[发明专利]固体微推进器阵列与磁力矩器联合控制方法

说明书

本发明公开了一种固体微推进器阵列与磁力矩器联合控制方法，设计固体微推进器阵列优化点火模型，通过优化点火模型控制固体微推进器阵列对卫星进行大角度速度阻尼控制，直至卫星的角速度通过磁力矩器和固体微推进器阵列对卫星进行小角度阻尼联合控制，直至卫星角速度小于等于通过磁力矩器和固体微推进器阵列对卫星进行联合姿态捕获控制；通过设计MSPT点火模型设计，可以优化固体微推进器的点火，给出最优的点火组合，根据任务需求，将固体微推进器阵列和磁力矩器相结合进行联合控制，并分别通过理论推导和仿真实验证明了算法的有效性，可以降低卫星的姿态控制周期，提升控制精度，减少控制能耗。

【技术领域】

本发明属于微星姿态控制技术领域，尤其涉及固体微推进器阵列与磁力矩器联合控制方法。

【背景技术】

在单位企业里，微小卫星以其实现成本低，设计时间周期短等的快速响应能力应用在应急通信、空间组网等领域。在高校教育中，其低成本、高集成的特性使得皮纳卫星可以很好的融入创新与学习，对学生的发展很有帮助，所以被很多大学所重视。当下已有多所大学的小卫星发射成功。皮纳卫星的姿态确定与控制系统(Attitude Determina tion andControlSystem简写为ADCS)为小卫星提供姿态控制能力，它由姿态敏感器、姿态控制执行器与姿控计算机组成。姿态敏感器配合姿控计算机可以提供卫星姿态信息，通过姿控计算机对陀螺仪、卫星导航接收机(GNSS)和磁强计、太阳敏感器、星敏感器等姿态敏感器采集的信息进行处理，解算出当前卫星的姿态，为姿态控制提供保障。

微型固体微推进器阵列的控制精度取决单个推进器的推力大小，而整体推进能力取决于于推进器的推力及阵列规模。当单个推进器推力较大时，姿态控制精度将无法保证；而推进器推力较小时，在完成大角度机动或多次机动任务中，需要的推进器规模庞大，难以达到功耗、体积等方面的限制。因此单独采用固体微推进器阵列进行姿态控制无法满足如很多实际飞行任务的需求，为充分利用微型固体微推进器的优势，仍需探究更好的组合姿态控制方法。

【发明内容】

本发明的目的是提供一种固体微推进器阵列与磁力矩器联合控制方法，以磁力矩器作为主执行器，同时为充分发挥微型固体微推进器阵列的作用，提高控制效率，降低对卫星的姿态控制周期、提升控制精度、减少控制能耗。

本发明采用以下技术方案：固体微推进器阵列与磁力矩器联合控制方法，具体包括以下步骤：

步骤1、设计固体微推进器阵列优化点火模型，通过优化点火模型控制固体微推进器阵列对卫星进行大角度速度阻尼控制，直至卫星的角速度

步骤2、基于控制律通过磁力矩器和固体微推进器阵列对卫星进行小角度阻尼联合控制，直至卫星角速度小于等于

其中，m^b为磁力矩器产生的输出力矩，K₁、K₂均为正定义系数矩阵，B^b表示本体系地磁场矢量，表示卫星在本体系内的真实角速度，t_k表示固体微推进器阵列的工作时间点，k∈{1,2,…,M}，M为大于等于1的整数；A_k为固体微推进器阵列在小角度阻尼控制过程中每次工作产生的输出冲量；

步骤3、基于控制律通过磁力矩器和固体微推进器阵列对卫星进行联合姿态捕获控制；

其中，u_c(t)为磁力矩器在捕获控制时的输出力矩，u_dk为固体微推进器阵列在捕获控制时产生的输出冲量，k_c为连续控制律增益，表示本体系磁场的斜对称矩阵、J为转动惯量矩阵，P₁、P₂均为正定矩阵，θ(t)表示卫星在t时刻欧拉角，的导数，k_d为离散控制律增益，为卫星在时刻的欧拉角，为的导数。

进一步地，固体微推进器阵列优化点火模型具体为：