[發(fā)明專利]控制受限衛(wèi)星編隊飛行系統(tǒng)的時變反饋有限時間控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202011233304.4
• 申請日: 2020-11-06
• 公開（公告）號: CN112286058B
• 公開（公告）日: 2022-11-08
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 周彬;張凱;侯明哲;姜懷遠(yuǎn);段廣仁
• 申請（專利權(quán)）人: 哈爾濱工業(yè)大學(xué)
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04;B64G1/24;B64G1/10
• 代理公司: 哈爾濱華夏松花江知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 23213
• 代理人: 高志光

1.控制受限衛(wèi)星編隊飛行系統(tǒng)的時變反饋有限時間控制方法，其特征在于：它按以下步驟實現(xiàn)：

步驟一：建立控制受限衛(wèi)星編隊飛行系統(tǒng)的軌道動力學(xué)模型并得到狀態(tài)空間方程，建立待跟蹤信號模型并得到狀態(tài)空間方程；

建立衛(wèi)星編隊飛行系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型：考慮目標(biāo)衛(wèi)星運行在平面圓軌道上的情形，其中R_e是地球的軌道半徑，r_ref是目標(biāo)衛(wèi)星的軌道半徑，i_ref是目標(biāo)衛(wèi)星參考軌道的初始傾角，J₂是地球位勢的二次球諧函數(shù)中的位勢常數(shù)，θ是目標(biāo)衛(wèi)星和伴飛衛(wèi)星之間的相角，(x₁,x₂)是坐標(biāo)原點在目標(biāo)衛(wèi)星質(zhì)心上右手坐標(biāo)系的坐標(biāo)，是由于空氣動力阻力而產(chǎn)生的在方向(x₁,x₂)上的附加加速度，M是星體的質(zhì)量，G是引力常數(shù)，μ＝GM是引力參數(shù)，是目標(biāo)衛(wèi)星的軌道速率，則目標(biāo)衛(wèi)星和伴飛衛(wèi)星的在平面內(nèi)的非線性相對運動方程為：

其中定義定義r_rel為目標(biāo)衛(wèi)星和追趕衛(wèi)星的相對距離，則目標(biāo)衛(wèi)星和伴飛衛(wèi)星的在平面內(nèi)的非線性相對運動方程(1)的初始狀態(tài)為x₂(0)＝r_relsin(θ),由于目標(biāo)衛(wèi)星和伴飛衛(wèi)星在平面內(nèi)運動，因此，可得i_ref＝0，定義和其中δa是由于控制作用引起的旋轉(zhuǎn)角的變化，則目標(biāo)衛(wèi)星和伴飛衛(wèi)星的在平面內(nèi)的非線性相對運動方程線性化后的方程為：

其中：a_max0表示空氣動力阻力以及衛(wèi)星動力系統(tǒng)可以提供的最大加速度，I₂表示2階單位矩陣；B_y是與空氣阻力有關(guān)的常數(shù)；

步驟二：建立參量Lyapunov方程并分析其性質(zhì)，通過參量Lyapunov方程的正定解P(γ)，設(shè)計顯式的線性時變反饋控制律，然后建立輸出調(diào)節(jié)方程，通過輸出調(diào)節(jié)方程的解，設(shè)計顯式的線性時變前饋控制律，最后通過線性時變反饋控制律和線性時變前饋控制律設(shè)計控制受限衛(wèi)星編隊飛行系統(tǒng)的時變狀態(tài)控制器；

步驟三：通過構(gòu)造顯式的Lyapunov函數(shù)，利用參量Lyapunov方程和調(diào)節(jié)方程解的性質(zhì)設(shè)計控制器參數(shù)，保證伴飛衛(wèi)星在有限時間內(nèi)完成跟蹤任務(wù)。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的控制受限衛(wèi)星編隊飛行系統(tǒng)的時變反饋有限時間控制方法，其特征在于：

步驟一建立待跟蹤信號模型過程為：衛(wèi)星編隊飛行的任務(wù)是驅(qū)動狀態(tài)向量[x₁,x₂]^T來跟蹤的給定信號其中r和w_ref是給定的常數(shù)；因此，給定信號可用以下線性狀態(tài)方程描述：

其中，b＝r；跟蹤誤差e(t)可用以下方程描述：

e(t)＝Cx(t)+Dw(t) (4)

其中，觀察式(4)可知，當(dāng)e(t)趨于零時，衛(wèi)星編隊飛行跟蹤任務(wù)完成。