技术特征：
1.控制受限卫星编队飞行系统的时变反馈有限时间控制方法，其特征在于：它按以下步骤实现：步骤一：建立控制受限卫星编队飞行系统的轨道动力学模型并得到状态空间方程，建立待跟踪信号模型并得到状态空间方程；步骤二：建立参量lyapunov方程并分析其性质，通过参量lyapunov方程的正定解p(γ)，设计显式的线性时变反馈控制律，然后建立输出调节方程，通过输出调节方程的解，设计显式的线性时变前馈控制律，最后通过线性时变反馈控制律和线性时变前馈控制律设计控制受限卫星编队飞行系统的时变状态控制器；步骤三：通过构造显式的lyapunov函数，利用参量lyapunov方程和调节方程解的性质设计控制器参数，保证伴飞卫星在有限时间内完成跟踪任务。2.根据权利要求1所述的控制受限卫星编队飞行系统的时变反馈有限时间控制方法，其特征在于：步骤一具体为：建立卫星编队飞行系统的数学模型：考虑目标卫星运行在平面圆轨道上的情形，其中r
e
是地球的轨道半径，r
ref
是目标卫星的轨道半径，i
ref
是目标卫星参考轨道的初始倾角，j2是地球位势的二次球谐函数中的位势常数，θ是目标卫星和伴飞卫星之间的相角，(x1，x2)是坐标原点在目标卫星质心上右手坐标系的坐标，是由于空气动力阻力而产生的在方向(x1，x2)上的附加加速度，m是星体的质量，g是引力常数，μ＝gm是引力参数，是目标卫星的轨道速率，则目标卫星和伴飞卫星的在平面内的非线性相对运动方程为：其中定义定义r
rel
为目标卫星和追赶卫星的相对距离，则目标卫星和伴飞卫星的在平面内的非线性相对运动方程(1)的初始状态为x2(0)＝r
rel
sin(θ)，sin(θ)，由于目标卫星和伴飞卫星在平面内运动，因此，可得i
ref
＝0，定义和其中δa是由于控制作用引起的旋转角的变化，则目标卫星和伴飞卫星的在平面内的非线性相对运动方程线性化后的方程为：其中：a
max
＞0表示空气动力阻力以及卫星动力系统可以提供的最大加速度，表示空气动力阻力以及卫星动力系统可以提供的最大加速度，i2表示2阶单位矩阵；b
y
是与空气阻力有关的常数。
3.根据权利要求1或2所述的控制受限卫星编队飞行系统的时变反馈有限时间控制方法，其特征在于：步骤一建立待跟踪信号模型过程为：卫星编队飞行的任务是驱动状态向量[x1，x2]
t
来跟踪的给定信号其中r和w
ref
是给定的常数；因此，给定信号可用以下线性状态方程描述：其中，b＝r；跟踪误差e(t)可用以下方程描述：e(t)＝cx(t)+dw(t)
ꢀꢀꢀꢀ
(4)其中，观察式(4)可知，当e(t)趋于零时，卫星编队飞行跟踪任务完成。4.根据权利要求3所述的控制受限卫星编队飞行系统的时变反馈有限时间控制方法，其特征在于：步骤二的具体过程为：2.1构建参量lyapunov方程a
t
p(γ)+p(γ)a-p(γ)bb
t
p(γ)+γp(γ)＝0
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)其中t∈[0，t)；γ0＞0为待设计的常数；α4＝α
2-α3；α3是待设计的常数；δ
c
(γ0)≥1是有关于γ0的常数；由上述分析可知γ＞0，结合系统矩阵a是临界稳定这一条件，保证式(5)所示参量lyapunov方程存在唯一正定解p(γ)，且p(γ)具有以下性质：性质1：π(γ)＝tr(b
t
pb)＝2tr(a)+nγ，其中n为系统(2)的阶数，tr(b
t
pb)表示矩阵b
t
pb的迹，tr(a)表示矩阵a的迹，由于系统(2)中矩阵a的特征值全在虚轴上，因此，tr(a)＝0，π(γ)＝tr(b
t
pb)＝nγ＞0；性质2：满足且与p(γ)的关系为：2.2、构建基于式(5)时变反馈增益：k(γ)＝b
t
p(γ)
ꢀꢀꢀꢀ
(6)2.3、构建调节方程：其中和即为调节方程(7)的解；2.4、构建基于式(6)和(7)的线性时变前馈增益：2.5、构建物理可实现的时变控制器：首先基于式(6)和(8)构建时变控制器u(t)＝-k(γ)x(t)+l(γ)w(t)，
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(9)
则闭环控制系统(2)、(3)、(4)和(9)可表示为：观察t∈[0，t1)可得：当时间t趋于t1，γ趋于正无穷；观察性质2可得：γ趋于正无穷，则p(γ)趋于正无穷；观察式(6)可得：p(γ)趋于正无穷，则k(γ)趋于无穷，观察式(8)可得：k(γ)趋于正无穷，则l(γ)趋于无穷，因此，基于式(6)和(8)的时变控制器(9)是物理不可实现的，此外，γ在时间区域t∈[t1，+∞)内没有被定义，导致时变控制器(9)在时间区域t∈[t1，+∞)内没有被定义，为了设计物理可实现的时变控制器，给出一种γ的设计方法；其中是被待设计的参数，至此完成控制受限卫星编队飞行系统的时变状态控制器的设计。5.根据权利要求1或4所述的控制受限卫星编队飞行系统的时变反馈有限时间控制方法，其特征在于：步骤三的具体过程为：3.1、状态变换：定义利用调节方程(7)，闭环系统(10)可重新写为：观察闭环系统(12)可知：x(t)趋于零，则e(t)趋于零；对比系统(10)和(12)可知，通过线性变换跟踪控制问题转化为扰动情况下的镇定问题，以闭环系统(12)为对象进行稳定性分析；3.2、实现控制受限卫星编队飞行系统的时变反馈有限时间控制，对外部系统(3)做以下要求：存在一个集合ω和一个常数使得对于所有的w(0)∈ω；其中w(0)为w(t)在t＝0时刻的值，为的无穷范数；3.3、|u
i
(t)|≤u
max
，i＝1，2情形下闭环系统lyapunov稳定性检验定义x＝x(t)，定义以下凸包：定义以下lyapunov函数；v(t，x)＝π(γ)x
t
p(γ)x
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(15)由性质1可知当x∈ξ(γ)时，利用性质1可得：
其中b
i
表示为矩阵b的第i列，由式(16)可知其中||b
t
p
x
||
∞
为b
t
p
x
的无穷范数，由式(13)和(17)可知因此，闭环系统(12)可写为lyapunov函数v(t，x)沿着闭环系统(19)的时间导数为：由可得因此，利用性质2可得式(20)可继续写为由可得因此，式(21)可继续写为由式(22)可得：式(23)表明：对于任意的x(0)∈ξ(γ0)，可得其中，x(0)为状态x(t)在t＝0时刻的值；3.4、|u
i
(t)|≤u
max
，i＝1，2情形下闭环系统状态收敛速度检验由式(22)可得：v(t，x)≤e
φ
v(t(0)，x(0))
ꢀꢀꢀꢀ
(24)
其中v(t(0)，x(0))为函数v(t，x)在t＝0时刻的值，因此，式(24)可继续写为其中p(γ0)为γ(t)在t＝0时刻参量lyapunov方程(5)的解，λ
max
(p(γ0))为p(γ0)的最大特征值，π(γ0)为π(γ)在t＝0时刻的值，||x(0)||为x(0)的范数；观察式(15)可得v(t，x)≥λ
min
(p(γ0))π(γ0)||x(t)||2ꢀꢀꢀꢀ
(26)其中λ
min
(p(γ0))为p(γ0)的最小特征值，||x(t)||为x(t)的范数，因此，由式(25)和(26)可得式(27)表明：当时间t趋于t1时，x(t)趋于零，即e(t)趋于零，即卫星编队飞行系统跟踪任务在有限时间t内完成；3.5、参数γ0和α3的设计方法由可知有限时间t1依赖于参数γ0，并且满足由式(28)可知γ0越小有限时间t1越长，另一方面，根据性质2和式(14)可知γ0越小，吸引域ξ(γ0)越大，故当u
max
固定时，参数γ0的设计需要在吸引域和有限时间t1做一下权衡；在另一方面，由可知有限时间t1还依赖于参数α3，并且满足由式(29)可知，当α3越小有限时间t1越短，并且当α3趋于零时，t1趋于当α3越大有限时间t1越长，并且当α3趋于α2时，t1趋于无穷大，因此，可根据控制任务在[0，α2)之间调节α3，在内选取合适的有限时间t1。