CN103593505B - 一种卫星轨控发动机安装参数确定方法 - Google Patents

Abstract

一种卫星轨控发动机安装参数确定方法，采用发动机精测镜法线-O_mX_m分别与卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴的夹角α_E、β_E、γ_E以及发动机精测镜中心O_m在卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴上的坐标x_E、y_E、z_E来确定发动机的安装位置。本发明方法综合考虑了卫星质心变化情况和发动机推力矢量热标结果，对发动机安装参数进行了优化确定，可减少卫星变轨期间的干扰力矩，节省卫星推进剂，延长卫星在轨寿命。同时，由于发动机推力指向卫星变轨期间的平均质心，可减少卫星配量，或者不对卫星进行配重，提高了卫星有效载荷重量。

Description

一种卫星轨控发动机安装参数确定方法

技术领域

本发明属于卫星总体设计领域，涉及一种卫星轨控发动机安装参数的优化设计方法。

背景技术

卫星轨控发动机用于星箭分离后，为卫星转移轨道变轨提供推力。由于发动机推力矢量和卫星质心存在偏差，因此在发动机点火期间会产生干扰力矩，而干扰力矩将直接影响卫星的姿态控制和姿控推进剂的消耗。

目前，国内卫星轨控发动机的安装，已经历了多颗东三、东四平台卫星在轨验证，方法已较为成熟。这种现行的发动机安装方法，仅考虑了发动机热标结果中的推力方向因素，未考虑发动机热标结果中的推力作用点平移和卫星变轨期间质心变化情况。这将导致卫星轨控发动机安装后，其安装方位不是最优，且在干扰力矩较大时，还需要额外进行配重，以使控制干扰力矩满足要求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种卫星轨控发动机安装参数的优化确定方法，可以显著减小卫星变轨期间干扰力矩的影响，节省变轨期间姿控推进剂的消耗量，延长卫星在轨寿命。同时，可减少卫星配重量或者使得卫星不配重，提高卫星有效载荷的重量。

本发明的技术解决方案是：一种卫星轨控发动机安装参数确定方法，采用发动机精测镜法线-O_mZ_m分别与卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴的夹角α_E、β_E、γ_E以及发动机精测镜中心O_m在卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴上的坐标x_E、y_E、z_E来确定发动机的安装位置，其中：[α_Eβ_Eγ_E]=arccos(j·R)，[x_Ey_Ez_E]=J·R+S+[00D]，S=A-A·R，j=[00-1]，J=[00-d]， $R=\cos \mathrm{\θI}+(1-\cos \mathrm{\θ})e^{T}e-\sin \mathrm{\θ}\tilde{E},I=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& 1& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],\tilde{E}=\left[\begin{array}{ccc}0& {-e}_z& e_y\\ e_z& 0& {-e}_x\\ {-e}_y& e_x& 0\end{array}\right],$ $e=\left[\begin{array}{ccc}{e}_x& e_y& e_z\end{array}\right]=\frac{F_0\×F_1}{|F_0\×F_1|},$ θ=arccos(F₀·F₁)， $F_1=\frac{\mathrm{AC}}{\left|\mathrm{AC}\right|},$ AC=(C-[00D])-A，F₀=[sinαsinγ-sinαcosγcosα]，A=[δsinβ-δcosβ0]，C=[x₀y₀z₀]， x(t)、y(t)、z(t)分别为卫星质心在卫星机械坐标系下O_scX_sc轴、O_scY_sc轴、O_scZ_sc轴坐标随轨控发动机在轨工作时间t的变化函数，T为发动机在轨总工作时间，α为发动机推力F与发动机本体坐标系OZ轴的夹角，β为发动机本体坐标系原点O与发动机推力作用点A点之间的连线与发动机本体坐标系OX轴之间的夹角，γ为发动机推力F在发动机本体坐标系XOY平面内的投影与卫星本体坐标系OX轴之间夹角，δ为发动机推力作用点A点到发动机本体坐标系原点O的距离，D为发动机安装支架的下端安装端面与卫星下端框分离面的理论距离，d为发动机法兰平面与发动机精测镜中心的理论距离；所述的卫星机械坐标系原点O_sc位于卫星下端框与运载火箭机械分离面内，与卫星接口上销钉所组成的理论圆的圆心重合，O_scX_sc轴与卫星东板理论法线平行且正方向与东板外法线方向一致，O_scY_sc轴与卫星南板理论法线平行且正方向与南板外法线方向一致，O_scZ_sc轴垂直于卫星与运载火箭的连接分离面且其正方向从原点指向对地板；所述的发动机本体坐标系原点O位于发动机法兰平面内，理论上发动机安装后未调整前与卫星机械坐标系原点O_sc沿O_scZ_sc方向平移D后的坐标位置重合，OX轴与O_scX_sc轴平行且方向相同，OY轴与O_scY_sc轴平行且方向相同，OZ轴与O_scZ_sc轴一致且方向相同；所述的发动机精测镜法线-O_mZ_m与发动机本体坐标系的OZ轴平行，方向相反；所述的发动机精测镜中心O_m理论上与发动机本体标系原点O沿OX轴相反方向平移d后的坐标位置重合。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明方法综合考虑了卫星质心变化情况和发动机推力矢量热标结果，对发动机安装参数进行了优化确定，可减少卫星变轨期间的干扰力矩，节省卫星推进剂，延长卫星在轨寿命。同时，由于发动机推力指向卫星变轨期间的平均质心，可减少卫星配量，或者不对卫星进行配重，提高了卫星有效载荷重量。

附图说明

图1为本发明发动机安装时所涉及的各坐标系的关系示意图；

图2为本发明发动机热标参数在发动机本体坐标系下的空间示意图；

图3为本发明方法的流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明。

在卫星轨控发动机的安装过程中将会涉及到4个坐标系，分别为卫星机械坐标系O_scX_scY_scZ_sc、发动机安装坐标系O_nX_nY_nZ_n、发动机本体坐标系OXYZ和发动机精测镜坐标系O_mX_mY_mZ_m，其相互关系如图1所示。

其中，发动机安装坐标系O_nX_nY_nZ_n固定在卫星轨控发动机安装支架端面中心，与卫星机械坐标系O_scX_scY_scZ_sc为平移关系，平移距离为D，即发动机安装支架的下端安装端面与卫星下端框分离面的理论距离；发动机精测镜坐标系O_mX_mY_mZ_m与发动机本体坐标系OXYZ为平移关系，平移距离为d，即发动机法兰平面与发动机精测镜中心的理论距离；发动机本体坐标系OXYZ与发动机安装坐标系O_nX_nY_nZ_n理论上发动机安装后未调整时，两坐标系重合。

卫星机械坐标系O_scX_scY_scZ_sc的定义如下：

坐标系原点O_sc—位于卫星下端框与运载火箭机械分离面内，与卫星接口上销钉所组成的理论圆的圆心重合；

O_scX_sc轴—与卫星东板理论法线平行，正方向与东板外法线方向一致；

O_scY_sc轴—与卫星南板理论法线平行，正方向与南板外法线方向一致；

O_scZ_sc轴—垂直于卫星与运载火箭的连接分离面，其正方向从原点指向对地板；

O_scX_scY_scZ_sc坐标系符合右手法则。

发动机安装坐标系O_nX_nY_nZ_n的定义如下：

坐标系原点O_n—位于卫星发动机安装支架的下端安装端面内，与卫星机械坐标系原点O_sc沿O_scX_sc方向平移D后的坐标位置重合；

O_nX_n轴—与卫星机械坐标系O_scX_sc轴平行，方向相同；

O_nY_n轴—与卫星机械坐标系O_scY_sc轴平行，方向相同；

O_nZ_n轴—与卫星机械坐标系O_scZ_sc轴平行，方向相同；

O_nX_nY_nZ_n坐标系符合右手法则。

发动机本体坐标系OXYZ的定义如下：

坐标系原点O—位于发动机法兰平面内，理论情况下，发动机与卫星发动机支架安装后，不进行调整时，发动机本体坐标系原点O与发动机安装坐标系原点O_n重合。

OX轴—与发动机安装坐标系O_nX_n轴平行，方向相同；

OY轴—与发动机安装坐标系O_nY_n轴平行，方向相同；

OZ轴—与发动机安装坐标系O_nZ_n轴平行，方向相同；

OXYZ坐标系符合右手法则。

发动机精测镜坐标系O_mX_mY_mZ_m的定义如下：

坐标系原点O_m—位于发动机精测镜中心，与发动机本体标系原点O沿OX相反方向平移d后的坐标位置重合；

O_mX_m轴—与发动机安装坐标系O_nX_n轴平行，方向相同；

O_mY_m轴—与发动机安装坐标系O_nY_n轴平行，方向相同；

O_mZ_m轴—与发动机安装坐标系O_nZ_n轴平行，方向相同；

O_mX_mY_mZ_m坐标系符合右手法则。

图2为发动机热标参数在发动机本体坐标系下的空间示意图，其中各参数的含义如下：

F—发动机推力，单位为牛顿；

F_Z—发动机推力F在OZ轴上的投影；

F_XY—发动机推力F在XOY平面内的投影；

A—发动机推力作用点；

α—推力矢量偏斜角，为发动机推力F与推力理论轴线OZ轴的夹角，单位为度；

β—推力矢量横移位置角，为OA两点的连线与OX轴之间的夹角，由发动机顶视方向逆时针为正，单位为度；

γ—推力矢量偏斜位置角，为F_XY与OX轴之间夹角，由发动机顶视方向逆时针为正，单位为度；

δ—推力矢量横移量，发动机推力作用点A到发动机坐标系原点O的距离，单位为米；

如图3所示，本发明方法主要是综合考虑了卫星质心变化情况和发动机推力矢量热标结果，对发动机安装参数进行优化，其具体实现步骤如下：

（1）根据卫星质量特性，确定卫星变轨期间的平均质心。

卫星正样设计方案确定后，根据星上各部件的质量特性预算，推进剂加注量预算，以及卫星变轨策略计算确定的变轨期间推进剂消耗量预算，对卫星变轨期间的质量特性进行分析计算，设定：

t—卫星轨控发动机在轨工作时间变量，单位为秒；

T—卫星轨控发动机在轨总工作时间，单位为秒；

x(t)—卫星质心在其机械坐标系下O_scX_sc轴坐标随轨控发动机在轨工作时间t的变化函数，单位为米；

y(t)—卫星质心在其机械坐标系下O_scY_sc轴坐标随轨控发动机在轨工作时间t的变化函数，单位为米；

z(t)—卫星质心在其机械坐标系下O_scZ_sc轴坐标随轨控发动机在轨工作时间t的变化函数，单位为米；

上述x(t)、y(t)、z(t)三个函数可通过卫星质量特性分析，利用曲线拟合的方法获得相应的变化函数；

[x₀y₀z₀]—卫星变轨期间在卫星机械坐标系中的平均质心，单位为米；

则有 $x_0=\frac{\underset{0}{\overset{T}{\∫}}x\left(t\right)}{T},y_0=\frac{\underset{0}{\overset{T}{\∫}}y\left(t\right)}{T},z_0=\frac{\underset{0}{\overset{T}{\∫}}z\left(t\right)}{T}.$

（2）综合考虑卫星变轨期间平均质心和发动机推力矢量热标结果，优化轨控发动机安装参数。

由第（1）步已经确定了卫星变轨期间的平均质心C=[x₀y₀z₀]，安装调整发动机，使其推力矢量直接指向卫星变轨期间的平均质心，以减少变轨期间的干扰力矩。

通过如下相应计算可获得优化的发动机安装参数。

发动机推力矢量热标技术已成熟，根据如图2所示的推力矢量参数，经计算可得如下结果：

A=[δsinβ-δcosβ0]—发动机推力作用点在发动机本体坐标系中的坐标；

F₀=[sinαsinγ-sinαcosγcosα]—发动机本体坐标系中的发动机推力单位矢量；

AC=(C-[00D])-A—发动机推力作用点指向卫星平均质心的矢量；

—发动机推力作用点指向卫星平均质心的单位矢量；

$e=\left[\begin{array}{ccc}{e}_x& e_y& e_z\end{array}\right]=\frac{F_0\×F_1}{|F_0\×F_1|}$ —发动机旋转调整欧拉轴单位矢量；

θ=arccos(F₀·F₁)—发动机绕欧拉轴e旋转调整角度；

—发动机绕欧拉轴e旋转θ角调整旋转矩阵；

$I=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& 1& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]$ —单位矩阵；

$\tilde{E}=\left[\begin{array}{ccc}0& {-e}_z& e_y\\ e_z& 0& {-e}_x\\ {-e}_y& e_x& 0\end{array}\right]$ —斜对称矩阵；

S=A-A·R—发动机调整平移矩阵；

j=[00-1]—发动机精测镜法线单位矢量；

J=[00-d]—发动机精测镜中心位置，单位为米；

[α_Eβ_Eγ_E]=arccos(j·R)

[x_Ey_Ez_E]=J·R+S+[00D]

α_E、β_E、γ_E—分别为发动机安装调整时，发动机精测镜法线-O_mZ_m与卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴的夹角，单位为度；

x_E、y_E、z_E—分别为发动机安装调整时，发动机精测镜中心O_m在卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴上的坐标，单位为米。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.一种卫星轨控发动机安装参数确定方法，其特征在于：采用发动机精测镜法线-O_mZ_m分别与卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴的夹角α_E、β_E、γ_E以及发动机精测镜中心O_m在卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴上的坐标x_E、y_E、z_E来确定发动机的安装位置，其中：[α_Eβ_Eγ_E]＝arccos(j·R)，[x_Ey_Ez_E]＝J·R+S+[00D]，S＝A-A·R，j＝[00-1]，J＝[00-d]， $R=cos\mathrm{\θ}I+(1-cos\mathrm{\θ})e^{T}e-sin\mathrm{\θ}\tilde{E},I=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& 1& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],\tilde{E}=\left[\begin{array}{ccc}0& -e_z& e_y\\ e_z& 0& -e_x\\ -e_y& e_x& 0\end{array}\right],$ $e=\left[\begin{array}{ccc}{e}_x& e_y& e_z\end{array}\right]=\frac{F_0\×F_1}{\left|F_0\×F_1\right|},$ θ＝arccos(F₀·F₁)， $F_1=\frac{AC}{\left|AC\right|},$ AC＝(C-[00D])-A，F₀＝[sinαsinγ-sinαcosγcosα]，A＝[δsinβ-δcosβ0]，C＝[x₀y₀z₀]， x(t)、y(t)、z(t)分别为卫星质心在卫星机械坐标系下O_scX_sc轴、O_scY_sc轴、O_scZ_sc轴坐标随轨控发动机在轨工作时间t的变化函数，T为发动机在轨总工作时间，α为发动机推力F与发动机本体坐标系OZ轴的夹角，β为发动机本体坐标系原点O与发动机推力作用点A点之间的连线与发动机本体坐标系OX轴之间的夹角，γ为发动机推力F在发动机本体坐标系XOY平面内的投影与卫星本体坐标系OX轴之间夹角，δ为发动机推力作用点A点到发动机本体坐标系原点O的距离，D为发动机安装支架的下端安装端面与卫星下端框分离面的距离，d为发动机法兰平面与发动机精测镜中心的距离；所述的卫星机械坐标系原点O_sc位于卫星下端框与运载火箭机械分离面内，与卫星接口上销钉所组成的圆的圆心重合，O_scX_sc轴与卫星东板法线平行且正方向与东板外法线方向一致，O_scY_sc轴与卫星南板法线平行且正方向与南板外法线方向一致，O_scZ_sc轴垂直于卫星与运载火箭的连接分离面且其正方向从原点指向对地板；所述的发动机本体坐标系原点O位于发动机法兰平面内，发动机与卫星发动机支架安装后不进行调整时，发动机本体坐标系原点O与发动机安装坐标系原点O_n重合，OX轴与发动机安装坐标系O_nX_n轴平行，方向相同，OY轴与发动机安装坐标系O_nY_n轴平行，方向相同，OZ轴与发动机安装坐标系O_nZ_n轴平行，方向相同；发动机安装坐标系O_nX_nY_nZ_n的坐标系原点O_n位于卫星发动机安装支架的下端安装端面内，与卫星机械坐标系原点O_sc沿O_scX_sc方向平移D后的坐标位置重合，O_nX_n轴与卫星机械坐标系O_scX_sc轴平行，方向相同，O_nY_n轴与卫星机械坐标系O_scY_sc轴平行，方向相同，O_nZ_n轴与卫星机械坐标系O_scZ_sc轴平行，方向相同；所述的发动机精测镜法线-O_mZ_m与发动机安装坐标系O_nZ_n轴平行，方向相反；所述的发动机精测镜中心O_m与发动机本体坐标系原点O沿OX轴相反方向平移d后的坐标位置重合。