[发明专利]有向通信领航跟随航天器编队简化姿态分布协同控制方法

权利要求书

1.一种有向通信领航跟随航天器编队简化姿态分布协同控制方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：在单位天球坐标系下描述航天器的简化姿态运动，将简化姿态运动转化为单位天球面上瞄准矢量终点的平动；所述航天器编队中包括一个领航航天器和n个跟随航天器，n0；所有编队航天器之间的通信拓扑由图描述，且存在一个有向生成树；

步骤2：根据一致性理论，设计有向通信拓扑下领航跟随航天器编队简化姿态的分布式协同虚拟控制量；

步骤3：基于步骤2所设计的分布式协同虚拟控制量计算跟随航天器的理想角速度矢量；

步骤4：将各个跟随航天器的角速度矢量与理想角速度矢量之差作为滑模变量，构造滑模面；

步骤5：基于步骤4构造的滑模面，采用超扭曲滑模控制方法设计各个跟随航天器的分布式协同控制律。

2.根据权利要求1所述一种有向通信领航跟随航天器编队简化姿态分布协同控制方法，其特征在于：步骤1中得到的瞄准矢量终点的平动公式为：

其中p_i为第i个航天器的单位瞄准矢量η_i的终点P_i在单位天球坐标系下的位置，p_i＝[θ_i,φ_i]^T，θ_i为经度，φ_i为纬度；E_i的表达式为

为点P_i的速度矢量在坐标系中的表示：

其中R_FiI为由坐标系到惯性坐标系的旋转矩阵，为第i个航天器的瞄准矢量在惯性坐标系中的表示，为由体坐标系到惯性坐标系的旋转矩阵，为测量得到的第i个航天器相对于惯性坐标系的角速度矢量在体坐标系中的表示；

其中第i个航天器的体坐标系原点位于第i个航天器的质心，轴与第i个航天器的最大惯量主轴重合，轴与第i个航天器的最小惯量主轴重合，轴与轴、轴构成右手坐标系；

惯性坐标系为原点和坐标轴固定在惯性空间的右手坐标系；

单位天球坐标系的原点与惯性坐标系的原点重合，单位天球坐标系的零纬度面与惯性坐标系的z_I＝0平面重合，当z_I＞0时纬度大于0；零经度线位于惯性坐标系的y_I＝0,x_I≥0平面内，沿z_I轴观察经度顺时针增大；

第i个航天器对应的坐标系原点位于η_i的终点P_i，轴与η_i平行且指向相同，轴与单位天球坐标系的经线位于同一平面内且相切，指向纬度增大的方向，轴与轴、轴构成右手坐标系。

3.根据权利要求2所述一种有向通信领航跟随航天器编队简化姿态分布协同控制方法，其特征在于：步骤2中设计的分布式协同虚拟控制量为使得第i个航天器的瞄准矢量与领航航天器的瞄准矢量重合，其中：

式中，k₁＞0为常数，p_j为在第j个航天器的体坐标系下与航天器固连的单位瞄准矢量η_j的终点P_j在单位天球坐标系下的位置；p₀为在领航航天器的体坐标系下与航天器固连的单位瞄准矢量η₀的终点P₀在单位天球坐标系下的位置；a_ij为跟随航天器之间的通信拓扑图的临接矩阵A＝[a_ij]中的元素，当第i个跟随航天器通过通信可以获取第j个跟随航天器的信息时，a_ij＝1，否则a_ij＝0；a_i0为领航航天器与跟随航天器之间的通信拓扑用矩阵H＝diag([a₁₀,a₂₀,…,a_n0])中的对角元素，当第i个跟随航天器可

以获得领航航天器的信息，则a_i0＝1，否则a_i0＝0。