关键词：微型航天器;在轨发射动力学;姿态预测;蒙特卡洛法
摘 要：基于固体推力器在轨发射的微型航天器在空间在轨服务领域应用越来越广泛，微型航天器分离时的姿态是决定任务成功的关键。为了预测微型航天器在轨发射分离时的姿态范围，采用多刚体动力学理论和赫兹接触模型，建立了微型航天器-搭载卫星平台系统发射动力学仿真模型。针对固体推力器的生产、装配过程中产生的推力偏心，提出基于Monte-Carlo仿真的微型航天器在轨分离姿态预测方法。仿真结果表明，微型航天器分离角速度服从正态分布规律，经地面模拟发射试验验证，该发射动力学仿真模型和姿态预测方法准确可行，可为微型航天器在轨快速发射系统设计和发射着靶精度的研究提供参考。
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