微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法

发布时间：2021-07-04 07:43

　　针对传统皮纳卫星姿态控制系统中磁力矩器输出力矩小、姿态控制响应慢等问题,提出一种微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法,提高了控制精度,缩短了控制周期,并利用Lyapunov稳定性理论证明了算法的稳定性。首先建立微型固体推进器阵列优化点火模型,然后给出其补偿控制时间设置方法,并推导出大角速度阻尼控制律和辅助速度阻尼控制律,同时设计了基于混合系统模型的姿态捕获联合控制律,最后通过仿真验证了速度阻尼联合控制律和姿态捕获联合控制律的有效性。仿真结果表明,相较于传统的纯磁控方法,联合控制方法能够有效提高控制精度,大幅度缩短控制周期。 

【文章来源】：宇航学报. 2020,41(03)北大核心EICSCD

【文章页数】：10 页

【部分图文】：

卫星表面阵列配置示意图

表1 控制量分配表Table 1 Control allocation 阵列序号 控制向量轴 控制量 B阵列/D阵列 X轴 滚转角 E阵列/F阵列 Y轴 俯仰角 A阵列/C阵列 Z轴 偏航角将实际推力等效为推力方波,周期teq与实际推力器工作时间t相同,单个推力器的总冲量与实际推力总冲量相同:∫T0F(t)dt=Feqteq,其中F为单个推力器的推力,Feq为等效推力,燃烧周期为teq,脉冲冲量大小为P。

图3为轨道高度为682 km,轨道倾角为97°的圆形近极点轨道的可控性函数的最小特征值分布,其中时间窗Δt=0.05T。随着时间的推移,控制能力最差时刻约从 t ˉ j =0.21Τ 和 t ˉ j =0.71Τ 时刻开始,周期与轨道周期相同。这表明在这些磁力矩器控制能力最差的时间窗口内,应采用微型固体推进器阵列进行补偿控制。在此例中,补偿控制应用于tk=0.225 T+(k-1)×0.5 T, k∈{1,2,…,N}[4]。3 速度阻尼联合控制律设计

【参考文献】：
期刊论文
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[8]动能拦截弹姿控发动机组合点火算法研究[J]. 杨锐,徐敏,陈士橹.  西北工业大学学报. 2006(01)

博士论文
[1]微小卫星姿态控制系统关键技术研究[D]. 刘海颖.南京航空航天大学 2008



本文编号：3264354