[发明专利]微纳卫星分离角速度误差优化方法

说明书

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。