[发明专利]一种航天器相对视线跟踪的协同控制方法

权利要求书

1.一种航天器相对视线跟踪的协同控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

根据航天器轨道动力学方程分别在目标航天器轨道坐标系下建立目标航天器和主动航天器之间的相对视线动力学方程；

根据建立的相对视线动力学方程以及预设控制目标控制主动航天器运行，实现其对目标航天器相对视线的跟踪并遮挡目标航天器之间的相对视线；

所述控制主动航天器运行的控制律为：

其中，为滑模面，F₁和F₂为滑模面参数矩阵，m_A、m_B、m_C分别为两个目标航天器和主动航天器的质量，和为第一目标航天器和主动航天器的相对视线的状态空间方程参数，和为主动航天器和第二目标航天器的相对视线的状态空间方程参数，A_AC、B_AC、A_BC、B_BC、均为参数矩阵，分别为τ_dA和τ_dB的估计值，τ_dA和τ_dB分别为和的未知上界，和分别表示第一目标航天器和主动航天器的相对视线和主动航天器和第二目标航天器的相对视线的状态方程当中的未知干扰，σ₁、σ₂均为大于0的常数；

第一目标航天器和主动航天器的相对视线，以及主动航天器和第二目标航天器的相对视线的状态空间方程分别为：

和

所述预设控制目标为：

其中，t为控制时间；

目标航天器轨道坐标系下目标航天器和主动航天器之间的相对视线动力学方程为：

其中，m_A、m_B、m_C分别为两个目标航天器和主动航天器的质量，和分别为和在目标航天器的轨道坐标系F_A和F_B下的表示，和分别为和在第一目标航天器和第二目标航天器的轨道坐标系下的表示，为第一目标航天器在轨道坐标系F_A下的角速度，为第一目标航天器在轨道坐标系F_A下的轨道角加速度，为第二目标航天器在轨道坐标系F_B下的角速度和为第二目标航天器在轨道坐标系F_B下的轨道角加速度，θ_A和θ_B分别为第一目标航天器和第二目标航天器的真近点角，分别为第一目标航天器、第二目标航天器和主动航天器的位置矢量，r_A、r_B、r_C分别为地心到第一目标航天器、第二目标航天器和主动航天器的距离，分别为第一目标航天器、第二目标航天器和主动航天器所受到的外部干扰力，μ为地球引力常数，为主动航天器的控制律。