CN104249817B

CN104249817B - 一种爻形航天器推力器

Info

Publication number: CN104249817B
Application number: CN201410461980.5A
Authority: CN
Inventors: 朱新波; 陈晓; 徐亮; 谢攀
Original assignee: Shanghai Institute of Satellite Engineering
Current assignee: Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority date: 2014-09-11
Filing date: 2014-09-11
Publication date: 2016-08-24
Anticipated expiration: 2034-09-11
Also published as: CN104249817A

Abstract

本发明公开了一种爻形航天器推力器及其布局方法，包括主份支路A和备份支路B，其中，所述主份支路A设有A1、A2、A3、A4、A5、A6共6台推力器，所述备份支路设有B1、B2、B3、B4、B5、B6共6台推力器，整器共有12推力器，其中8个推力器呈爻形布局，推力器配置于航天器底板，具备三轴姿控单轴轨控能力，且完全备份。本发明主要解决了航天器布局空间紧张、器上资源有限情况下的推力器布局问题，配置简单合理，资源需求小，能够满足复杂的姿轨控需求。本发明可用于布局空间资源紧张的航天器平台，具有很高的工程使用价值。

Description

一种爻形航天器推力器

技术领域

本发明为一种航天器推力器布局技术领域，具体涉及一种爻形航天器推力器及其布局方法。

背景技术

反作用推力器是航天器上实现姿态及轨道控制的主要执行部件。然而，随着航天器任务要求越来越复杂，集成度越来越高，推力器的安装布局受到了诸多因素的限制，包括推力器羽流、光学单机视场、器上复杂的伸展机构等。

常规的推力器布局往往无法适应复杂的姿轨控需求和有限的器上资源条件。因此需要设计一种配置简单，占用资源少，同时能够满足复杂姿轨控要求的推力器布局。

目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

本发明针对现有技术中存在的上述不足，提供了一种爻形航天器推力器及其布局方法，该推力器采用12台推力器构成爻形布局，满足航天器复杂的姿轨控需求。

本发明是通过以下技术方案实现的。

根据本发明的一个方面，提供了一种爻形航天器推力器的布局方法，包括主份支路A和备份支路B，其中，所述主份支路A设有A1、A2、A3、A4、A5、A6共6台推力器，所述备份支路设有B1、B2、B3、B4、B5、B6共6台推力器，具体步骤如下：

步骤1，将推力器A1、A2、A3、A4均匀分散安装于航天器底板的四个角上，推力器A1、A2、A3、A4的推力方向指向航天器外侧且与航天器X轴呈一定夹角，推力大小根据实际需求配置；

步骤2，将推力器B1、B2、B3、B4分别对应安装于推力器A1、A2、A3、A4的旁边，推力器B1、B2、B3、B4的推力方向及大小与推力器A1、A2、A3、A4对应一致，推力器 B1、B2、B3、B4与推力器A1、A2、A3、A4形成完全互为备份关系；

步骤3，将推力器A5和A6关于航天器底板中心点对称安装于航天器底板上，推力器A5和A6的推力方向指向航天器的-Z轴方向，推力大小根据实际需求配置；

步骤4，推力器B5和B6分别对应安装于推力器A5和A6旁边，推力器B5和B6的推力方向及大小与推力器A5和A6对应一致，推力器B5和B6与推力器A5和A6形成完全互为备份关系。

优选地，所述推力器A1、A2、A3、A4的推力方向与航天器X轴的夹角呈20°。

根据本发明的另一个方面，提供了一种爻形航天器推力器，所述爻形航天器推力器通过上述布局方法获得。

优选地，所述爻形航天器推力器具备滚动、俯仰、偏航三轴姿态控制能力及单轴轨道控制能力，其12个推力器对应的控制作用为：

控制作用	主份支路A	备份支路B
			滚动(φ+)	A3+A4	B3+B4
滚动(φ-)	A1+A2	B1+B2
			俯仰(θ+)	A2+A3	B2+B3
俯仰(θ-)	A1+A4	B1+B4
			偏航(ψ+)	A1+A3	B1+B3
偏航(ψ-)	A2+A4	B2+B4
			+Z轨控	A5+A6	B5+B6

与现有技术相比，本发明具有如下优点和有益效果：

1、本发明能够提供航天器三轴姿控及单轴轨控能力，能满足航天器复杂的姿轨控需求；

2、本发明对器上的空间资源需求小，对其他单机的影响小，能更好适应有限资源航天器平台的需求；

3、本发明具备完整的备份功能，可靠性高，具备一定的工程应用价值。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明的推力器立体布局示意图；

图2为本发明的推力器平面布局示意图。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

如图1所示，本实施例提供了一种爻形航天器推力器，其布局方法，包括主份支路A和备份支路B，其中，所述主份支路A设有A1、A2、A3、A4、A5、A6共6台推力器，所述备份支路设有B1、B2、B3、B4、B5、B6共6台推力器，具体步骤如下：

步骤2，将推力器B1、B2、B3、B4分别对应安装于推力器A1、A2、A3、A4的旁边，推力器B1、B2、B3、B4的推力方向及大小与推力器A1、A2、A3、A4对应一致，推力器B1、B2、B3、B4与推力器A1、A2、A3、A4形成完全互为备份关系；

进一步地，所述推力器A1、A2、A3、A4的推力方向与航天器X轴的夹角呈20°。

进一步地，所述爻形航天器推力器具备滚动、俯仰、偏航三轴姿态控制能力及单轴轨道控制能力，其12个推力器对应的控制作用为：

控制作用	主份支路A	备份支路B
			滚动(φ+)	A3+A4	B3+B4
滚动(φ-)	A1+A2	B1+B2
			俯仰(θ+)	A2+A3	B2+B3

俯仰(θ-)	A1+A4	B1+B4
			偏航(ψ+)	A1+A3	B1+B3
偏航(ψ-)	A2+A4	B2+B4
			+Z轨控	A5+A6	B5+B6

本实施例的构思为：

采用A、B两条支路共12台推力器组件的设计，其中推力器A1～A6为主份支路，推力器B1～B6为备份支路。为保证推力器的安装对航天器其他设备的影响，所有推力器都安装于航天器的底板。

推力器A1～A4均匀分散安装于航天器(探测器)底板四角，如图1所示。推力器A1～A4推力方向指向航天器外侧且与航天器X轴夹角呈20°，推力大小可根据实际需求配置。推力器B1～B4分别对应安装于A1～A4旁边，推力方向及大小对应一致。推力器B1～B4与A1～A4形成完全互为备份关系。

推力器A5、A6关于航天器底板中心点对称安装于航天器底板，如图1所示。推力器A5、A6推力方向指向-Z轴方向，推力大小可根据实际需求配置。推力器B5、B6分别对应安装于A5、A6旁边，推力方向及大小对应一致。推力器B5、B6与A5、A6形成完全互为备份关系。

本实施例提供的爻形航天器推力器及其布局方法，解决了航天器布局空间紧张、器上资源有限情况下的推力器布局问题，整器共有12推力器，其中8个推力器呈爻形布局，推力器配置于航天器底板，具备三轴姿控单轴轨控能力，且完全备份。

本实施例配置简单合理，资源需求小，能够满足复杂的姿轨控需求。本发明可用于布局空间资源紧张的航天器平台，具有很高的工程使用价值。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims

1.一种爻形航天器推力器，其特征在于，所述爻形航天器推力器通过以下布局方法获得：

包括主份支路A和备份支路B，其中，所述主份支路A设有A1、A2、A3、A4、A5、A6共6台推力器，所述备份支路设有B1、B2、B3、B4、B5、B6共6台推力器，具体步骤如下：

步骤4，推力器B5和B6分别对应安装于推力器A5和A6旁边，推力器B5和B6的推力方向及大小与推力器A5和A6对应一致，推力器B5和B6与推力器A5和A6形成完全互为备份关系；

所述爻形航天器推力器具备三轴姿态控制及单轴轨道控制能力，其12个推力器对应的控制作用为：

。

2.根据权利要求1所述的爻形航天器推力器的布局方法，其特征在于，所述推力器A1、A2、A3、A4的推力方向与航天器X轴的夹角呈20°。