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到期望相對姿態(tài)，完成對所述微納衛(wèi)星編隊的多目標姿態(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)的正交擴頻序列，所述正交擴頻序列的表達式為：

7、

8、其中，ak(τ)代表航天器的擴頻序列；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、所述正交擴頻序列用于對載波進行調(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)為本體坐標系相對于本體坐標系的旋轉(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的表達式：

17、

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

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個從航天器坐標系相對于主航天器坐標系的旋轉(zhuǎn)矩陣逐漸趨向并穩(wěn)定于所述期望目標姿態(tài)，該過程的誤差方程的表達式為：

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)輸入進行相關(guān)穩(wěn)定性分析，該過程的表達式為：

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到期望相對姿態(tài)，完成對所述微納衛(wèi)星編隊的多目標姿態(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可讀存儲介質(zhì)，所述計算機可讀存儲介質(zhì)存儲有計算機程序，所述計算機程序被處理器執(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程序產(chǎn)品或計算機程序，該計算機程序產(chǎn)品或計算機程序包括計算機指令，該計算機指令存儲在計算機可讀存儲介質(zhì)中。計算機設(shè)備的處理器可以從計算機可讀存儲介質(zhì)讀取該計算機指令，處理器執(zhí)行該計算機指令，使得該計算機設(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到期望相對姿態(tài)，完成對所述微納衛(wèi)星編隊的多目標姿態(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。