基于微电推进的高精度姿态控制方法

本发明涉及航天器姿态控制，具体为基于微电推进的高精度姿态控制方法。

背景技术：

1、电推进器是目前航天器姿态控制中所广泛使用的一种执行机构，相比传统的化学推进系统，电推进系统具有较高的推力控制精度和灵活性。另外，化学推进器比冲较小，因而长期在轨运行对推进剂需求量较大，航天器所能携带的推进剂有限且难以在轨补充，而电推进器推进剂需求量小，易于实现小型化、轻量化、集成化，比冲高、推力小且精确可控以及可连续工作，同时相较于飞轮等角动量交换装置，电推进器无旋转部件，噪声低，并且不存在角动量饱和问题，这使其在航天器的精确姿态控制任务中有很大应用空间和潜在优势。

技术实现思路

1、针对现有技术的不足，本发明提供了基于微电推进的高精度姿态控制方法，解决了现有技术中化学推进器在航天器姿态控制过程中存在的比冲小、推力范围有限且不可控，尤其是控制的精度和灵活度低的问题。

2、为实现以上目的，本发明通过以下技术方案予以实现：基于微电推进的高精度姿态控制方法，包括以下步骤：

3、s1、使用姿态传感器获取航天器当前的姿态信息；

4、s2、基于测量到的姿态信息，使用姿态估计算法对航天器的姿态进行预测；

5、s3、通过姿态控制算法计算出所需的推力指令；将计算得到的推力指令转化为微电推进器的控制信号；

6、s4、根据控制信号实施相应的推力指令，实现航天器的精确姿态控制；

7、s5、在推力指令实施后重新进行姿态测量，并将测量结果与期望姿态进行比较，调整姿态控制算法的参数以实现更精确的姿态控制。

8、优选的，所述姿态测量敏感器模块包括，

9、星敏感器，以恒星为参照系,为卫星提供准确的空间方位和基准；

10、太阳敏感器，通过测量太阳矢量的方位，来确定卫星相对于太阳的方位信息；

11、磁强计，用于测量周围磁场的强度和方向。

12、优选的，所获取的航天器姿态信息包括角度、角速度和加速度。

13、优选的，所获取的航天器姿态信息包括角度、角速度和加速度。

14、优选的，所述控制执行机构为微电推进器。

15、优选的，所述航天器姿态估计方法使用卡尔曼滤波器，包含以下步骤：

16、s1、使用非线性动力学模型和上一时刻的状态估计，预测当前时刻的状态；

17、s2、使用非线性观测模型，将测量传感器的数据转换为状态空间中的测量值，并计算预测状态与测量值之间的误差，然后使用协方差矩阵来权衡预测状态和测量值，得到更新后的状态估计和协方差矩阵。

18、优选的，所述航天器姿态控制方法按照常规姿态控制方法计算pid控制力矩，包含以下步骤：

19、s1、将期望姿态与实际测量姿态进行比较，计算出姿态误差，姿态误差以角度或角速度的形式表示；

20、s2、计算出控制指令，使用以下公式计算：

21、controloutput＝kp*error+ki*integral(error)+kd*derivative(error)；

22、其中，kp、ki和kd分别为比例增益、积分增益和微分增益，error表示姿态误差，integral(error)表示误差的积分，derivative(error)表示误差的导数；

23、s3、将计算得到的控制指令转换为微电推进器的推力形式，调整航天器的姿态。

24、优选的，所述航天器姿态控制方法通过不断重复上述步骤，不断测量实际姿态、计算姿态误差和控制指令，保证对姿态的持续调整，实现高精度姿态控制。

25、优选的，所述姿态估计方法中，引入传感器融合或数据融合技术，以更有效地整合来自不同传感器的信息，提高对航天器姿态的准确性和鲁棒性。

26、优选的，所述姿态控制方法中引入自适应控制策略，使系统能够根据环境变化或系统动力学的变化进行实时调整。

27、本发明提供了基于微电推进的高精度姿态控制方法。具备以下有益效果：

28、1、本发明通过采用先进的微电子技术和控制系统，实现了对航天器姿态的实时、高精度监测和控制。相较于传统姿态控制方法，该方法具有更高的控制精度和更快的响应速度，有效提高了航天器的稳定性和控制性能，通过优化控制算法和策略，实现了对航天器姿态控制的高效运行，在保证高精度控制的前提下，该方法大幅降低了计算复杂度和能耗，提高了航天器姿态控制系统的整体性能和续航能力。

29、2、本发明通过微电推进方法能够为航天器提供大比冲的推力，在航天器执行任务过程中，大比冲意味着能够在消耗相同质量的推进剂的情况下，实现更远的航程，这对于提高航天器的任务执行效率和延长其在轨寿命具有重要意义。

技术特征：

1.基于微电推进的高精度姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的基于微电推进的高精度姿态控制方法，其特征在于，所述姿态测量敏感器模块包括，

3.根据权利要求1所述的基于微电推进的高精度姿态控制方法，其特征在于，所获取的航天器姿态信息包括角度、角速度和加速度。

4.根据权利要求1所述的基于微电推进的高精度姿态控制方法，其特征在于，所述姿态控制器为星载计算机。

5.根据权利要求1所述的基于微电推进的高精度姿态控制方法，其特征在于，所述控制执行机构为微电推进器。

6.根据权利要求1所述的基于微电推进的高精度姿态控制方法，其特征在于，所述航天器姿态估计方法使用卡尔曼滤波器，包含以下步骤：

7.根据权利要求1所述的基于微电推进的高精度姿态控制方法，其特征在于，所述航天器姿态控制方法按照常规姿态控制方法计算pid控制力矩，包含以下步骤：

8.根据权利要求1所述的基于微电推进的高精度姿态控制方法，其特征在于，所述航天器姿态控制方法通过不断重复上述步骤，不断测量实际姿态、计算姿态误差和控制指令，保证对姿态的持续调整，实现高精度姿态控制。

9.根据权利要求1所述的基于微电推进的高精度姿态控制方法，其特征在于，所述姿态估计方法中，引入传感器融合或数据融合技术，以更有效地整合来自不同传感器的信息，提高对航天器姿态的准确性和鲁棒性。

10.根据权利要求1所述的基于微电推进的高精度姿态控制方法，其特征在于，所述姿态控制方法中引入自适应控制策略，使系统能够根据环境变化或系统动力学的变化进行实时调整。

技术总结本申请涉及航天器姿态控制技术领域，公开了基于微电推进的高精度姿态控制方法，包括以下步骤：S1、使用姿态传感器获取航天器当前的姿态信息；S2、基于测量到的姿态信息，使用姿态估计算法对航天器的姿态进行预测；S3、通过姿态控制算法计算出所需的推力指令；将计算得到的推力指令转化为微电推进器的控制信号；S4、根据控制信号实施相应的推力指令，实现航天器的精确姿态控制，S5、在推力指令实施后重新进行姿态测量，并将测量结果与期望姿态进行比较。通过融合微电子技术和控制系统，实现航天器实时高精度姿态控制，提升稳定性和性能，采用微电推进方法为航天器提供大比冲推力，显著提高执行任务效率和轨道寿命，同时降低能耗。技术研发人员：陈昱池,于晓洲,薛国粮,官军昌,李会敏受保护的技术使用者：大连理工大学技术研发日：技术公布日：2024/5/6