CN102649480B - 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
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
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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