[发明专利]一种航天器编队防避撞六自由度协同控制方法

权利要求书

1.一种航天器编队防避撞六自由度协同控制方法，其特征在于，其包含如下的步骤：

S1，确定航天器主从式编队六自由度运动的完整数学模型，其包含：编队航天器的相对位置运动学模型和相对姿态动力学模型；并将所述的相对位置动力学模型转换为与航天器之间距离相关的动力学模型；

S2，确定航天器编队防避撞六自由度预设性能函数，并进行误差模型转换，进而，确定滑模变结构六自由度协同鲁棒控制律，以实现干扰条件下的航天器编队防避撞六自由度协同控制。

2.根据权利要求1所述的航天器编队防避撞六自由度协同控制方法，其特征在于，所述步骤S1中，假设条件如下：

1)从航天器在飞行期间的质量、转动惯量保持不变；

2)主航天器进行理想控制：假设轨道控制力恰好抵消外来干扰力的作用；

3)主航天器沿正圆轨道运行；

4)主航天器与从航天器相对距离小于50km；

5)从航天器所受到的干扰力和干扰力矩矢量是有界的。

3.根据权利要求2所述的航天器编队防避撞六自由度协同控制方法，其特征在于，所述的步骤S1包含：

步骤S1.1，根据所述假设条件及动力学原理，确定主从式航天器编队相对位置的数学模型为式(1)

其中，R_r为从航天器相对于主航天器的相对位置矢量，R_l为主航天器在地心惯性坐标系ECI中的位置矢量；x，y和z分别表示相对位置矢量R_r在主航天器参考系三轴的投影；m_f表示从航天器的质量；d_ff表示作用在从航天器上的外力干扰；F_f表示作用在从航天器上的控制力；ω_o表示主航天器的轨道角速度，μ为重力常数；科里奥利矩阵C_t(ω_o)定义为：

非线性项N_t(R_r，ω_o，R_l)为：

其中，r_l为主航天器的轨道高度；

步骤S1.2，根据所述假设条件及动力学原理，定义q_l和q_f分别为主航天器和从航天器的姿态四元数，定义ω_l和ω_f分别为主航天器和从航天器的在惯性系下的姿态角速度；定义相对姿态四元数q_r＝[η_r ε_r]^T表示主航天器体坐标系到从航天器体坐标系的姿态偏差，相对姿态角速度ω_r表示从航天器相对于主航天器的角速度在从航天器体坐标系下的投影；确定相对姿态四元数q_r和相对姿态角速度ω_r分别为：

其中，代表四元数乘法，C为四元数描述的旋转矩阵

C＝(η_r²-ε_r^Tε_r)I₃+2ε_rε_r^T-2η_rS(ε_r) (5)

对于任意向量χ＝[χ₁ χ₂ χ₃]^T∈R³，符号S(χ)表示如下的斜对称阵：

确定主从式航天器相对姿态的运动学模型为式(6)：

其中，

确定主从式航天器相对姿态的动力学模型为式(7)

式中，Λ_r＝S(Cω_l)J_f+J_fS(Cω_l)-S(J_fω_f)，J_l和J_f分别为主航天器和从航天器的转动惯量，u_f表示作用在从航天器上的控制力矩，d_uf为从航天器受到的干扰力矩；所述的主从式航天器的相对姿态的运动学方程(6)和相对姿态动力学方程(7)构成了主从式航天器的六自由度运动的完整数学模型；

S1.3，将相对位置状态变量转换为与航天器之间距离L相关的量；

选择将所述相对位置动力学方程(1)中关于z的动力学方程改写为关于L的动力学方程：

定义新的矢量确定新的相对位置的动力学模型：

其中，