CN106628263B - 一种再入返回航天器推进系统优化配置方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种再入返回航天器推进系统优化配置方法，解决以往的配置方法难以满足小型返回航天器动力系统配置体积质量受限下的配置问题。在对任务进行分析的基础上，为适应小型返回航天器的特点，合理选择确定推进系统类型及推进剂，计算确定有效推进剂重量，优化选择挤压气体类型，从而进一步分析初步确定轨控发动机和姿控发动机推力及个数，明确姿轨控发动机及气瓶贮箱布局，根据计算得到的控制能力优化调整姿控发动机推力，直到满足控制能力要求，实现推进系统优化配置。
Description
技术领域
本发明涉及一种推进系统优化配置方法，特别是一种再入返回航天器推进系统优化配置方法。
背景技术
随着我国航天技术的发展，航天器按不同应用可分为在轨航天器和返回航天器。其中神舟系列飞船及返回式卫星都属于此类型。神舟飞船由推进舱、返回舱和轨道舱三舱组成。推进分系统分别安装在三个不同的舱实现不同的功能需要。其中推进舱子系统主要实现在轨飞行时提供变轨机动、轨道保持、姿态稳定、姿态调整的冲量等。返回舱子系统为飞船返回提供姿态控制的冲量。轨道舱子系统为飞船主任务结束后，为轨道舱留轨工作提供轨道控制和姿态控制的冲量。
以往方法中，神舟飞船推进舱推进子系统由四氧化二氮/甲基肼的双组元定压挤压系统工作，配置8台150N大姿控发动机+16台25N小姿控发动机。全系统除气瓶和贮箱外其余均采用冗余配置，分主副两组，既可单独工作互为备份，也能共同为任一组发动机工作输送推进剂。神舟飞船返回舱推进子系统由无水肼的单组元定压挤压系统工作，配置8台150N肼分解发动机。系统呈对称配置，分两组，除推进剂外其余可视为全冗余。神舟飞船轨道舱推进子系统由无水肼的单组元定压挤压系统工作，配置16台5N肼分解发动机。综上所述，神舟飞船为了完成变轨、姿态稳定及调整，配置了共48台发动机，冗余配置较多，不同功能采用分舱布置，占用体积较大。
发明内容
本发明目的在于提供一种再入返回航天器推进系统优化配置方法，解决以往配置方法的冗余较多，体积较大，重量较高而且系统复杂，难以满足返回式小卫星体积空间及重量受限的问题。
一种再入返回航天器推进系统优化配置方法的具体步骤为：
第一步推进系统类型、推进剂及增压气体种类选择
对于返回式小卫星而言，考虑到小卫星的比冲需求不强而尺寸空间紧张，采用单组元液体发动机。考虑综合性能及成熟度，推进剂采用DT-3，增压气体采用氦气。
第二步确定有效推进剂重量
根据总体提供的小卫星总重量M，考虑在轨飞行轨道，地球引力常数为μ，地心距为r，半长轴为a，根据公式(1)和公式(2)，确定离轨制动前后轨道在离轨点的速度V1和V2：
公式(1)中，V1为离轨前轨道速度；r1为离轨前地心距；a1为离轨前半长轴。
公式(2)中，V2为离轨后轨道速度；r2为离轨后地心距；a2为离轨后半长轴。
确定离轨需要的速率增量dV：
dV＝V1-V2 (3)
确定离轨需要的推进剂重量Mt1：
公式(4)中，Isp为DT-3的比冲，e为自然对数。
确定姿态控制需要的推进剂质量Mt2：
Mt2＝kMt1 (5)
公式(5)中，k为比例系数，选取0.2～0.5。
确定有效推进剂质量Mt：
Mt＝Mt1+Mt2+dMt (6)
公式(6)中，dMt为推进剂余量，选取0.1Mt～0.2Mt。
第三步确定轨控发动机推力
对于返回式卫星，离轨需要大推力轨控发动机提供大推力，保证足够的速度增量返回。
确定离轨需要的轨控发动机推力Tg：
公式(7)中，T为离轨约束时间。
确定轨控发动机推力Tgk：
公式(8)中，Tg1为Tg取整数；Tc为现有推进系统型谱中与Tg1最接近的推力。
第四步初确定姿控发动机推力
综合考虑返回式小卫星发动机的成本及安装复杂性，采用单一种类姿控发动机。
确定姿控发动机推力Tzk：
Tzk＝mTgk (9)
公式(9)中，m为比例系数，选取0.02～0.2。
第五步确定姿轨控发动机个数
对于返回式小卫星而言，考虑到推进系统布局空间受限，轨控发动机只能选取1个，无法进行双路备份，但可将多个姿控发动机作为轨控发动机的备份，在此选择4个与轨控发动机相同方向安装的姿控发动机作为轨控发动机的备份。
考虑到姿控发动机的最低需求为4个发动机，考虑到4个轴向安装的发动机作为轨控发动机的备份，轨控发动机和姿态发动机在离轨段都需要工作，故此至少需要4个姿控发动机。同时考虑姿态发动机的可靠性，对用于姿控的4个发动机进行双路备份，则共需求12个姿控发动机。
第六步确定气瓶贮箱和姿轨控发动机布局
确定贮箱体积Vzx：
公式(10)中，l为推进剂挤出效率；ρ为推进剂密度。
确定气瓶体积Vqp：
Vqp＝nVzx (11)
公式(11)中，n为压缩比，与推进系统压力气路及液路压力设计有关。
根据返回式小卫星布局空间限制开展气瓶贮箱布局，若单个气瓶+贮箱难以布置，则采用两个气瓶+贮箱布置。
完成气瓶+贮箱的布置后需要最大效率的布置姿轨控发动机。轨控发动机布置在小卫星轴线，而姿控发动机根据需要布置在舱内或舱外。考虑到最大限度利用姿控发动机能力，则要求姿控发动机贴近外壁安装。
对于12个姿控发动机而言，采用3个一组对称安装在四个象限中。
第七步根据控制能力调整姿控发动机推力
完成布局后确定姿轨控发动机的安装位置及安装误差，控制系统根据当前的推力、推力误差、安装位置及误差，进行控制力矩与干扰力矩分析。
当控制力矩与干扰力矩的比重大于60％或小于30％，则需要调整姿控发动机推力，保证姿控发动机推力与轨控发动机推力的匹配：
当控制力矩与干扰力矩的比重大于60％，则增大姿控发动机的推力，选取1.2Tz并取整；
当控制力矩与干扰力矩的比重小于30％，则减小姿控发动机的推力，选择0.8Tz并取整。
返回第四步，直到控制力矩与干扰力矩的比例大于等于30％且小于等于60％。
至此，完成再入返回航天器推进系统优化配置。
本发明针对返回式小卫星布局空间狭小且重量要求较小的特点，提出一种新型的综合性能优化的推进系统配置方法，从系统性能指标最优的角度出发选取单组元液体恒压推进系统，增压气体选取氦气；通过增大发动机力臂，提高控制能力，同时避免羽流干扰舱壁；通过姿控发动机的组合安装便于控制也方便布局；通过优化调整姿控发动机的推力保证控制力矩与干扰力矩匹配合理，既能满足精度要求又不浪费控制能力。
具体实施方式
一种再入返回航天器推进系统优化配置方法的具体步骤为：
第一步推进系统类型、推进剂及增压气体种类选择
对于返回式小卫星而言，考虑到小卫星的比冲需求不强而尺寸空间紧张，采用单组元液体发动机。考虑综合性能及成熟度，推进剂采用DT-3，增压气体采用氦气。
第二步确定有效推进剂重量
根据总体提供的小卫星总重量M，考虑在轨飞行轨道，地球引力常数为μ，地心距为r，半长轴为a，根据公式(1)和公式(2)，确定离轨制动前后轨道在离轨点的速度V1和V2：
公式(1)中，V1为离轨前轨道速度；r1为离轨前地心距；a1为离轨前半长轴。
公式(2)中，V2为离轨后轨道速度；r2为离轨后地心距；a2为离轨后半长轴。
确定离轨需要的速率增量dV：
dV＝V1-V2 (3)
确定离轨需要的推进剂重量Mt1：
公式(4)中，Isp为DT-3的比冲，e为自然对数。
确定姿态控制需要的推进剂质量Mt2：
Mt2＝kMt1 (5)
公式(5)中，k为比例系数，选取0.2～0.5。
确定有效推进剂质量Mt：
Mt＝Mt1+Mt2+dMt (6)
公式(6)中，dMt为推进剂余量，选取0.1Mt～0.2Mt。
第三步确定轨控发动机推力
对于返回式卫星，离轨需要大推力轨控发动机提供大推力，保证足够的速度增量返回。
确定离轨需要的轨控发动机推力Tg：
公式(7)中，T为离轨约束时间。
确定轨控发动机推力Tgk：
公式(8)中，Tg1为Tg取整数；Tc为现有推进系统型谱中与Tg1最接近的推力。
第四步初确定姿控发动机推力
综合考虑返回式小卫星发动机的成本及安装复杂性，采用单一种类姿控发动机。
确定姿控发动机推力Tzk：
Tzk＝mTgk (9)
公式(9)中，m为比例系数，选取0.02～0.2。
第五步确定姿轨控发动机个数
对于返回式小卫星而言，考虑到推进系统布局空间受限，轨控发动机只能选取1个，无法进行双路备份，但可将多个姿控发动机作为轨控发动机的备份，在此选择4个与轨控发动机相同方向安装的姿控发动机作为轨控发动机的备份。
考虑到姿控发动机的最低需求为4个发动机，考虑到4个轴向安装的发动机作为轨控发动机的备份，轨控发动机和姿态发动机在离轨段都需要工作，故此至少需要4个姿控发动机。同时考虑姿态发动机的可靠性，对用于姿控的4个发动机进行双路备份，则共需求12个姿控发动机。
第六步确定气瓶贮箱和姿轨控发动机布局
确定贮箱体积Vzx：
公式(10)中，l为推进剂挤出效率；ρ为推进剂密度。
确定气瓶体积Vqp：
Vqp＝nVzx (11)
公式(11)中，n为压缩比，与推进系统压力气路及液路压力设计有关。
根据返回式小卫星布局空间限制开展气瓶贮箱布局，若单个气瓶+贮箱难以布置，则采用两个气瓶+贮箱布置。
完成气瓶+贮箱的布置后需要最大效率的布置姿轨控发动机。轨控发动机布置在小卫星轴线，而姿控发动机根据需要布置在舱内或舱外。考虑到最大限度利用姿控发动机能力，则要求姿控发动机贴近外壁安装。
对于12个姿控发动机而言，采用3个一组对称安装在四个象限中。
第七步根据控制能力调整姿控发动机推力
完成布局后确定姿轨控发动机的安装位置及安装误差，控制系统根据当前的推力、推力误差、安装位置及误差，进行控制力矩与干扰力矩分析。
当控制力矩与干扰力矩的比重大于60％或小于30％，则需要调整姿控发动机推力，保证姿控发动机推力与轨控发动机推力的匹配：
当控制力矩与干扰力矩的比重大于60％，则增大姿控发动机的推力，选取1.2Tz并取整；
当控制力矩与干扰力矩的比重小于30％，则减小姿控发动机的推力，选择0.8Tz并取整。
返回第四步，直到控制力矩与干扰力矩的比例大于等于30％且小于等于60％。
至此，完成再入返回航天器推进系统优化配置。
Claims (1)
1.一种再入返回航天器推进系统优化配置方法，其特征在于该方法的具体步骤为：
第一步 推进系统类型、推进剂及增压气体种类选择
对于返回式小卫星而言，考虑到小卫星的比冲需求不强而尺寸空间紧张，采用单组元液体发动机；考虑综合性能及成熟度，推进剂采用DT-3，增压气体采用氦气；
第二步 确定有效推进剂重量
根据总体提供的小卫星总重量M，考虑在轨飞行轨道，地球引力常数为μ，地心距为r，半长轴为a，根据公式(1)和公式(2)，确定离轨制动前后轨道在离轨点的速度V1和V2：
公式(1)中，V1为离轨前轨道速度；r1为离轨前地心距；a1为离轨前半长轴；
公式(2)中，V2为离轨后轨道速度；r2为离轨后地心距；a2为离轨后半长轴；
确定离轨需要的速率增量dV：
dV＝V1-V2 (3)
确定离轨需要的推进剂重量Mt1：
公式(4)中，Isp为DT-3的比冲，e为自然对数；
确定姿态控制需要的推进剂质量Mt2：
Mt2＝kMt1 (5)
公式(5)中，k为比例系数，选取0.2～0.5；
确定有效推进剂质量Mt：
Mt＝Mt1+Mt2+dMt (6)
公式(6)中，dMt为推进剂余量，选取0.1Mt～0.2Mt；
第三步 确定轨控发动机推力
对于返回式卫星，离轨需要大推力轨控发动机提供大推力，保证足够的速度增量返回；
确定离轨需要的轨控发动机推力Tg：
公式(7)中，T为离轨约束时间；
确定轨控发动机推力Tgk：
公式(8)中，Tg1为Tg取整数；Tc为现有推进系统型谱中与Tg1最接近的推力；
第四步 初确定姿控发动机推力
综合考虑返回式小卫星发动机的成本及安装复杂性，采用单一种类姿控发动机；
确定姿控发动机推力Tzk：
Tzk＝mTgk (9)
公式(9)中，m为比例系数，选取0.02～0.2；
第五步 确定姿轨控发动机个数
对于返回式小卫星而言，考虑到推进系统布局空间受限，轨控发动机只能选取1个，无法进行双路备份，但可将多个姿控发动机作为轨控发动机的备份，在此选择4个与轨控发动机相同方向安装的姿控发动机作为轨控发动机的备份；
考虑到姿控发动机的最低需求为4个发动机，考虑到4个轴向安装的姿控发动机作为轨控发动机的备份，轨控发动机和姿控发动机在离轨段都需要工作，故此至少需要4个姿控发动机；同时考虑姿控发动机的可靠性，对用于姿控的4个发动机进行双路备份，则共需求12个姿控发动机；
第六步 确定气瓶贮箱和姿轨控发动机布局
确定贮箱体积Vzx：
公式(10)中，l为推进剂挤出效率；ρ为推进剂密度；
确定气瓶体积Vqp：
Vqp＝nVzx (11)
公式(11)中，n为压缩比，与推进系统压力气路及液路压力设计有关；
根据返回式小卫星布局空间限制开展气瓶贮箱布局，若单个气瓶+贮箱难以布置，则采用两个气瓶+贮箱布置；
完成气瓶+贮箱的布置后需要最大效率的布置姿轨控发动机；轨控发动机布置在小卫星轴线，而姿控发动机根据需要布置在舱内或舱外；考虑到最大限度利用姿控发动机能力，则要求姿控发动机贴近外壁安装；
对于12个姿控发动机而言，采用3个一组对称安装在四个象限中；
第七步 根据控制能力调整姿控发动机推力
完成布局后确定姿轨控发动机的安装位置及安装误差，控制系统根据当前的推力、推力误差、安装位置及误差，进行控制力矩与干扰力矩分析；
当控制力矩与干扰力矩的比重大于60％或小于30％，则需要调整姿控发动机推力，保证姿控发动机推力与轨控发动机推力的匹配：
当控制力矩与干扰力矩的比重大于60％，则增大姿控发动机的推力，选取1.2Tz并取整；
当控制力矩与干扰力矩的比重小于30％，则减小姿控发动机的推力，选择0.8Tz并取整；
返回第四步，直到控制力矩与干扰力矩的比例大于等于30％且小于等于60％；
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Publications (2)
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| CN106628263A CN106628263A (zh) | 2017-05-10 |
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ID=58811602
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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| CN201611037805.9A Active CN106628263B (zh) | 2016-11-23 | 2016-11-23 | 一种再入返回航天器推进系统优化配置方法 |
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