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龙图腾网获悉东南大学申请的专利基于分数阶滑模的多航天器编队姿态系统分布式容错控制方法与系统获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN119396185B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-09-16发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411531309.3，技术领域涉及：G05D1/46；该发明授权基于分数阶滑模的多航天器编队姿态系统分布式容错控制方法与系统是由温广辉;张猛;王利楠;苏浩峻;赵丹设计研发完成，并于2024-10-30向国家知识产权局提交的专利申请。

本基于分数阶滑模的多航天器编队姿态系统分布式容错控制方法与系统在说明书摘要公布了：本发明公开了一种基于分数阶滑模的多航天器编队姿态系统分布式容错控制，属于自动控制领域。其中方法包括：首先，构建多航天器编队姿态系统模型，包括航天器混合故障模型和多航天器编队飞行姿态误差系统。根据构建多航天器编队姿态系统模型，基于有限时间理论设计一种分布式有限状态观测器，以便每个观测器可以及时观测到自身集中干扰值,并进行有效补偿。最后，基于分数阶滑模理论设计新型多航天器编队姿态系统分布式协同容错控制器，能够实现航天器编队姿态系统容错控制,从而保障多航天器编队姿态系统在执行任务过程中的稳定性和可靠性。

本发明授权基于分数阶滑模的多航天器编队姿态系统分布式容错控制方法与系统在权利要求书中公布了：1.基于分数阶滑模的多航天器编队姿态系统分布式容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤： S1、构建航天器编队姿态动力学模型； S2、基于有限时间理论的分布式观测器设计； S3、基于分数阶积分滑模的多航天器分布式姿态容错控制器设计； S4、将步骤S3中控制器输入步骤S1中航天器的运动学和动力学模型，得到的闭环系统即多航天器编队姿态系统分布式容错控制系统； 其中，步骤S1具体包括以下步骤： S11，基于姿态四元数构建刚体航天器编队系统中第i个航天器的姿态运动学与动力学模型； 考虑具有1个领导航天器和N个跟随航天器的航天器编队飞行系统，第i个航天器的姿态四元数部分为：[qiv,qi0]T，其中，qiv＝[qi1,qi2,qi3]T为四元数的矢量部分；qi0为四元数的标量部分；基于所定义的姿态四元数，通过下式得到航天器的姿态运动学和动力学模型: 上式中，为第i个航天器刚体坐标系下的角速度，为qi0的导数，为为qiv的导数，为单位矩阵；为ωi对时间的导数；Ji0为第i个航天器的转动惯量；τic＝[τi1,τi2,τi3]T为航天器的控制力矩；表示如下的矩阵 S12，引入集中干扰变量； 当系统参数发生某些变化时，这些变化会引起故障信号的改变，且这种改变与输入信号紧密相连；因此，第i个航天器的控制输出信号τitF的数学表达视为故障信号与输入信号τit相乘的结果；即： 当未知输入作用在系统上时，故障信号的变化并不受输入信号的影响；因此，输出信号τtF的数学描述等价地表示为输入信号τt与故障信号τbt之和；其数学表达式为： 当乘性故障和加性故障同时在执行器发生时，这种情况可能会导致“卡死”现象，执行器对控制信号无响应，完全失去控制作用；混合故障用数学表达式表示为： 定义是通过第i个航天器姿态控制系统控制指令的期望值，则第i个航天器执行器的实际输出控制指令τi为： τi＝Γit+Pitτic 上式中，为第i个航天器的偏置故障，为故障失效因子矩阵，且满足其中的值越小，则代表执行器失效程度越严重，能够输出的实际控制力矩也就越小；当Pit＝0时，则代表执行器完全失效，将无法提供任何的控制力矩； 在航天器编队姿态控制系统的设计中，要充分考虑到转动惯量不确定性的影响，以确保有效补偿保证飞行任务的顺利完成；第i个航天器惯性矩阵Ji由标准的惯性矩阵Ji0和惯性矩阵不确定部分ΔJi构成，即Ji＝Ji0+ΔJi；得到： 令得： 基于第i个航天器混合故障执行器模型和惯性矩阵不确定部分模型，并且同时考虑第i个航天器存在外部干扰d0，则第i个航天器刚体坐标系下的角加速度为： 上式中，τia＝Γit+Pit-Iiτic，为第i个航天器刚体坐标系下的角速度，为ωi的反对称矩阵； 基于上述分析，在受到外部干扰、惯性矩阵不确定部分和执行器混合故障等条件下，第i个航天器运动学和动力学模型改写为： 其中，为第i个航天器的集中干扰， S13，引入多航天器编队飞行姿态误差系统； 对于存在领导者的多航天器编队系统,将领导航天器的期望姿态记作领航者或者虚拟领航者期望角速度为ω0，接下来,将用姿态误差四元数和角速度误差描述航天器编队姿态协同控制系统,将误差定义为： 则航天器编队姿态跟踪误差运动学和动力学方程为： 其中，为第i个航天器的姿态跟踪误差四元数，ωie为第i个航天器的角速度跟踪误差，Ri为从领航者的刚体坐标系到第i个航天器刚体坐标系的旋转矩阵，并且和||Ri||＝1成立； 其中，步骤S2中，分布式有限状态观测器设计，具体包括： 针对每一个航天器设计有限时间干扰观测器,所设计的观测器能够在有限时间内估计系统中每个航天器的集中扰动值di,同时能够对执行器故障、外部干扰以及转动惯量不确定性进行有效补偿，设和分别是航天器角速度ωi和集中扰动di的估计值，同时引入两个辅助变量ζ,设计如下形式的分布式有限状态观测器： 上式中di为第i个航天器的集中干扰，为di的导数，sign表示符号函数，具体定义如下： 针对对执行器故障、外部扰动及转动惯量不确定性存在的条件下多航天器编队姿态系统，该观测器能够在有限时间内有效地估计出未知的集中干扰值；即，当t＞t0时，因此利用该观测器实现有限时间内对未知集中干扰的有效估计，其中， 由有限时间非光滑理论可知，所设计的有限时间干扰观测器，能够在有限时间内精确估计每个航天器所受到的集中干扰值di。

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