CN102941928A - 微纳卫星分离角速度误差优化方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种微纳卫星分离角速度误差优化方法，包括以下步骤：步骤S1：测量微纳卫星的质心，以质心为原点建立微纳卫星分离运动坐标系oxyz，其中z轴为分离运动方向，o为质心；步骤S2：按分离运动坐标系中xy平面的投影位置分别计算每个势能器件相对于坐标轴的势能矩并叠加求得势能矩之和，选择势能矩之和最小的组合作为发射安装方案。本发明通过测量每个势能器件在卫星分离过程中对微纳卫星产生的分离弹性势能，并计算相对分离运动坐标系中的坐标轴的势能矩，对势能矩叠加求和，从而选择势能矩之和最小的方案作为安装发射方案，使导致微纳卫星产生角速度的势力矩最小，从而有效地减小微纳卫星分离角速度。

Description

微纳卫星分离角速度误差优化方法

技术领域

本发明涉及卫星分离领域，具体而言，涉及一种微纳卫星分离角速度误差优化方法。

背景技术

星箭分离后卫星的角速度是微纳卫星在轨工作初始状态的重要参数。一方面由于通讯天线的方向特性限制，总是存在零增益方向，微纳卫星通常只具备较弱的姿控能力，如果分离后初始角速度较大，容易导致首轨通讯时断时续，甚至不能完成一帧通讯数据传递，导致无法建立通讯链路；另一方面，如果初始角速度较大（即发生翻滚），对于微纳卫星常用的磁力矩姿态控制难度增大，甚至无法稳定工作。总而言之，微纳卫星的分离角速度越低越好。但导轨式分离装置的分离角速度与可靠性相矛盾，减小导轨间隙虽然可以降低分离角速度，但会引起摩擦力增大，容易导致分离失败。非导轨式分离装置的分离角速度则要依靠高精度弹簧和精确的质心等手段保障。

在解锁后，微纳卫星分离通常依靠存贮在弹性元件中的势能转换为其动能实现星箭分离。影响分离角速度的主要因素有势能器件布局及精度、星体质心、摩擦等。通常采用严格控制各项误差指标的手段来降低微纳卫星的分离角速度。

贮能元件常用金属螺旋弹簧，由于材料和工艺限制，普通弹簧的力学精度难以提高。大卫星弹簧采用矩形截面螺旋环切、电火花端面平整、稳定化热处理、筛选等多种特殊工艺手段提高弹簧力学精度，但同时也大量地延长了生产周期和增加了生产成本。

星体质心通常在设计阶段进行严格控制，但电缆、加固胶等工艺性分布质量不容易控制，对微纳卫星的质心影响相对较大，通过质量台进行精确的质心测量和配装质量块可以对星体实现质心配平，但微纳卫星的质心配平受到安装空间和有效载荷等条件的限制。用于星箭分离检测的行程开关、星箭电连接器等微小弹性器件的势能也会对星箭分离角速度产生影响。

发明内容

本发明旨在提供一种能够有效地减小微纳卫星分离角速度的微纳卫星分离角速度误差优化方法，从而解决微纳卫星分离角速度过大而导致微纳卫星工作不稳定的问题。

本发明提供了一种微纳卫星分离角速度误差优化方法，包括以下步骤：步骤S1：测量微纳卫星的质心，以质心为原点建立微纳卫星分离运动坐标系oxyz，其中z轴为分离运动方向，o为质心；步骤S2：按分离运动坐标系中xy平面的投影位置分别计算每个势能器件相对于坐标轴的势能矩并叠加求得势能矩之和，选择势能矩之和最小的组合作为发射安装方案。

进一步地，势能器件包括包括固定设置的固定势能器件和多个势能大小可供选择的可选势能器件，步骤S2具体包括以下步骤：步骤S21：测量固定势能器件的分离弹性势能；步骤S22：测量可选势能器件的分离弹性势能；步骤S23：对固定势能器件和可选势能器件组合形成多种备选发射安装方案；步骤S24：测量每种备选发射安装方案中每个固定势能器件和每个可选势能器件在分离运动坐标系中xy平面上的坐标(x_i,y_i)，从而得到E_i(x_i,y_i)，其中i＝1...n，n为每种备选发射安装方案中所有势能器件的个数；步骤S25：分别计算每个固定势能器件和每个可选势能器件相对X轴的势能矩E_iy_i和相对Y轴的势能矩E_ix_i；步骤S26：计算每种备选发射安装方案中所有势能器件相对X轴的势能矩之和J_Ex和相对Y轴的势能矩之和J_Ey，选择势能矩之和最小的备选发射安装方案作为发射安装方案。

进一步地，步骤S26具体包括以下步骤：步骤S261：分析星体姿态控制和通讯相对分离运动坐标系中X轴和Y轴的敏感度，确定势能器件相对X轴加权系数a和相对Y轴的加权系数b；步骤S262：计算每种备选发射安装方案的势能矩加权和，其中， $J_E=a{J}_{\mathrm{Ex}}+{\mathrm{bJ}}_{\mathrm{Ey}}=a\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{E}_i{y}_i+b\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{E}_i{x}_i,$ 并选择势能矩加权和最小的备选发射安装方案作为发射安装方案。

进一步地，固定势能器件包括行程开关和星箭电连接器。

进一步地，可选势能器件包括多个备选分离弹簧。

根据本发明的微纳卫星分离角速度误差优化方法，通过计算相对分离运动坐标系中的坐标轴的势能矩，并对其进行累加求和，从而选择势能矩之和最小的方案作为安装发射方案，即使导致微纳卫星产生角速度的势能矩最小，从而有效地减小微纳卫星分离角速度。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是根据本发明的微纳卫星分离角速度误差优化方法的势能器件的安装结构示意图；

图2是根据本发明的微纳卫星分离角速度误差优化方法的分离运动坐标系示意图。

具体实施方式

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

如图1和图2所示，微纳卫星10一般通过分离解锁装置固定在固定基座20上，在分离过程中，分离解锁装置解开对微纳卫星10的约束，位于固定基座20和微纳卫星10之间的势能器件30将微纳卫星10推开，从而使微纳卫星10与固定基座20分离。在分离过程中，如果所有势能器件30对微纳卫星10作用不平衡，将导致微纳卫星10产生角速度，从而影响微纳卫星10的稳定工作。根据本发明微纳卫星分离角速度误差优化方法，包括以下步骤：步骤S1：测量微纳卫星10的质心，以质心为原点建立微纳卫星10分离运动坐标系oxyz，其中z轴为分离运动方向，o为质心，使所有计算均以实际质心为基准，从而修正理论质心与实际质心之间的差别，防止理论质心与实际质心存在偏差时，导致误差出现。步骤S2：按分离运动坐标系中xy平面的投影位置分别计算每个势能器件30相对于坐标轴的势能矩并叠加求得势能矩之和，选择势能矩之和最小的组合作为发射安装方案。通过选择势能矩之和最小的方案作为安装发射方案，即使所有的势能器件30的弹性势能尽可能地转化为沿Z轴方向运动的动力，从而使导致微纳卫星10转动的能量尽可能地小，有效地减小微纳卫星分离角速度，解决微纳卫星角速度的较大而导致微纳卫星工作不稳定的问题。

一般地，在卫星分离过程中的势能器件30包括固定设置的固定势能器件和多个势能大小可供选择的可选势能器件。固定势能器件主要包括卫星与火箭之间连接的一些具有弹性的元件，在分离过程中，这些元件也能产生一定的弹性力，如用于星箭分离检测的行程开关、星箭电连接器等微小弹性器件。可选势能器件主要为星箭分离将卫星推开的多个备选分离弹簧，由于材料和工艺限制，一般加工多个分离弹簧，然后根据需要选择合适的弹性势能的分离弹簧。

具体地，步骤S2包括如下步骤：步骤S21：测量固定势能器件的分离弹性势能；步骤S22：测量可选势能器件的分离弹性势能；步骤S23：对固定势能器件和可选势能器件组合形成多种备选发射安装方案；步骤S24：测量每种备选发射安装方案中每个固定势能器件和每个可选势能器件在分离运动坐标系中xy平面上的坐标(x_i,y_i)，从而得到E_i(x_i,y_i)，即每个势能器件30的坐标和分离弹性势能的大小，其中i=1...n，n为每种备选发射安装方案中势能器件的个数；步骤S25：分别计算每个固定势能器件和每个可选势能器件相对X轴的势能矩E_iy_i和相对Y轴的势能矩E_ix_i，类似于力矩的计算方法，势能矩为势能与距离的乘积，如相对X轴的势能矩即为势能E_i与y_i的乘积E_iy_i，相对Y轴的势能矩为E_i与x_i的乘积E_ix_i。

步骤S26：计算每种备选发射安装方案中所有势能器件相对X轴的势能矩之和J_Ex和相对Y轴的势能矩之和J_Ey，选择势能矩之和最小的备选发射安装方案作为发射安装方案，即选择J_Ex和J_Ey均较小的方案作为发射安装方案，从而使卫星沿X轴和沿Y轴方向旋转的角速度均较小。在具体的J_Ex和J_Ey计算过程中，可以采用直接叠加法，即 $J_E=a{J}_{\mathrm{Ex}}+{\mathrm{bJ}}_{\mathrm{Ey}}=a\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{E}_i{y}_i+b\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{E}_i{x}_i,$ 从而得到势能矩之和最小的方案。

另外，综合考虑分离过程中，具有相同大小的不平衡势能矩（即导致卫星产生角速度的势能矩）的势能器件30可能由于设置位置不同或者其他因素导致敏感的不同，而造成对卫星工作干扰程度不同。故本发明考虑上述因素，采用加权求和来确定势能矩之和的方案，具体地步骤S26包括以下步骤：步骤S261：分析星体姿态控制和通讯相对分离运动坐标系中X轴和Y轴的敏感度，确定势能器件相对X轴加权系数a和相对Y轴的加权系数b；步骤S262：计算每种备选发射安装方案的势能矩加权和，其中， $J_E=a{J}_{\mathrm{Ex}}+{\mathrm{bJ}}_{\mathrm{Ey}}=a\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{E}_i{y}_i+b\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{E}_i{x}_i,$ 并选择势能矩加权和最小的备选发射安装方案作为发射安装方案。根据敏感程度的不同，确定不同的加权系数，如敏感程度较大，则相应地加大加权系数，从而使计算结果尽可能地与实际情况相同，尽可能地消除误差，减小微纳卫星分离角速度。

从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果：

根据本发明的微纳卫星分离角速度误差优化方法，通过测量每个势能器件在卫星分离过程中对微纳卫星产生的分离弹性势能，利用可选势能器件的力学参数差异形成多种备选方案。本发明通过计算相对分离运动坐标系中的坐标轴的势能矩，对势能矩叠加求和，从而选择势能矩之和最小的方案作为安装发射方案，使导致微纳卫星产生角速度的势力矩最小，从而有效地减小微纳卫星分离角速度。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种微纳卫星分离角速度误差优化方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S1：测量微纳卫星（10）的质心，以质心为原点建立所述微纳卫星（10）分离运动坐标系oxyz，其中z轴为分离运动方向，o为质心；

步骤S2：按所述分离运动坐标系中xy平面的投影位置分别计算每个势能器件（30）相对于坐标轴的势能矩并叠加求得势能矩之和，选择势能矩之和最小的组合作为发射安装方案。

2.根据权利要求1所述的微纳卫星分离角速度误差优化方法，其特征在于，所述势能器件（30）包括固定设置的固定势能器件和多个势能大小可供选择的可选势能器件，所述步骤S2具体包括以下步骤：

步骤S21：测量所述固定势能器件的分离弹性势能；

步骤S22：测量所述可选势能器件的分离弹性势能；

步骤S23：对所述固定势能器件和所述可选势能器件组合形成多种备选发射安装方案；

步骤S24：测量每种所述备选发射安装方案中每个所述固定势能器件和每个所述可选势能器件在所述分离运动坐标系中xy平面上的坐标(x_i,y_i)，从而得到E_i(x_i,y_i)，其中i＝1...n，n为每种备选发射安装方案中所有势能器件的个数；

步骤S25：分别计算每个固定势能器件和每个可选势能器件相对X轴的势能矩E_iy_i和相对Y轴的势能矩E_ix_i；

步骤S26：计算每种备选发射安装方案中所有势能器件相对X轴的势能矩之和J_Ex和相对Y轴的势能矩之和J_Ey，选择势能矩之和最小的备选发射安装方案作为发射安装方案。

3.根据权利要求2所述的微纳卫星分离角速度误差优化方法，其特征在于，所述步骤S26具体包括以下步骤：

步骤S261：分析星体姿态控制和通讯相对分离运动坐标系中X轴和Y轴的敏感度，确定势能器件相对X轴加权系数a和相对Y轴的加权系数b；

步骤S262：计算每种备选发射安装方案的势能矩加权和，其中， $J_E=a{J}_{\mathrm{Ex}}+{\mathrm{bJ}}_{\mathrm{Ey}}=a\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{E}_i{y}_i+b\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{E}_i{x}_i,$ 并选择势能矩加权和最小的备选发射安装方案作为发射安装方案。

4.根据权利要求2所述的微纳卫星分离角速度误差优化方法，其特征在于，

所述固定势能器件包括行程开关和星箭电连接器。

5.根据权利要求2所述的微纳卫星分离角速度误差优化方法，其特征在于，

所述可选势能器件包括多个备选分离弹簧。

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