航天器编队姿态协同控制是航天器编队飞行的重要研究内容,在许多实际编队任务中发挥着重要作用,因此引起了国内外学者的广泛关注。挠性航天器系统的动力学模型非线性,而且受到挠性模态、未知外部扰动、执行机构安装偏差和通信时延等影响,从而影响多航天器编队系统的控制精度和稳定性。由于航天器结构变化多样,航天任务要求更高,传统控制方案已不足以满足实际需要,设计具有较强鲁棒性的姿态协同控制器是很有现实意义的。基于终端滑模控制理论和自适应理论,本文将研究几种复杂任务约束下航天器编队系统的有限时间姿态协同控制。主要研究内容如下:分析挠性航天器编队的相对运动学、动力学方程,确定航天器编队的有向通信拓扑结构,通过设计积分滑模面及对应积分滑模自适应控制器,将模型中的挠性模态、外部干扰和执行机构安装偏差的影响抵消,得到基于有向拓扑结构的航天器编队的标称系统,即不考虑挠性模态、外部干扰和执行机构安装偏差的航天器编队系统。分别在有无通讯时延的情况下对标称系统进行姿态协同控制策略设计,使航天器编队中每一个航天器能够稳定跟踪期望姿态,并保持编队的姿态协同稳定。基于有向拓扑设计了一类非奇异快速终端滑模面。考虑未知干扰、挠性模态及执行机构安装偏差对系统稳定性的影响,基于有限时间理论,设计出一种有限时间姿态同步控制律和自适应律,使闭环系统的四元数误差和角速度误差分别能在有限时间收敛到小区域;由于控制律方程的不连续性,以边界层思想将控制器中的不连续项替换为边界层型的饱和函数,但此时系统误差将不能严格收敛到滑动面,会造成自适应参数的长期漂移现象,因此给出了修正的有限时间姿态协同控制律和自适应律,能够保证跟踪误差和相对误差在有限时间收敛到零点附近的小区域。