[发明专利]一种纳卫星磁力矩器空间温度补偿姿态控制方法

权利要求书

1.一种纳卫星磁力矩器空间温度补偿姿态控制方法，其特征在于，具体包括以下步骤：

步骤一、分别建立本体系和轨道坐标系；

步骤二、在消旋过程中，获取纳卫星姿态参数和磁力矩器参数，并通过获取的纳卫星姿态参数和磁力矩器参数建立基于温度补偿的消旋控制律；

步骤二通过以下方法具体实现：

步骤2.1、在消旋过程时，通过陀螺仪测得本体系相对于轨道坐标系的三轴角速度在本体系下的实时投影为其中，为本体系内x轴方向上的角速度，为本体系内的y轴方向上的角速度，为本体系内z轴方向上的角速度；

步骤2.2、通过磁强计测得纳卫星在本体系内的三轴磁场强度其中，为纳卫星在本体系内x轴方向上的磁场强度，为纳卫星在本体系内的y轴方向上的磁场强度，为纳卫星在本体系内的z轴方向上的磁场强度；

步骤2.3、将步骤2.1中得到的本体系相对于轨道坐标系的三轴角速度在本体系下的实时投影、步骤2.2中得到的三轴磁场强度并结合测得的磁力矩器实时电流，在B-dot算法的基础上，建立基于温度补偿的消旋控制律：

其中，M¹为磁力矩器理论输出的消旋磁矩，K为正定增益矩阵，为本体系中的磁场变化率，K_t为正定温度增益矩阵，I(T)为本体系中磁力矩器的三轴电流，N为磁力矩器线圈的匝数，A为由磁力矩器各个线圈形成的形状的平均面积；

步骤三、在捕获过程中，获取纳卫星参数、磁力矩器参数且通过进行优化处理，建立基于温度补偿的姿态捕获控制律；

步骤四、通过步骤二建立的基于温度补偿的消旋控制律和步骤三建立的基于温度补偿的姿态捕获控制律对磁力矩器进行控制，以控制卫星姿态。

2.如权利要求1所述的纳卫星磁力矩器空间温度补偿姿态控制方法，其特征在于，步骤一中建立本体系和轨道坐标系的方法具体为：

以纳卫星的质心为坐标原点，纳卫星星体的三个惯量轴分别为x轴、y轴、z轴建立本体系；

以纳卫星的质心为坐标原点，以纳卫星绕其轨道的飞行方向为x轴，以纳卫星轨道面法向的负方向为y轴，以x轴和y轴按照右手规则指定z轴，建立轨道坐标系。

3.如权利要求1或2所述的纳卫星磁力矩器空间温度补偿姿态控制方法，其特征在于，步骤三通过以下方法具体实现：

步骤3.1、在捕获过程中，通过陀螺仪测得本体系相对于轨道坐标系的三轴角速度在本体系下的实时投影为其中，为本体系内x轴方向上的角速度，为本体系内的y轴方向上的角速度，为本体系内z轴方向上的角速度；

步骤3.2、通过磁强计测得纳卫星在本体系内的三轴磁场强度其中，为纳卫星在本体系内x轴方向上的磁场强度，为纳卫星在本体系内的y轴方向上的磁场强度，为纳卫星在本体系内的z轴方向上的磁场强度；

步骤3.3、通过太阳敏感器测得纳卫星在本体系中的三轴太阳矢量其中，为纳卫星在本体系中x轴的太阳矢量，为纳卫星在本体系中y轴的太阳矢量，为纳卫星在本体系中z轴的太阳矢量；

步骤3.4、将步骤3.2中得到的三轴磁场强度和步骤3.3中得到的三轴太阳矢量，通过姿态确定算法，得出纳卫星捕获时的欧拉角ε和本体系下的角速度其中，为本体系内x轴方向上的角速度，为本体系内的y轴方向上的角速度，为本体系内z轴方向上的角速度；

步骤3.5、将步骤3.4得到的角速度和步骤3.1中得到的纳卫星在本体系内的三轴角速度进行融合处理，得出计算后的纳卫星在本体系中的角速度其中，为处理后本体系内x轴方向上的角速度，为处理后本体系内的y轴方向上的角速度，为处理后本体系内z轴方向上的角速度；

步骤3.6、将步骤3.5得到的计算后的纳卫星在本体系中的角速度步骤3.4得到的欧拉角ε、步骤3.2得到的三轴磁场强度和测得的磁力矩器的实时电流，在PID算法的基础上，建立基于温度补偿的捕获控制律：

其中，M²为磁力矩器理论输出的捕获磁矩，H为角速度控制律，B^b'为磁力矩器在本体系中的三轴磁场强度，α为欧拉角控制律，ε为欧拉角，ε×表示ε的斜对称阵，K_t为正定温度增益矩阵，I(T)为本体系中磁力矩器的三轴电流，N为磁力矩器线圈的匝数，A为由磁力矩器各个线圈形成的形状的平均面积。