CN102649480A - 一种可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法，包括步骤：步骤A：将4个推力器按照3正装1斜装的方式组成一组推力器组合模块；步骤B：将4组所述推力器组合模块布局在卫星的四个对角，其中，任意两组所述推力器组合模块不相邻；步骤C：配置两套独立管路支路，使16个推力器中的8个推力器使用一套管路，其余8个推力器使用另一条管路。本发明设计了一种角布局优化的16推力器全轨道机动航天器推力器布局方案，可提供三轴六向推力，具备姿控、轨控备份功能，角布局设计不占用面心，为星表单机提供更大的布局空间。

Description

一种可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法
技术领域
本发明涉及航天飞行器姿态与轨道控制领域，尤其为一种可提供三轴六向推力的，满足全向轨道机动的16推力器布局设计，具体地为一种可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法。
背景技术
推力器作为卫星姿轨控系统的重要部件，一般多个共同配合，通过喷出工质对卫星的反作用力和力矩，完成卫星入轨星箭分离后姿态阻尼、姿态控制、飞轮卸载、轨道保持、轨道机动等功能。
现有的航天器大多设计为一次性使用，为保证使用寿命，分系统通常采用冗余设计。另一方面处于成本和重量限制，备份又不能太多。推力器的选型与配置，在满足使用功能的基础上，也有适当的备份。
执行交会对接、在轨服务或其他接近伴飞任务的航天器，仅具有轨道高度或倾角控制功能是不足以满足任务需求的，通常须具备三个轴六个方向的轨道控制功能，以产生从远程接近到近距离控制的轨控推力。
经过调研，列举了以下几种在轨卫星的推力器布局：
1)某遥感卫星采用12个推力器，具备三轴姿控和两个方向(X+、Z+)轨道控制功能，分为A、B两组，任一组均可完成姿轨控制，为双备份系统，如图1所示。
2)某遥感卫星采用16个单组元推力器，均布于卫星底板，第9、10、11、12、13、14、15、16号单组元推力器为正装垂直于底面，第1、2、3、4、5、6、7、8号单组元推力器为斜装25°(与底面夹角)，分主、备两套推力器，具备三轴姿控和X+向轨控功能，为双备份系统。如图2所示。
通过分析以上及其他在轨卫星的推力器布局设计，可得出以下结论：
目前在轨卫星通常以单推力器完成一个轴的姿控，备份通常采用两套完全一样的推力器布局；姿轨控共用比姿轨控独立控制省推力器，且较成熟。
传统的推力器布局往往仅考虑了轨道高度或倾角控制功能，无法满足三轴六向的轨控功能。
现有卫星推力器布局设计有较大的优化空间，在削减推力器个数的情况下，保证三轴姿态、六向推力控制的双备份的使用功能。
发明内容
本发明为了探究一种较优的布局方法，在不削减使用功能的前提下，进一步精简目前工程上推力器的布局设计方案，利用角布局16个推力器，完成卫星三轴姿态控制、六向轨道控制功能，同时有备份，即任一路推力器故障，仍能满足控制使用功能。
根据本发明的一个方面，提供一种可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法，包括如下步骤：
步骤A：将4个推力器按照3正装1斜装的方式组成一组推力器组合模块；
步骤B：将4组所述推力器组合模块布局在卫星的四个对角，其中，任意两组所述推力器组合模块不相邻；
步骤C：配置两套独立管路支路，使16个推力器中的8个推力器使用一套管路，其余8个推力器使用另一条管路。
优选地，在所述步骤A中，具体地：在每一组推力器组合模块的4个推力器中，3个推力器分别沿主轴方向，还有1个推力器与另3个推力器呈相同的54.74°
根据本发明的另一个方面，提供一种可全向变轨航天器的16推力器布局中的推力器组合模块，包括4个推力器，其中，所述4个推力器按照3正装1斜装的方式设置，在4个推力器中，3个推力器分别沿主轴方向，还有1个推力器与另3个推力器呈相同的54.74°。
根据本发明的又一个方面，提供一种可全向变轨航天器的16推力器卫星，包括卫星，还包括推力器组合模块，所述卫星的四个对角分别设置有一组所述推力器组合模块，并且任意两组所述推力器组合模块不相邻；其中，所述推力器组合模块包括4个推力器，其中，所述4个推力器按照3正装1斜装的方式设置，在4个推力器中，3个推力器分别沿主轴方向，还有1个推力器与另3个推力器呈相同的54.74°。
本发明通过12个正装推力器、4个斜装推力器完成了姿轨控双备份，利用较少的推力器数量，合理的布局，不占用面心，为更方便星表其他单机布局。
附图说明
图1为在轨卫星推力器安装布局1(图中坐标系为卫星本体坐标系)；
图2为在轨卫星推力器安装布局2(底板)；
图3为力矩四棱锥各力矩方向示意图；
图4为推力器布局；
图5为全轨道机动航天器推力方向示意图(轨道坐标系)。
具体实施方式
本项发明实施方式按照卫星系统工程实施规范进行，实施要点如下：
1)任务分析
应用本方案首先进行任务分析，明确卫星三轴姿控和六向轨控使用功能，且具有备份。
2)方案论证
进行方案设计。根据卫星本体各角(卫星通常为六面体)，首先确定可进行推力器放置的区域(考虑天线、太阳电池阵、遮挡等约束条件)，进行推力器布局，细化技术要求和指标，进行可行性分析论证，包括计算机仿真验证等。
3)详细设计
根据确定好的推力器布局方案，进行安装支架设计、管路设计、确定贮箱大小、设计支架等工作，进行推进剂预算，羽流影响分析，最终完成推进分系统的详细设计。
4)工程研制
本项发明的工程研制可严格按照卫星研制流程、研制规范、管理规范、质量和风险控制等规章制度执行。实施产品研制合同管理，严格交付验收，经历空间环境考核，参加卫星总体总装总测和各项试验，直至卫星发射入轨。
5)在轨测试与验证
在卫星交付验收投入业务运行前，对本项发明进行在轨测试和验收。根据在轨测试方案和大纲，对研制的推力器配置方案进行测试、技术指标考核和评估等。
更为具体地，本发明的一个优选地具体实施方式如下：
1)3正装1斜装的推力器组合模块
本发明16推力器布局基于3正装1斜装的4推力器组合模块，如图3所示，F1、F2、F3分别沿主轴方向，F4与另三个推力器呈相同的54.74°。
2)16推力器4角布局方式
为实现各轴姿轨控均有备份，且不占用面心，将4组3正装1斜装推力器组合模块布局在卫星的四个对角，如图4所示，参考坐标系为本体系：
表1姿轨控推力器功能表
Figure BDA0000156122430000051
由上表可以看出，每一个轴的姿态和轨道控制功能，都有两套控制组合以实现，其中除轨控备份斜装推力器使用时效率为0.577外，其他组合效率均为1。
3)管路备份设计
8个推力器使用一套管路，任意一管路切断后，另外一套仍可完成三轴姿控和六向轨控功能，配置如下：
F1、F2、F5、F6、F9、F12、F13、F15共用一套管路；
F3、F4、F7、F8、F10、F11、F14、F16共用一套管路；
该方案通过12个正装推力器、4个斜装推力器完成了姿轨控双备份，利用较少的推力器数量，合理的布局，不占用面心，为更方便星表其他单机布局。

Claims (4)

1.一种可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤A：将4个推力器按照3正装1斜装的方式组成一组推力器组合模块；
步骤B：将4组所述推力器组合模块布局在卫星的四个对角，其中，任意两组所述推力器组合模块不相邻；
步骤C：配置两套独立管路支路，使16个推力器中的8个推力器使用一套管路，其余8个推力器使用另一条管路。
2.根据权利要求1所述的可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法，其特征在于，在所述步骤A中，具体地：在每一组推力器组合模块的4个推力器中，3个推力器分别沿主轴方向，还有1个推力器与另3个推力器呈相同的54.74°。
3.一种可全向变轨航天器的16推力器布局中的推力器组合模块，其特征在于，包括4个推力器，其中，所述4个推力器按照3正装1斜装的方式设置，在4个推力器中，3个推力器分别沿主轴方向，还有1个推力器与另3个推力器呈相同的54.74°。
4.一种可全向变轨航天器的16推力器卫星，其特征在于，包括卫星，还包括推力器组合模块，所述卫星的四个对角分别设置有一组所述推力器组合模块，并且任意两组所述推力器组合模块不相邻；其中，所述推力器组合模块包括4个推力器，其中，所述4个推力器按照3正装1斜装的方式设置，在4个推力器中，3个推力器分别沿主轴方向，还有1个推力器与另3个推力器呈相同的54.74°。 
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