[發明專利]一種MEMS固體微推進器的微納衛星姿軌一體化控制方法

在審

• 申請號: 201810872905.6
• 申請日: 2018-08-02
• 公開（公告）號: CN108958277A
• 公開（公告）日: 2018-12-07
• 發明（設計）人: 孫沖;袁建平;馬衛華;任鐘靖;張博
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 西安通大專利代理有限責任公司 61200
• 代理人: 張弘

本發明公開了一種MEMS固體微推進器的微納衛星姿軌一體化控制方法，包括：1)微納衛星相對運動建模：根據多個微納衛星編隊特點，以及對地觀測和星間故障檢測任務，分析軌道任務約束；2)微納衛星軌道姿態一體化控制：按照姿態和軌道一體化控制要求，依據微納衛星運動特點，采用圓形拓撲結構的固體微推進器合力作用通過衛星質心方向進行軌道姿態一體化控制；3)建立微納衛星推進器動力學模型，并分析微推進器的點火順序優化模型；4)建立固體微推進器的點火程序：根據0?1整數規劃方法，建立固體微推進器的點火程序。通過設計點火組合為微納衛星提供姿態和軌道機動所需的沖量，使其實現姿態軌道轉移，滿足任務需求。

技術領域

本發明涉及航空航天領域，尤其是一種MEMS固體微推進器的微納衛星姿軌一體化控制方法。

背景技術

進入二十一世紀后，隨著航天技術的發展，現代衛星逐漸呈現出輕量化、小型化、低成本以及高功能密度和性價比等優勢，逐漸成為空間系統的重要組成部分。微機電系統(Micro Electro-Mechanical System-MEMS)對于小衛星研制具有很大優勢，可應用于推進、通訊等系統的設計。

相比于傳統衛星，微納衛星具有體積小，重量輕，研制周期短、研發成本低等一系列優點。多顆微納衛星一起編隊飛行，可以完成一些大型衛星難以完成的任務，例如對地目標立體觀測和成像、精確定位和導航、大氣探測及天氣預報、天文觀測及地球物理探測等任務。微納衛星具有很大的應用潛力，然而由于微納衛星體積比較小，無法攜帶常規衛星所需的推進系統，這樣衛星的操控性能就會嚴重受限。

發明內容

針對對地觀測以及主星故障檢測任務，設計了一種基于MEMS固體微推進器的微納衛星姿態軌道控制一體化的控制方法。將多個固體微推進器陣列裝在微納衛星上，可以通過設計點火組合為微納衛星提供姿態和軌道機動所需的沖量，使其實現姿態軌道轉移，滿足任務需求。

為了實現上述目的，本發明采用以下技術方案：

一種MEMS固體微推進器的微納衛星姿軌一體化控制方法，包括以下步驟：

1)微納衛星相對運動建模：根據多個微納衛星編隊特點，以及對地觀測和星間故障檢測任務，分析軌道任務約束；

2)微納衛星軌道姿態一體化控制：按照姿態和軌道一體化控制要求，依據微納衛星運動特點，采用圓形拓撲結構的固體微推進器合力作用通過衛星質心方向進行軌道姿態一體化控制；

3)建立微納衛星推進器動力學模型，并分析微推進器的點火順序優化模型；

4)建立固體微推進器的點火程序：根據0-1整數規劃方法，建立固體微推進器的點火程序。

作為本發明的進一步改進，步驟1)中，對地觀測任務為：由兩顆子星和一顆主星組成的側擺構型，兩顆子星在主星軌道的前后做來回的等幅振蕩運動；在振蕩的同時，子星的對地相機能夠擺動。

作為本發明的進一步改進，步驟1)中，星間故障檢測任務為：由四顆子星和一顆主星構成的橢圓形編隊，四顆子星圍繞在主星附近，成橢圓形分布，并且圍繞著主星轉動；在轉動的過程中，子星所帶的相機一面始終指向主星。

作為本發明的進一步改進，步驟2)中，圓形拓撲結構的固體微推進器結構具體為：將微推力器以圓周形排列在微納衛星表面上，使得微推力器的點火孔稱圓形分布，圓周陣列的圓心與微納衛星的面心重合，排列規則為：從最小的圓周開始，按照圓周半徑增大順序排列。

作為本發明的進一步改進，步驟3)中，微納衛星推進器動力學模型包括：

推力模型：

推力模型：

設定MEMS微推進器的點火時間為Δt，單位點火孔的點火推力為F，點火孔數目為n，微納衛星的速度質量為M，則微納衛星得到的速度增量為Δv，即：