[发明专利]一种MEMS固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法

说明书

本发明公开了一种MEMS固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法，包括：1)微纳卫星相对运动建模：根据多个微纳卫星编队特点，以及对地观测和星间故障检测任务，分析轨道任务约束；2)微纳卫星轨道姿态一体化控制：按照姿态和轨道一体化控制要求，依据微纳卫星运动特点，采用圆形拓扑结构的固体微推进器合力作用通过卫星质心方向进行轨道姿态一体化控制；3)建立微纳卫星推进器动力学模型，并分析微推进器的点火顺序优化模型；4)建立固体微推进器的点火程序：根据0‑1整数规划方法，建立固体微推进器的点火程序。通过设计点火组合为微纳卫星提供姿态和轨道机动所需的冲量，使其实现姿态轨道转移，满足任务需求。

技术领域

本发明涉及航空航天领域，尤其是一种MEMS固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法。

背景技术

进入二十一世纪后，随着航天技术的发展，现代卫星逐渐呈现出轻量化、小型化、低成本以及高功能密度和性价比等优势，逐渐成为空间系统的重要组成部分。微机电系统(Micro Electro-Mechanical System-MEMS)对于小卫星研制具有很大优势，可应用于推进、通讯等系统的设计。

相比于传统卫星，微纳卫星具有体积小，重量轻，研制周期短、研发成本低等一系列优点。多颗微纳卫星一起编队飞行，可以完成一些大型卫星难以完成的任务，例如对地目标立体观测和成像、精确定位和导航、大气探测及天气预报、天文观测及地球物理探测等任务。微纳卫星具有很大的应用潜力，然而由于微纳卫星体积比较小，无法携带常规卫星所需的推进系统，这样卫星的操控性能就会严重受限。

发明内容

针对对地观测以及主星故障检测任务，设计了一种基于MEMS固体微推进器的微纳卫星姿态轨道控制一体化的控制方法。将多个固体微推进器阵列装在微纳卫星上，可以通过设计点火组合为微纳卫星提供姿态和轨道机动所需的冲量，使其实现姿态轨道转移，满足任务需求。

为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种MEMS固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法，包括以下步骤：

1)微纳卫星相对运动建模：根据多个微纳卫星编队特点，以及对地观测和星间故障检测任务，分析轨道任务约束；

2)微纳卫星轨道姿态一体化控制：按照姿态和轨道一体化控制要求，依据微纳卫星运动特点，采用圆形拓扑结构的固体微推进器合力作用通过卫星质心方向进行轨道姿态一体化控制；

3)建立微纳卫星推进器动力学模型，并分析微推进器的点火顺序优化模型；

4)建立固体微推进器的点火程序：根据0-1整数规划方法，建立固体微推进器的点火程序。

作为本发明的进一步改进，步骤1)中，对地观测任务为：由两颗子星和一颗主星组成的侧摆构型，两颗子星在主星轨道的前后做来回的等幅振荡运动；在振荡的同时，子星的对地相机能够摆动。

作为本发明的进一步改进，步骤1)中，星间故障检测任务为：由四颗子星和一颗主星构成的椭圆形编队，四颗子星围绕在主星附近，成椭圆形分布，并且围绕着主星转动；在转动的过程中，子星所带的相机一面始终指向主星。

作为本发明的进一步改进，步骤2)中，圆形拓扑结构的固体微推进器结构具体为：将微推力器以圆周形排列在微纳卫星表面上，使得微推力器的点火孔称圆形分布，圆周阵列的圆心与微纳卫星的面心重合，排列规则为：从最小的圆周开始，按照圆周半径增大顺序排列。

作为本发明的进一步改进，步骤3)中，微纳卫星推进器动力学模型包括：

推力模型：

推力模型：

设定MEMS微推进器的点火时间为Δt，单位点火孔的点火推力为F，点火孔数目为n，微纳卫星的速度质量为M，则微纳卫星得到的速度增量为Δv，即：