本發明公開了一種固體微助推器陣列與磁扭力器聯合控制方式，設計固體微推動器陣列優化打火模型，通過優化打火模型控制固體微推動器陣列對衛星進行大角度速率減振控制，直到衛星的角速率通過磁扭力器和固體微推動器陣列對衛星進行小角度減振聯合控制，直到衛星角速率大于等于通過磁扭力器和固體微推動器陣列對衛星進行聯合姿態捕獲控制；通過設計MSPT打火模型設計，可以優化固體微推動器的打火，給出最優的打火組合，依照任務需求，將固體微助推器陣列和磁扭力器相結合進行聯合控制，并分別通過理論推論和仿真實驗證明了算法的有效性，可以減少衛星的姿態控制周期，提高控制精度，降低控制煤耗。
【技術領域】
本發明屬于華碩姿態控制技術領域，尤其涉及固體微推動器陣列與磁扭力器聯合控制方式。
【背景技術】
在單位企業里，微小衛星以其實現成本低，設計時間周期短等的快速響應能力應用在應急通訊、空間組網等領域。在院校教育中，其低成本、高集成的特點促使皮納衛星可以挺好的融入創新與學習，對中學生的發展很有幫助，所以被好多學院所注重。當下已有多所學院的小衛星發射成功。皮納衛星的姿態確定與控制系統(tion縮寫為ADCS)為小衛星提供姿態控制能力，它由姿態敏感器、姿態控制執行器與姿控計算機組成。姿態敏感器配合姿控計算機可以提供衛星姿態信息，通過姿控計算機對陀螺儀、衛星導航接收機(GNSS)和磁強計、太陽敏感器、星敏感器等姿態敏感器采集的信息進行處理，解算出當前衛星的姿態，為姿態控制提供保障。
微型固體微加快器陣列的控制精度取決單個推動器的推力大小，而整體推動能力取決于于推動器的推力及陣列規模。當單個推動器推力較大時，姿態控制精度將難以保證；而推動器推力較小時，在完成大角度機動或多次機動任務中，須要的推動器規模龐大，無法達到幀率、體積等方面的限制。因而單獨采用固體微加快器陣列進行姿態控制未能滿足如好多實際飛行任務的需求，為充分借助微型固體微加快器的優勢，仍需探究更好的組合姿態控制方式。
【發明內容】
本發明的目的是提供一種固體微加快器陣列與磁扭力器聯合控制方式，以磁扭力器作為主執行器，同時為充分發揮微型固體微加快器陣列的作用，提升控制效率，減少對衛星的姿態控制周期、提升控制精度、減少控制煤耗。
本發明采用以下技術方案：固體微加快器陣列與磁扭力器聯合控制方式，具體包括以下步驟：
步驟1、設計固體微加快器陣列優化打火模型磁力矩器，通過優化打火模型控制固體微加快器陣列對衛星進行大角度速率減振控制，直到衛星的角速率
步驟2、基于控制律通過磁扭力器和固體微加快器陣列對衛星進行小角度減振聯合控制，直到衛星角速率大于等于
其中，mb為磁扭力器形成的輸出扭矩，K1、K2均為正定義系數矩陣，Bb表示本體系地磁場矢量，表示衛星在本體系內的真實角速率，tk表示固體微加快器陣列的工作時間點，k∈{1,2,…,M}磁力矩器，M為小于等于1的整數；Ak為固體微加快器陣列在小角度減振控制過程中每次工作形成的輸出沖量；
步驟3、基于控制律通過磁扭力器和固體微加快器陣列對衛星進行聯合姿態捕獲控制；
其中，uc(t)為磁扭力器在捕獲控制時的輸出扭矩，udk為固體微加快器陣列在捕獲控制時形成的輸出沖量，kc為連續控制律增益，表示本體系磁場的斜對稱矩陣、J為轉動力矩矩陣，P1、P2均為元氏矩陣，θ(t)表示衛星在t時刻歐拉角，的行列式，kd為離散控制律增益，為衛星在時刻的歐拉角，為的行列式。
進一步地，固體微加快器陣列優化打火模型具體為：
