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一种皮纳卫星MEMS固体微推力器阵列联合姿态控制的高精度方法

杨博 李嘉兴

杨博, 李嘉兴. 一种皮纳卫星MEMS固体微推力器阵列联合姿态控制的高精度方法[J]. 北京航空航天大学学报, 2018, 44(7): 1378-1386. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2017.0481
引用本文: 杨博, 李嘉兴. 一种皮纳卫星MEMS固体微推力器阵列联合姿态控制的高精度方法[J]. 北京航空航天大学学报, 2018, 44(7): 1378-1386. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2017.0481
YANG Bo, LI Jiaxing. A high-precision attitude coordinated control method using MEMS thruster for pico- and nano-satellite[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2018, 44(7): 1378-1386. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2017.0481(in Chinese)
Citation: YANG Bo, LI Jiaxing. A high-precision attitude coordinated control method using MEMS thruster for pico- and nano-satellite[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2018, 44(7): 1378-1386. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2017.0481(in Chinese)

一种皮纳卫星MEMS固体微推力器阵列联合姿态控制的高精度方法

doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2017.0481
详细信息
    作者简介:

    杨博  女,博士,副教授。主要研究方向:航天器天文自主导航技术、深空探测自主导航与制导技术、可重复运载器GNC关键技术

    李嘉兴  男, 硕士研究生。主要研究方向:航天器天文自主导航技术、小卫星编队小推力姿轨控制

    通讯作者:

    杨博.E-mail:yangbo@buaa.edu.cn

  • 中图分类号: V448.22

A high-precision attitude coordinated control method using MEMS thruster for pico- and nano-satellite

More Information
  • 摘要:

    针对低成本皮纳卫星实现高精度姿态控制问题,提出了一种飞轮与MEMS固体微推力器(SPM)阵列双模式执行机构联合控制方法。采用全局快速终端滑模控制律解决皮纳卫星受扰机动快速稳定的问题,并通过了Lyapunov稳定性证明。推导出能量最优切换模型,即分为飞轮单独控制、飞轮与固体微推力器联合控制以及固体微推力器单独控制3个区间,达到了高稳定精度和固体微推力器最低消耗的双重效果。同时利用蒙特卡罗法方法搜索实际力矩与指令力矩最接近的固体微推力器分配矩阵,以合理安排固体微推力器的点火顺序,使其消耗最少。通过计算机仿真计算表明,提出的飞轮与MEMS固体微推力器阵列双模式执行机构联合控制方法可以使低成本的皮纳卫星完成高精度的控制任务,姿态角精度为0.045 7°,姿态角速率精度为0.006 2(°)/s。

     

  • 图 1  飞轮力矩输出示意图

    Figure 1.  Schematic of torque output of flywheel

    图 2  10×10固体微推力器阵列

    Figure 2.  10×10 solid propellant microthruster array

    图 3  固体微推力器推力示意图

    Figure 3.  Schematic of thrust of solid propellant microthruster

    图 4  飞轮力矩限制时的误差姿态角和误差姿态角速率示意图

    Figure 4.  Error attitude angle and error attitude angular rate when flywheel's torque is limited

    图 5  加入固体微推力器后的误差姿态角和误差姿态角速率示意图

    Figure 5.  Error attitude angle and error attitude angular rate after adding solid propellant microthruster

    图 6  加入固体微推力器后的实际控制力矩示意图

    Figure 6.  Actual control torque after adding solid propellant microthruster

    图 7  K=M时的实际控制力矩示意图

    Figure 7.  Actual control torque when K=M

    图 8  不同控制参数与K/M时固体微推力器消耗量示意图

    Figure 8.  Consumption of thruster with different control parameters and K/M

    表  1  参数取值

    Table  1.   Parameter value

    参数 数值
    α0 0.8
    β0 0.04
    p0 7
    q0 5
    φ 0.8
    γ 0.04
    p 7
    q 5
    M/(N·m) 0.0001
    T0/(N·m) 1.4×10-5
    注:Jwheel为飞轮的转动惯量;[φ0 θ0 ψ0]为初始姿态角。
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    表  2  多组控制参数取值

    Table  2.   Values of multiple groups of control parameter

    参数 第1组 第2组 第3组 第4组 第5组
    α0 0.8 0.8 1 1 1
    β0 0.04 0.04 0.02 0.02 0.02
    p0 7 9 9 9 9
    q0 5 7 7 7 7
    φ 0.8 0.8 0.8 0.8 1
    γ 0.04 0.04 0.04 0.04 0.02
    p 7 7 7 9 9
    q 5 5 5 7 7
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    表  3  各组参数下取不同K/M值时的固体微推力器消耗量

    Table  3.   Consumption of solid propellant microthruster with different groups of parameter and different K/M

    K/M 第1组 第2组 第3组 第4组 第5组
    0.2 230 226 203 208 197
    0.4 164 156 148 154 130
    0.5 158 148 134 146 126
    0.6 168 158 166 154 134
    0.8 248 238 224 224 212
    1.0 308 322 310 326 296
    下载: 导出CSV
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出版历程
  • 收稿日期:  2017-07-14
  • 录用日期:  2017-08-31
  • 刊出日期:  2018-07-20

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