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基于陣列天線的微納衛(wèi)星編隊多目標(biāo)姿態(tài)控制方法及系統(tǒng)

文檔序號:40385017發(fā)布日期:2024-12-20 12:07閱讀:12來源:國知局
基于陣列天線的微納衛(wèi)星編隊多目標(biāo)姿態(tài)控制方法及系統(tǒng)

本發(fā)明涉及微納衛(wèi)星編隊姿態(tài)控制,尤其涉及一種基于陣列天線的微納衛(wèi)星編隊多目標(biāo)姿態(tài)控制方法及系統(tǒng)。


背景技術(shù):

1、近年來,微納衛(wèi)星編隊控制技術(shù)在商業(yè)航天、科學(xué)研究以及國防安全等多個領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用。微納衛(wèi)星編隊通過在軌道上形成動態(tài)網(wǎng)絡(luò),各衛(wèi)星之間進(jìn)行信息交互,可有效提高任務(wù)執(zhí)行的效率和系統(tǒng)的容錯性,增強(qiáng)系統(tǒng)的整體性能和靈活性。然而,在實際應(yīng)用中仍存在著許多亟待解決的挑戰(zhàn),其中微納衛(wèi)星編隊的姿態(tài)控制技術(shù)也是其關(guān)鍵之一。傳統(tǒng)的導(dǎo)航與姿態(tài)控制方法往往需要依賴高精度傳感器,如星敏感器、太陽傳感器、磁轉(zhuǎn)矩、地球傳感器或陀螺儀等,這些傳感器不僅增加了微納衛(wèi)星的載重負(fù)擔(dān),同時也增大了控制誤差。


技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明實施例的主要目的在于提出一種基于陣列天線的微納衛(wèi)星編隊多目標(biāo)姿態(tài)控制方法及系統(tǒng),實現(xiàn)微納衛(wèi)星編隊中各衛(wèi)星的精確姿態(tài)控制。

2、為實現(xiàn)上述目的,本發(fā)明實施例的一方面提出了一種基于陣列天線的微納衛(wèi)星編隊多目標(biāo)姿態(tài)控制方法,包括以下步驟:

3、初始化微納衛(wèi)星編隊模型;其中所述微納衛(wèi)星編隊包括一艘主航天器、一艘服務(wù)航天器、任意艘從航天器,形成主從式結(jié)構(gòu);

4、利用mimo通訊技術(shù)與cdma技術(shù)計算雙向los向量;

5、根據(jù)所述雙向los向量以及航天器角速度,計算控制輸入,使得所述控制輸入達(dá)到期望相對姿態(tài),完成對所述微納衛(wèi)星編隊的多目標(biāo)姿態(tài)控制。

6、在一些實施例中,所述微納衛(wèi)星編隊模型中每個從航天器被分配一個預(yù)設(shè)的正交擴(kuò)頻序列,所述正交擴(kuò)頻序列的表達(dá)式為:

7、

8、其中,ak(τ)代表航天器的擴(kuò)頻序列;l代表序列的長度;k代表航天器的索引;l代表序列中的索引;b(k,l)代表第k個航天器的第l個序列元素的符號;τ代表時間變量;tb代表周期;

9、所述正交擴(kuò)頻序列用于對載波進(jìn)行調(diào)制,并通過其搭載的天線陣列發(fā)射信號;

10、所述主航天器和所述服務(wù)航天器則作為接收端,接收到的信號是所有從航天器陣元發(fā)射信號的疊加,通過滑動相關(guān)和二維聯(lián)合譜峰搜索技術(shù),估計并識別出所有從航天器到主航天器與服務(wù)航天器的視距信號傳播路徑的三維到達(dá)角和出發(fā)角。

11、在一些實施例中,所述利用mimo通訊技術(shù)與cdma技術(shù)計算雙向los向量這一步驟中,所述雙向los向量的計算公式為:

12、

13、其中,vk,i代表從航天器到主、服務(wù)航天器的los向量;αk,i代表單位los向量在x軸上的投影;βk,i代表單位los向量在y軸上的投影;γk,i代表單位los向量在z軸上的投影;φk,i代表單位los向量與y軸的夾角;θk,i代表單位los向量與x軸的夾角;k代表從航天器的索引;i表示主航天器及服務(wù)航天器的索引,i=1時表示主航天器,i=2時表示服務(wù)航天器。

14、在一些實施例中,所述根據(jù)所述雙向los向量以及航天器角速度,計算控制輸入這一步驟中,每個從航天器的相對姿態(tài)為本體坐標(biāo)系相對于本體坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn),該內(nèi)容由特殊正交群中的旋轉(zhuǎn)矩陣表示,表達(dá)式為:so(3)={r∈r3×3∣rtr=i,det(r)=1},其中,r3×3表示3×3維實矩陣,det(r)表示矩陣r行列式的值;so(3)表示三維旋轉(zhuǎn)矩陣。

15、在一些實施例中,所述根據(jù)所述雙向los向量以及航天器角速度,計算控制輸入這一步驟中,還包括:

16、構(gòu)建慣性坐標(biāo)系下的所述主、服務(wù)航天器到從航天器的los向量ui,k,以及從航天器到主、服務(wù)航天器的los向量vk,i的表達(dá)式:

17、

18、其中,rc,k表示第k個從航天器坐標(biāo)系相對于主航天器坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣;rk表示第k個從航天器坐標(biāo)系相對于慣性坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣;sk,i表示vk,i與ui,k在慣性坐標(biāo)系下的表示。

19、在一些實施例中,所述根據(jù)所述雙向los向量以及航天器角速度,計算控制輸入這一步驟中,還包括:

20、根據(jù)姿態(tài)需求確定期望目標(biāo)姿態(tài);

21、推導(dǎo)控制輸入,以使得時間趨近于無窮時,所述第k個從航天器坐標(biāo)系相對于主航天器坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣逐漸趨向并穩(wěn)定于所述期望目標(biāo)姿態(tài),該過程的誤差方程的表達(dá)式為:

22、

23、

24、其中,δk表示第k個從航天器的姿態(tài)誤差;δk,1,δk,2分別表示msk姿態(tài)誤差δk相對于ss1,ss2的誤差分量;rb,k表示期望目標(biāo)姿態(tài)。

25、在一些實施例中,用指數(shù)圖表示所述旋轉(zhuǎn)矩陣的無窮小變化,表達(dá)式為:

26、

27、其中,代表單位旋轉(zhuǎn)向量;∈是一個無窮小正數(shù);δr代表旋轉(zhuǎn)矩陣r在∈趨于0時的無窮小變化量;r代表三維旋轉(zhuǎn)矩陣;

28、對于每個從航天器的控制系統(tǒng)輸入的表達(dá)式為:

29、uk=-kkωk-kk,1φk-kk,2ψl

30、其中,uk代表第k個從航天器的控制輸入向量;kk代表第k個從航天器的角速度控制增益;ωk代表第k個從航天器的角速度向量;φk代表第k個從航天器在主航天器坐標(biāo)系下的姿態(tài)角偏差;ψk第k個從航天器在服務(wù)航天器坐標(biāo)系下的姿態(tài)角偏差。

31、在一些實施例中,通過李雅普諾夫函數(shù)對所述控制系統(tǒng)輸入進(jìn)行相關(guān)穩(wěn)定性分析,該過程的表達(dá)式為:

32、

33、其中,v是李雅普諾夫函數(shù)的候選函數(shù);ωk代表第k個從航天器的角速度向量;jk代表第k個從航天器的轉(zhuǎn)動慣量;δk,1代表k個從航天器在主航天器坐標(biāo)系下的姿態(tài)誤差;δk,2代表k個從航天器在服務(wù)航天器坐標(biāo)系下的姿態(tài)誤差。

34、本發(fā)明實施例的另一方面還提供了一種基于陣列天線的微納衛(wèi)星編隊多目標(biāo)姿態(tài)控制系統(tǒng),包括:

35、第一模塊,用于初始化微納衛(wèi)星編隊模型;其中所述微納衛(wèi)星編隊包括一艘主航天器、一艘服務(wù)航天器、任意艘從航天器,形成主從式結(jié)構(gòu);

36、第二模塊,用于利用mimo通訊技術(shù)與cdma技術(shù)計算雙向los向量;

37、第三模塊,用于根據(jù)所述雙向los向量以及航天器角速度,計算控制輸入,使得所述控制輸入達(dá)到期望相對姿態(tài),完成對所述微納衛(wèi)星編隊的多目標(biāo)姿態(tài)控制。

38、本發(fā)明實施例的另一方面還提供了一種電子設(shè)備,包括處理器以及存儲器;

39、所述存儲器用于存儲程序;

40、所述處理器執(zhí)行所述程序?qū)崿F(xiàn)如前面所述的方法。

41、為實現(xiàn)上述目的,本發(fā)明實施例的另一方面提出了一種計算機(jī)可讀存儲介質(zhì),所述計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)存儲有計算機(jī)程序,所述計算機(jī)程序被處理器執(zhí)行時實現(xiàn)前面所述的方法。

42、本發(fā)明實施例還公開了一種計算機(jī)程序產(chǎn)品或計算機(jī)程序,該計算機(jī)程序產(chǎn)品或計算機(jī)程序包括計算機(jī)指令,該計算機(jī)指令存儲在計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)中。計算機(jī)設(shè)備的處理器可以從計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)讀取該計算機(jī)指令,處理器執(zhí)行該計算機(jī)指令,使得該計算機(jī)設(shè)備執(zhí)行前面的方法。

43、本發(fā)明實施例至少包括以下有益效果:本發(fā)明提供一種基于陣列天線的微納衛(wèi)星編隊多目標(biāo)姿態(tài)控制方法及系統(tǒng),該方法首先初始化微納衛(wèi)星編隊模型;其中所述微納衛(wèi)星編隊包括一艘主航天器、一艘服務(wù)航天器、任意艘從航天器,形成主從式結(jié)構(gòu);然后利用mimo通訊技術(shù)與cdma技術(shù)計算雙向los向量;最后根據(jù)所述雙向los向量以及航天器角速度,計算控制輸入,使得所述控制輸入達(dá)到期望相對姿態(tài),完成對所述微納衛(wèi)星編隊的多目標(biāo)姿態(tài)控制。本發(fā)明減少了對高精度傳感器的依賴,降低了成本,同時也提高了系統(tǒng)的可靠性和靈活性,可以實現(xiàn)微納衛(wèi)星編隊中各衛(wèi)星的精確姿態(tài)控制。

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