CN108958277A - 一种mems固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法 - Google Patents

Abstract

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。

Description

一种MEMS固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法

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：

n^*FΔt＝MΔv

微推进器点火孔对称点火，使得合力通过卫星的质心；

力矩模型：

设定MEMS微推进器的点火时间为Δt，圆形拓扑结构的微推进器第i圈的n个点火孔点火的推力为F，力臂为Jε，微纳卫星的转动惯量为J，转动角加速度为ε，转动角速度为ω，则有如下式子成立：

作为本发明的进一步改进，步骤4)中，点火程序具体为：

分布在微推进器上的点火孔对称点火时，均产生过质心的推力，为轨道机动提供推力；当其非对称点火时，会产生转动力矩，为姿态机动提供力矩；当需要姿态机动的时候，减少点火孔的使用数量；采用0-1整数规划方法建立点火的时序，确定目标函数为：

成本函数为：u_i(r_i)＝(1/r_i)

约束条件为：

其中，δ_i＝1,or,2F₀为单位点火孔的推力，r_i为点火孔的中心到质心的距离，即点火产生的力的力臂N为可用点火孔的个数。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

本发明建立了微纳卫星相对运动模型，并根据相对运动的编队构型，设计了微纳卫星姿态轨道一体化控制算法，以及MEMS固体微推进器的点火算法。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，为基于MEMS固体微推进器的微纳卫星空间任务姿态轨道一体化设计提供了值得借鉴的控制策略。由于固体微推进器恰好可以弥补微纳卫星这一缺陷，固体微推进器是采用MEMS或高精密加工技术制造的固体微推进阵列，可实现任意点火组合方式。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。该方法将点火次序问题转化为“0-1”规划问题，通过寻优算法解决姿态轨道一体化设计问题，该发明可应用于解决对地观测及在轨监测任务中的姿轨耦合问题。

附图说明

图1：本发明相对运动轨道参数示意图。

图2：本发明微纳卫星任务构型示意图。

图3：本发明微纳卫星椭圆构型示意图。

图4：本发明微纳卫星侧摆构型示意图。

图5：本发明具体的工作流程图。

具体实施方式

以下结合附图说明对本发明作进一步说明。

本发明针对具体的轨道任务，分别设计了椭圆形和三角形相对运动编队构型。建立了微纳卫星相对运动模型，并根据相对运动的编队构型，如图1所示，设计了微纳卫星姿态轨道一体化控制算法，以及MEMS固体微推进器的点火算法。为基于MEMS固体微推进器的微纳卫星空间任务姿态轨道一体化设计提供了值得借鉴的控制策略。

本发明提供了一种MEMS固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法，包括以下步骤：

a、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的任务约束，分析任务约束；

b、微纳卫星轨道姿态一体化控制：按照姿态和轨道一体化设计的思路，依据微纳卫星运动特点，设计了圆形拓扑结构的固体微推进器；

c、建立微纳卫星推进器动力学模型，分析了微推进器的点火顺序优化模型；

d、固体微推进器的点火程序设计：根据0-1整数规划思想，设计了固体微推进器的点火程序。

以下阐述其几个重要步骤。

1、微纳卫星编队任务分析

如图2所示，以面向对地观测和星间故障检测，提出一种采用MEMS微推进器微纳卫星编队的姿态轨道一体化控制方法。这两类任务需要主星和子星进行相对轨道机动和相对姿态机动。对地观测任务：由两颗子星和一颗主星组成的侧摆Pendulum构型。两颗子星在主星轨道的前后500m处做来回的等幅振荡运动，要求在振荡的同时，子星的对地相机要有一定俯角的摆动。星间故障检测任务：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。图3为本发明微纳卫星椭圆构型示意图。

2、针对任务轨道构型设计和构型保持

本发明分别采用椭圆形构型和三角形构型(侧摆Pendulum编队构型)进行构型设计这两种构型所需的控制力和控制力矩。如图4所示，本发明微纳卫星侧摆构型示意图。

3、圆形拓扑结构的MEMS固体微推进器的点火算法设计

MEMS固体微推进器在工作时，需要推力的合力作用通过卫星质心方向。常规的基于四边形的规整阵列布局，由于其点火孔分布较少，而且其点火孔到微推进器的形心距离不同，因而不适用与轨道姿态控制。为了便于进行点火程序设计，本发明提出了一种圆形拓扑结构的固体微推进器结构。将微推力器以圆周形排列在微纳卫星表面上。圆周阵列的圆心与微纳卫星的面心重合。将每一组简记为：r₁,r₂,r₃,…r_n。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。点火孔称圆形分布的优点在于，同样面积区域可以布设更多的点火孔，从而可以产生更大的合力，同时保证微推进器所受的合力矩为零。另外圆形分布可以最大限度地利用微推进器的空间，从而布置更多的微推进点火孔。

4、推力：

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：

n*FΔt＝MΔv

微推进器点火孔对称点火，使得合力通过卫星的质心；

5、力矩：

设定MEMS微推进器的点火时间为Δt，圆形拓扑结构的微推进器第i圈的n个点火孔点火的推力为F，力臂为Jε，微纳卫星的转动惯量为J，转动角加速度为ε，转动角速度为ω，则有如下式子成立：

6、点火算法

圆形拓扑结构的微推进器可以实现微纳卫星的轨道-姿态联控。分布在微推进器上的点火孔对称点火时，均可以产生过质心的推力，为轨道机动提供推力。当其非对称点火时，会产生转动力矩，为姿态机动提供力矩。当需要姿态机动的时候，应该采用尽量少的点火孔，这样就可以延长微推进器的使用寿命。实施轨道机动对于点火顺序不产生影响；而实施姿态机动时点火顺序会对微推进器的使用寿命产生很大的影响。在此采用0-1整数规划方法设计点火的时序目标是让整个任务成本达到最小。目标函数为：

成本函数为：u_i(r_i)＝(1/r_i)

约束条件为：

其中，δ_i＝1,or,2F₀为单位点火孔的推力，r_i为点火孔的中心到质心的距离，即点火产生的力的力臂N为可用点火孔的个数。

规划

在线性模型中，当变量的取值只能是“0”或者“1”时，称之为“0-1”规划问题。该问题是将变量取值为“0”或“1”，然后带入目标函数，选取其中能使目标函数最优化的组合，既为最优解。0-1规划问题是通用问题。

实施例

整个微纳卫星的姿态轨道控制策略设计流程如图5所示，在轨道任务执行之前，六个微纳卫星和主星一起发射入轨的，其中四个微纳卫星安装在主星的四个面上，这四个面是在xoy平面上的(相对运动平面)，垂直于主星轨道，执行故障检测任务。另外两个面装置的两颗微纳卫星可执行对地观测任务。当需要执行星间故障检测任务时，装置在主星四个面上的子星采用MEMS微推进器设置的姿态轨道一体化控制策略进行。执行点火程序根据具体的任务，在发射之前写入主星的星载计算机里面的。

以上，仅为本发明的较佳实施例，并非仅限于本发明的实施范围，凡依本发明专利范围的内容所做的等效变化和修饰，都应为本发明的技术范畴。

Claims (6)

1.一种MEMS固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法，其特征在于，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。

2.根据权利要求1所述的MEMS固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法，其特征在于，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。

3.根据权利要求1所述的MEMS固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法，其特征在于，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。

4.根据权利要求1所述的MEMS固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法，其特征在于，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。

5.根据权利要求4所述的MEMS固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法，其特征在于，步骤3)中，微纳卫星推进器动力学模型包括：

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：

n*FΔt＝MΔv

微推进器点火孔对称点火，使得合力通过卫星的质心；

力矩模型：

设定MEMS微推进器的点火时间为Δt，圆形拓扑结构的微推进器第i圈的n个点火孔点火的推力为F，力臂为Jε，微纳卫星的转动惯量为J，转动角加速度为ε，转动角速度为ω，则有如下式子成立：

6.根据权利要求4所述的MEMS固体微推进器的微纳卫星姿轨一体化控制方法，其特征在于，步骤4)中，点火程序具体为：

分布在微推进器上的点火孔对称点火时，均产生过质心的推力，为轨道机动提供推力；当其非对称点火时，会产生转动力矩，为姿态机动提供力矩；当需要姿态机动的时候，减少点火孔的使用数量；采用0-1整数规划方法建立点火的时序，确定目标函数为：

成本函数为：u_i(r_i)＝(1/r_i)

约束条件为：

其中，δ_i＝1,or,2F₀为单位点火孔的推力，r_i为点火孔的中心到质心的距离，即点火产生的力的力臂N为可用点火孔的个数。