摘要：尽管固体火箭推进器应用于微纳卫星平台拥有诸多优点,但此类小型固体火箭推进器推力矢量难以测量。对此,提出一种利用惯性传感器量测值映射推力矢量大小的方法,开展地面动态飞行实验。首先,基于牛顿欧拉法和变质量系统理论建立地面实验系统的动力学模型,分析卫星的动力学与运动学特性;然后,构建惯性测量单元(inertial measurement unit,IMU)的量测方程,结合系统动力学中推力矢量与惯性传感器量测值间的映射关系,推导推力矢量测量模型;最后,通过仿真分析影响推力矢量测量精度的误差来源,并对惯性传感器的安装构型进行优化设计。通过数值仿真实验,在优化设计后,该测量方法可保证主推力和侧向推力测量精度均优于0.3%。

摘要：为解决微纳卫星利用固体火箭推进器进行快速轨道机动时的姿态翻滚问题,提出了利用质量矩技术对卫星的俯仰、偏航通道姿态进行稳定控制。首先考虑推进剂燃烧、质量块运动等因素引起的系统质量特性参数的变化,建立质量矩固体推进微纳卫星姿态动力学模型;然后分析了推进剂燃烧、质量矩控制引入的系统模型参数不确定性、连续有界未知干扰;随后基于反演控制方法,设计了卫星姿态角和姿态角速度双回路自适应滑模动态面控制器,利用自适应算法调节控制参数估计来补偿不确定因素的影响;基于Lyapunov函数证明了闭环系统的稳定性。最后,通过数值仿真验证了控制算法的有效性,卫星姿态稳定调节时间小于1s,姿态稳定误差小于0.5%。

摘要：设计了一种面向立方体卫星的姿态确定传感器——模拟式太阳敏感器。通过测得太阳光线的入射角度,从而解算出在卫星本体坐标系下的太阳矢量信息。敏感器理论设计精度为1°,质量为9 g,尺寸为32 mm×19.7 mm×8.1 mm,视场角为112°。本设计进行了光学头部、处理电路的设计,并编写了相应的算法程序。通过外场试验验证了设计的合理性,满足了应用要求。设计的太阳敏感器具有体积质量小、成本低等优点,在立方体卫星领域有广阔的应用前景。