技术特征：
1.一种预设时间分布式航天器编队姿轨耦合控制方法，其特征在于，包括：s1、建立航天器的姿轨耦合动力学模型；s2、构建预设时间函数，规定航天器的编队收敛时间；s3、根据构建的预设时间函数设计预设编队性能不等式；s4、根据航天器的姿轨耦合动力学模型与预设编队性能不等式设计预设时间编队控制协议，从而实现预设时间航天器编队。2.根据权利要求1所述的一种预设时间分布式航天器编队姿轨耦合控制方法，其特征在于，步骤s1包括以下分步骤：s11、对于编队中的n个航天器，使用mrps描述航天器姿态，建立航天器i的姿态动力学模型如下：模型如下：模型如下：模型如下：σ
i
表示第i个航天器本体系相对于地心惯性坐标系的姿态，表示σ
i
对时间的一阶导数，表示σ
i
对时间的二阶导数，w
i
表示航天器本体系相对于eci系的转动角速度在本体系的投影，j
i
表示第i个航天器的转动惯量，s()表示叉乘矩阵，τ
i
、τ
di
分别表示作用在第i颗航天器上的控制力矩和外部干扰力矩在该航天器本体系下的投影，上标t表示转置；s12、假设星群运行在一条园轨道上，则第i颗卫星相对与星群参考点的相对动力学方程为：程为：程为：其中，m
i
表示第i个航天器的质量，ρ
i
表示第i个航天器相对于参考点的位置，表示ρ
i
的一阶导数，表示ρ
i
的二阶导数，表示参考点绕地球旋转的角速度，f
bi
、f
di
分别表示第i个航天器的控制力在本体系的投影和干扰力，r
lbi
表示第i个航天器本体系到参考点的lvlh系的旋转矩阵；s13、合并航天器姿态动力学模型和相对轨道动力学模型，建立位置归一化的航天器i的姿轨耦合动力学模型；具体过程为：令状态量为其中ρ
max
表示所有航天器与参考点距离的最大值，合并航天器姿态动力学模型和相对轨道动力学模型，得到欧拉-拉格朗日形式的第i个航天器的姿轨耦合模型：
其中，表示x
i
的一阶导数，表示x
i
的二阶导数，的二阶导数，的二阶导数，i3表示3
×
3的单位矩阵。3.根据权利要求2所述的一种预设时间分布式航天器编队姿轨耦合控制方法，其特征在于，预设时间函数被设计为如下形式；其中，p0、p
∞
分别表示预设时间函数的初始值和稳态值，t表示预设的系统稳定时间。4.根据权利要求3所述的一种预设时间分布式航天器编队姿轨耦合控制方法，其特征在于，步骤s3中，设计预设编队性能不等式为如下形式：-v
1i,m
p(t)<e
i,m
(t)<v
2i,m
p(t)其中，e
i,m
表示e
i
第m列元素，e
i
表示航天器i的编队误差。5.根据权利要求4所述的一种预设时间分布式航天器编队姿轨耦合控制方法，其特征在于，步骤s4具体包括以下分步骤：s41、通过误差变换把预设编队性能不等式变为等式约束：s42、设计航天器i预设时间编队控制协议为如下形式：其中，k
1i
,k
2i
为大于0的常数，ε
i
＝[ε
i,1
,
…
,ε
i,6
]
t
，为e
i
的导数；s43、根据计算编队中各航天器的控制量；s44、将控制量作用于对应的航天器的执行机构上，从而在预设时间内实现航天器编队。
技术总结
本发明公开一种预设时间分布式航天器编队姿轨耦合控制方法，应用于卫星集群、航天器编队智能控制领域，针对现有技术中缺少某些紧急情况下预设时间的高精度航天器编队的解决方案的问题；本发明首先建立航天器的姿轨耦合动力学模型；其次设计预设时间函数，规定航天器的编队收敛时间；然后设计预设编队性能不等式，把航天器编队误差和预设时间函数结合起来，描述航天器编队跟踪误差的收敛时间；最后设计预设时间编队控制协议，实现预设时间航天器编队。本发明的控制方法能够使航天器在用户设定的时间内实现编队，不需要航天器的转动惯量和质量等信息，且控制器计算复杂度低、控制精度高，适合应用于航天器编队飞行姿轨耦合跟踪控制问题。踪控制问题。踪控制问题。
技术研发人员：施孟佶 刘岩 李维豪 林伯先 秦开宇
受保护的技术使用者：电子科技大学
技术研发日：2022.08.12
技术公布日：2022/10/11