В последнее время в аэрокосмическом сообществе, включая космические агентства, предприятия и научные центры, резко возрос интерес к небольшим спутникам, таким как CubeSats, из-за их экономичной работы. Также наблюдается проблема обеспечения точности работы спутников с минимальными затратами и энергопотреблением. Для маневренности CubeSat оснащен топливным баком, в котором топливо должно поддерживаться в соответствующем температурном режиме. Одновременно должно быть максимально увеличено производство энергии, чтобы другие компоненты спутника не перегревались. В целях удовлетворения технологическим требованиям предлагается многокритериальная схема оптимального управления с использованием нелинейной динамической тепловой модели системы CubeSat. Схема управления ПИД-регулятора с компенсацией интегрального насыщения используется для оценки минимального теплового потока, необходимого для поддержания заданной эталонной температуры топливного бака, а контроллер на основе линеаризации предназначен для контроля температурного режима. Оптимизация площади солнечного элемента и управления ограничением температуры представляется как проблема управления с прогнозирующими интегрированными нелинейными моделями с использованием формы квазилинейного регулирования параметров уравнений состояния. Для оценки положительных и отрицательных сторон конструкции управления и применимости подхода приведены несколько сценариев моделирования для разных пределов мощности и случаев покрытия солнечных элементов.
aэрокосмические системы, нелинейный упм, мощность привода, нелинейная динамическая модель, линеаризация обратной связи