[发明专利]一种使用固体微推力器阵列抑制卫星太阳帆板振动的方法

权利要求书

1.一种使用固体微推力器阵列抑制卫星太阳帆板振动的方法，包括以下几个步骤：

步骤1：将固体微推力器阵列安装在卫星太阳帆板选定位置的正反两面，振动传感器与固体微推力器阵列对位配置；

步骤2：获取安装在卫星太阳帆板上的振动传感器和安装在卫星本体的姿态传感器的测量信息；

步骤3：提取太阳帆板振动的主控模态信息；

步骤4：将主控模态状态和卫星三轴姿态状态带入主动振动控制器模型计算控制指令；

离散状态空间形式的太阳帆板主动振动控制器模型如下：

其中，T表示采样周期，k表示采样周期编号，表示离散化后的系统矩阵，表示离散化后的控制输入矩阵，表示离散化后的干扰输入矩阵，d(kT)表示空间干扰力矩，一个控制周期T内固体微推力器不燃烧的时间为T₂＝T-T₁，T₁表示单个固体微推力器的燃烧时间，上式分解为两个子系统：受控阶段子系统和不受控阶段子系统，分别表示为：

受控阶段子系统：

不受控阶段子系统：

其中：T₁和T₂分别表示受控阶段子系统和不受控阶段子系统的采样周期；和分别表示示受控阶段子系统和不受控阶段子系统的系统矩阵；和分别表示示受控阶段子系统和不受控阶段子系统的控制输入矩阵；和分别表示示受控阶段子系统和不受控阶段子系统的干扰输入矩阵；

上述的受控阶段子系统和不受控阶段子系统在控制算法实施时周期性地来回切换；

时不变的等效系统表示为：

式中：x_eq表示时不变等效系统的状态向量；

对时不变等效系统设置闭环稳定控制器，实时计算出控制指令；

步骤5：将步骤4计算出的固体微推力器阵列控制力指令输入点火固体微推力器阵列分配模型中，通过点火分配算法计算固体微推力器阵列的点火个数和位置；

步骤6：将步骤4中计算得到的飞轮控制指令和步骤5计算得到的点火分配指令分别放入到姿态飞轮和固体微推力器阵列执行，实现挠性卫星的主动振动控制。

2.根据权利要求1所述的一种使用固体微推力器阵列抑制卫星太阳帆板振动的方法，所述的步骤1具体为：

固体微推力器阵列在帆板上的安装位置选择遵循控制弯曲模态能量最省的指标，定义为：

其中，μ(t)为固体微推力器阵列的点火推力，t_f表示控制终止时间，t表示时间；

将上式中指标J最小化的方法是：根据Pontryagin最小原理，上式的解等价于使得能控性Grammian阵特征值最大；

能控性Grammian阵为：

其中：e^At是控制系统的状态转移矩阵，B是控制系统的控制输入矩阵；

对于一个渐进稳定系统，P(tf)通过求解能控性Lyapunov方程得到；

能控性Lyapunov方程为：

AP+PA^T+BB^T＝0

其中：A是控制系统的系统矩阵，P＝P(t_f)；

性能指标J化为：

其中，λ_p为矩阵P的特征值向量，σ(·)表示标准差，λ_pi表示λ_p的第i个元素；

安装位置坐标位于矩阵B中，选取一组安装位置，得到对应的矩阵B，带入能控性Lyapunov方程并解出矩阵P的值和P的特征值向量λ_p，带入指标J的表达式得到这组安装位置对应的性能指标，更换不同的安装位置组合得到不同的J，取所有安装位置组合中对应的J最大的组合，得到安装位置。

3.根据权利要求1或者2所述的一种使用固体微推力器阵列抑制卫星太阳帆板振动的方法，所述的步骤1中，固体微推力器阵列的摆放方式为：多块固体微推力器阵列沿帆板中轴线方向安放或者多块固体微推力器阵列沿帆板宽度方向安放。

4.根据权利要求1所述的一种使用固体微推力器阵列抑制卫星太阳帆板振动的方法，所述的步骤2中：

振动传感器测量的帆板的是振幅和振动速度；姿态传感器测量的是卫星的三轴姿态角和姿态角速度。