CN107352050A - 大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法 - Google Patents

大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107352050A
CN107352050A CN201710422246.1A CN201710422246A CN107352050A CN 107352050 A CN107352050 A CN 107352050A CN 201710422246 A CN201710422246 A CN 201710422246A CN 107352050 A CN107352050 A CN 107352050A
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
thruster
attitude control
control thruster
rail
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201710422246.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107352050B (zh
Inventor
张和芬
张庆君
齐亚琳
李延
刘杰
袁智
肖鹏飞
王建军
蔡娅雯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Spacecraft System Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Spacecraft System Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Spacecraft System Engineering filed Critical Beijing Institute of Spacecraft System Engineering
Priority to CN201710422246.1A priority Critical patent/CN107352050B/zh
Publication of CN107352050A publication Critical patent/CN107352050A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107352050B publication Critical patent/CN107352050B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，该方法包括如下步骤：建卫星本体坐标系O‑XYZ，确定轨控推力器和姿控推力器的布局面为星箭分离面即‑Z面；确定轨控推力器的个数和布局；确定姿控推力器配置和布局。本发明克服了传统推力器布局和配置方法在大型纵轴对地微波天线载荷卫星上的布局空间受限、轨控推力器使用率低、与质心相对位置要求高的缺点。

Description

大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法
技术领域
本发明属于微波遥感卫星总体设计领域，尤其涉及一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法。
背景技术
近年来随着航天器有效载荷技术的飞速发展，大型纵轴对地微波天线(单翼长度大于5米，双翼长度大于10米的平面微波天线或直径大于10米的抛物面天线)由于其高分辨率、多极化、多种工作模式等特性，在微波遥感领域得到了越来越多的应用，但是，在卫星星表空间有限的情况下，载荷面积的增大导致卫星推力器布局空间受限，针对大惯量、多模式微波遥感卫星喷气控制的推力器组合设计难度大。
传统的推力器配置主要有1N、20N和5N、20N两种配置组合，推力器在星体多个面均有布置，传统的推力器配置和布局方法用于大型纵轴对地微波天线载荷有以下缺点：布局分散，占用多个星体表面，在大型纵轴对地微波天线载荷卫星布局空间有限的情况下不适用，如我国某在轨卫星，太阳翼压紧到±Y，SAR天线压紧到±X，星表面积占用率大；根据在轨使用情况，20N轨控发动机初轨调整完成后，在卫星寿命期间基本不再使用，使用率低；20N推力器的安装对与质心的相对位置要求较高，要求推力器轴线通过卫星质心，而对于大型纵轴对地微波天线载荷卫星，由于可布局空间受限，再综合考虑羽流干扰等因素，因此在装载大型纵轴对地微波天线的微波遥感卫星上，20N推力器作为轨控推力器已不适用，需要研究新的推力器配置与安装方式；卫星纵轴对地飞行，SAR天线和太阳翼展开后占用空间大，布局困难；推力器布局在舱板内，影响整星外热流；20N推力器基频与微波天线基频接近，在喷气时容易引起天线共振，发生姿态抖动；在轨发生天线展开故障的情况时，卫星质心发生改变，20N推力器喷气引起的干扰力矩会显著增大；由于具有1N、20N和5N、20N两种推力器配置，产品状态不统一，给推力器标定工作以及产品状态管理增加了工作量。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，克服了传统推力器布局和配置方法在大型纵轴对地微波天线载荷卫星上的布局空间受限、轨控推力器使用率低、与质心相对位置要求高的缺点。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，所述方法包括如下步骤：
步骤一：构建卫星本体坐标系O-XYZ，确定轨控推力器和姿控推力器的布局面为星箭分离面即-Z面；
步骤二：确定轨控推力器的个数和布局:根据卫星负偏置量、轨道角速度和轨道半长轴得到第一卫星速度增量，根据卫星轨道倾角调整量、轨道角速度、推力效率因子和变轨位置相位得到第二卫星速度增量，判断第一卫星速度增量和第二卫星速度增量的大小，选取大者为卫星速度增量，根据卫星速度增量得到卫星的冲量，根据卫星的冲量、安装推力器的干扰力矩大和喷气时长得到第五轨控推力器、第六轨控推力器、第七轨控推力器和第八轨控推力器；其中，第五轨控推力器和第六轨控推力器为一组，并设置于星箭分离面的一个短边的中心位置；第七轨控推力器和第八轨控推力器为一组，并设置于星箭分离面的另一个短边的中心位置；
步骤三：确定姿控推力器配置和布局：确定绕卫星本体X、Y、Z三个轴转动所需要提供的最大力矩，根据最大力矩、卫星质心位置和布局面大小得到绕X、Y、Z三个轴机动的第一姿控推力器、第二姿控推力器、第三姿控推力器、第四姿控推力器、第九姿控推力器、第十姿控推力器、第十一姿控推力器、第十二姿控推力器、第十三姿控推力器、第十四姿控推力器、第十五姿控推力器和第十六姿控推力器，其中，第一姿控推力器和第二姿控推力器为一组，第三姿控推力器和第四姿控推力器为一组，第一姿控推力器和第二姿控推力器设置于星箭分离面的一个长边的中心位置，第三姿控推力器和第四姿控推力器设置于星箭分离面的另一个长边的中心位置；第九姿控推力器和第十姿控推力器为一组，并设置于星箭分离面的第一个顶点位置；第十一姿控推力器和第十二姿控推力器为一组，并设置于星箭分离面的第二个顶点位置；第十三姿控推力器和第十四姿控推力器为一组，并设置于星箭分离面的第三个顶点位置；第十五姿控推力器和第十六姿控推力器为一组，并设置于星箭分离面的第四个顶点位置。
上述大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法中，在步骤一中，构建卫星本体坐标系O-XYZ包括：以卫星本体的质心为坐标原点；过坐标原点，垂直于星箭分离面的方向为Z轴；过坐标原点，位于星箭分离面内，指向卫星正常飞行方向为X轴；位于星箭分离面内，与X轴、Z轴构成右手系的为Y轴。
上述大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法中，在步骤二中，第一卫星速度增量的公式如下：ΔV1＝Δa×V/2a，其中，ΔV1为第一卫星速度增量，Δa为卫星负偏置量，V为轨道角速度，a为轨道半长轴。
上述大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法中，在步骤二中，第二卫星速度增量的公式如下：其中，ΔV2为第一卫星速度增量，Δi为卫星轨道倾角调整量，η为推力效率因子，V为轨道角速度，μ0为变轨位置相位。
上述大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法中，在步骤二中，卫星的冲量的公式如下：Δl＝m·ΔV，其中，Δl为卫星的冲量，m为卫星质量，ΔV为卫星速度增量。
上述大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法中，在步骤二中，第五轨控推力器、第六轨控推力器、第七轨控推力器和第八轨控推力器的冲力均为5N。
上述大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法中，在步骤三中，第一姿控推力器、第二姿控推力器、第三姿控推力器、第四姿控推力器、第九姿控推力器、第十姿控推力器、第十一姿控推力器、第十二姿控推力器、第十三姿控推力器、第十四姿控推力器、第十五姿控推力器和第十六姿控推力器的冲力均为5N。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)本发明的推力器布局集中，只占用星体的一个面，解决了大型纵轴对地微波天线的载荷卫星布局空间有限的问题；
(2)本发明的轨控推力器在初期轨道调整完成后同时也可以作为姿控推力器，提高了推力器使用率；
(3)本发明安装对于与星体质心的相对位置要求低，增强了布局便利性，且降低了由于安装位置引起的推力器输出力矩误差；
(4)在轨若发生展开故障，引起整星质心偏移，推力器对称安装，降低由于质心偏移引起的推力器喷气干扰力矩；
(5)对于大型天线载荷卫星，转动惯量大，使用推力器可以提供较大的力矩，满足大转动惯量卫星的大角度姿态机动使用需求，包络较大；
(6)只配置5N推力器，提高了卫星的产品状态统一程度，增强了星上产品管理的便捷性。
附图说明
图1是本发明的卫星本体坐标系的构建示意图；
图2是本发明的星箭分离面的推力器安装效果图；
图3是本发明的卫星速度变化规律的示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明：
本发明提供了一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，该大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法包括如下步骤：
步骤一：构建卫星本体坐标系O-XYZ，确定轨控推力器和姿控推力器的布局面为整星星箭分离面即-Z面；
步骤二：确定轨控推力器的个数和布局:根据卫星负偏置量、轨道角速度和轨道半长轴得到第一卫星速度增量，根据卫星轨道倾角调整量、轨道角速度、推力效率因子和变轨位置相位得到第二卫星速度增量，判断第一卫星速度增量和第二卫星速度增量的大小，选取大者为卫星速度增量，根据卫星速度增量得到卫星的冲量，根据卫星的冲量、安装推力器的干扰力矩大和喷气时长得到第五轨控推力器5、第六轨控推力器6、第七轨控推力器7和第八轨控推力器8；其中，第五轨控推力器5和第六轨控推力器6为一组，并设置于星箭分离面的一个短边的中心位置；第七轨控推力器7和第八轨控推力器8为一组，并设置于星箭分离面的另一个短边的中心位置。
步骤三：确定姿控推力器配置和布局：确定绕卫星本体X、Y、Z三个轴转动所需要提供的最大力矩，根据最大力矩、卫星质心位置和布局面大小得到绕X、Y、Z三个轴机动的第一姿控推力器1、第二姿控推力器2、第三姿控推力器3、第四姿控推力器4、九姿控推力器9、第十姿控推力器10、第十一姿控推力器11、第十二姿控推力器12、第十三姿控推力器13、第十四姿控推力器14、第十五姿控推力器15和第十六姿控推力器16，其中，第一姿控推力器1和第二姿控推力器2为一组，第三姿控推力器3和第四姿控推力器4为一组，第一姿控推力器1和第二姿控推力器2设置于星箭分离面的一个长边的中心位置，第三姿控推力器3和第四姿控推力器4设置于星箭分离面的另一个长边的中心位置；
第九姿控推力器9和第十姿控推力器10为一组，并设置于星箭分离面的第一个顶点位置；第十一姿控推力器11和第十二姿控推力器12为一组，并设置于星箭分离面的第二个顶点位置；第十三姿控推力器13和第十四姿控推力器14为一组，并设置于星箭分离面的第三个顶点位置；第十五姿控推力器15和第十六姿控推力器16为一组，并设置于星箭分离面的第四个顶点位置。
在步骤一中，如图1所示，构建卫星本体坐标系O-XYZ包括：以卫星本体的质心为坐标原点；过坐标原点，垂直于星箭分离面的方向为Z轴；过坐标原点，位于星箭分离面内，指向卫星正常飞行方向为X轴；位于星箭分离面内，与X轴、Z轴构成右手系的为Y轴。发射状态下太阳翼收拢压紧后在卫星±Y侧，SAR天线收拢并压紧在星体±X侧。对于大型纵轴对地微波天线载荷卫星，由于其大型天线和太阳翼收拢后，+X、-X、+Y、-Y面剩余空间小，无可供推力器布局空间，同时天线展开后在+Z面，在+Z面存在羽流干扰，因此选择将轨控推力器布置在整星-Z面，-Z面为星箭分离面。
在步骤二中，第一卫星速度增量的公式为：ΔV1＝Δa×V/2a，其中，ΔV1为第一卫星速度增量，Δa为卫星负偏置量，V为轨道角速度，a为轨道半长轴。
第二卫星速度增量的公式为：其中，ΔV2为第一卫星速度增量，Δi为卫星轨道倾角调整量为推力效率因子，推力器连续工作的时间为Δt，对应的工作弧段长度为Δu，弧段中点为u0，u0为变轨位置相位，V为轨道角速度。工程上，变轨弧长在推力器工作时间内相对于整个轨道圆周可以近似看作一个质点，η可近似看作1。
在步骤二中，比较第一卫星速度增量ΔV1和第二卫星速度增量ΔV2这两个增量的大小，选取大的那个速度增量为卫星速度增量ΔV。
在步骤二中，根据卫星的冲量、结合推力器安装引起的干扰力矩大小，综合考虑喷气时长，计算需配置的轨控推力器的个数为四个，分别为第五轨控推力器5、第六轨控推力器6、第七轨控推力器7和第八轨控推力器8。第五轨控推力器5、第六轨控推力器6、第七轨控推力器7和第八轨控推力器8的冲力为5N。
具体的，卫星的冲量为Δl＝m·ΔV，其中，Δl为卫星的冲量，m为卫星质量，ΔV为卫星速度增量。
具体包括：根据F×t＝m*ΔV，ΔV按负偏置15km计算，大约为7.87m/s，m为卫星质量，按3000kg计算，每秒这样上述等式右边为23610。轨控推力器的冲力为5N，且由于质心要求，所以推力器配置个数一定为偶数个。假设配置2个，则t为2361s。根据工程经验，5N轨控推力器喷气累积时长最长不得超过4000多秒，加上在轨后日常的轨道维持消耗的喷气时长，不会超过这个值，因此配置2个5N轨控推力器可以基本满足使用要求。但是由于工程使用的安全和冗余要求，配置4个推力器，两两一组，互为备份，也可以同时使用，从安全性和变轨能力上都得到了提高。配置6个及以上推力器虽然使用裕度增加，但是从整星资源考虑属于浪费。综上所述，配置4个轨控推力器即可。
如图2所示，第五轨控推力器5和第六轨控推力器6为一组，并设置于星箭分离面的一个短边的中心位置；第七轨控推力器7和第八轨控推力器8为一组，并设置于星箭分离面的另一个短边的中心位置。具体的，第五轨控推力器5和第六轨控推力器6这组设置于星箭分离面的左端的短边的中心位置处，第七轨控推力器7和第八轨控推力器8这组设置于星箭分离面的右端的短边的中心位置处，第五轨控推力器5和第六轨控推力器6这组轨控推力器与第七轨控推力器7和第八轨控推力器8这组轨控推力器关于质心O对称。这样布置能够产生较大力矩。
在步骤三中，第一姿控推力器1、第二姿控推力器2、第三姿控推力器3、第四姿控推力器4、九姿控推力器9、第十姿控推力器10、第十一姿控推力器11、第十二姿控推力器12、第十三姿控推力器13、第十四姿控推力器14、第十五姿控推力器15和第十六姿控推力器16的冲力均为5N。
具体的，根据质点系对定轴产生力矩等于质点系对定轴产生角动量的变化率，即M＝dH/dt。根据动量矩定理公式，动量矩为：H＝J×w，其中，J为质点系对转轴的转动惯量，w为质点系对转轴的转动角速度。因此，M＝J×a，a为质点系对转轴的转动角加速度。
最大力矩情况要对应最大转动惯量和最大角加速度。卫星姿态机动过程中卫星速度变化规律见图3。梯形斜率最大为最大角加速度。
假设卫星某轴需要姿态机动角度为θ，即为梯形面积θ，则
其中，a为角加速度。
由上式可知，t越小，a越大。
根据力矩计算公式M＝F×r＝J×a。以X轴为例，假设θ为63度，X轴方向最大转动惯量约为4000kg·m2.姿控推力器为绕质心对称安装，对于姿控推力器1N和5N两种选择，当F为2N时，假设r约为0.75m，a＝5.36×e-5。根据卫星最大机动能力，假设最大角速度为0.2度/秒，t＝4046秒；当F为10N时，r依然为0.75m，a＝0.001875，最大角速度为0.2度/秒，t＝422秒。由上可知，如果选1N作为姿控推力器，机动63度所需时间较长，而选用5N推力器作为姿控推力器，机动时间大大降低，更符合应用需求，提高了姿态机动能力。
如图2所示，绕X轴姿态机动，在正、负Y侧共布置八个姿控推力器为第九姿控推力器9、第十姿控推力器10、第十一姿控推力器11、第十二姿控推力器12、第十三姿控推力器13、第十四姿控推力器14、第十五姿控推力器15和第十六姿控推力器16，两两为一组。绕Y轴姿态机动，在正、负X轴上布置的四个姿控推力器为第一姿控推力器1、第二姿控推力器2、第三姿控推力器3、第四姿控推力器4，根据实际情况，本实施例中Y轴基本不进行姿态机动，因此配置两组共四个推力器即可。第一姿控推力器1和第二姿控推力器2为一组，第三姿控推力器3和第四姿控推力器4为一组，第一姿控推力器1和第二姿控推力器2设置于星箭分离面的一个长边的中心位置，第三姿控推力器3和第四姿控推力器4设置于星箭分离面的另一个长边的中心位置。
图2总共示出16个推力器，使用组合如下表所示。表中的数字代表姿控推力器的符号，例如9+11表示第九姿控推力器9和第十一姿控推力器11的组合。进一步说明的是，第五轨控推力器5、第六轨控推力器6、第七轨控推力器7和第八轨控推力器8在初期轨道调整完成后同时也可以作为姿控推力器的作用，提高了推力器使用率。
如表所示，假如使卫星绕着+X轴姿态机动，用组合1的姿控推力器9+11或10+12，以及组合2的5或6；绕着-X轴姿态机动，用组合1的姿控推力器13+15或14+16，组合2的7或8；使卫星绕着+Y轴姿态机动，用组合1的姿控推力器3或4，以及组合2的姿控推力器3或4；使卫星绕着-Y轴姿态机动，用组合1的姿控推力器1或2，以及组合2的姿控推力器1或2；使卫星绕着+Z轴姿态机动，用组合1的姿控推力器9+15或10+16，以及组合2的姿控推力器9+15或10+16；使卫星绕着-Z轴姿态机动，用组合1的姿控推力器11+13或12+14，以及组合2的姿控推力器11+13或12+14。
本发明的推力器布局集中，只占用星体的一个面，解决了大型纵轴对地微波天线的载荷卫星布局空间有限的问题；本发明的轨控推力器在初期轨道调整完成后同时也可以作为姿控推力器，提高了推力器使用率；本发明安装对于与星体质心的相对位置要求低，增强了布局便利性，且降低了由于安装位置引起的推力器输出力矩误差；在轨若发生展开故障，引起整星质心偏移，推力器对称安装，降低由于质心偏移引起的推力器喷气干扰力矩；对于大型天线载荷卫星，转动惯量大，使用推力器可以提供较大的力矩，满足大转动惯量卫星的大角度姿态机动使用需求，包络较大；只配置5N推力器，提高了卫星的产品状态统一程度，增强了星上产品管理的便捷性。
以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。

Claims (7)

1.一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
步骤一：构建卫星本体坐标系O-XYZ，确定轨控推力器和姿控推力器的布局面为星箭分离面即-Z面；
步骤二：确定轨控推力器的个数和布局:根据卫星负偏置量、轨道角速度和轨道半长轴得到第一卫星速度增量，根据卫星轨道倾角调整量、轨道角速度、推力效率因子和变轨位置相位得到第二卫星速度增量，判断第一卫星速度增量和第二卫星速度增量的大小，选取大者为卫星速度增量，根据卫星速度增量得到卫星的冲量，根据卫星的冲量、安装推力器的干扰力矩大和喷气时长得到第五轨控推力器(5)、第六轨控推力器(6)、第七轨控推力器(7)和第八轨控推力器(8)；其中，第五轨控推力器(5)和第六轨控推力器(6)为一组，并设置于星箭分离面的一个短边的中心位置；第七轨控推力器(7)和第八轨控推力器(8)为一组，并设置于星箭分离面的另一个短边的中心位置；
步骤三：确定姿控推力器配置和布局：确定绕卫星本体X、Y、Z三个轴转动所需要提供的最大力矩，根据最大力矩、卫星质心位置和布局面大小得到绕X、Y、Z三个轴机动的第一姿控推力器(1)、第二姿控推力器(2)、第三姿控推力器(3)、第四姿控推力器(4)、第九姿控推力器(9)、第十姿控推力器(10)、第十一姿控推力器(11)、第十二姿控推力器(12)、第十三姿控推力器(13)、第十四姿控推力器(14)、第十五姿控推力器(15)和第十六姿控推力器(16)，其中，第一姿控推力器(1)和第二姿控推力器(2)为一组，第三姿控推力器(3)和第四姿控推力器(4)为一组，第一姿控推力器(1)和第二姿控推力器(2)设置于星箭分离面的一个长边的中心位置，第三姿控推力器(3)和第四姿控推力器(4)设置于星箭分离面的另一个长边的中心位置；
第九姿控推力器(9)和第十姿控推力器(10)为一组，并设置于星箭分离面的第一个顶点位置；第十一姿控推力器(11)和第十二姿控推力器(12)为一组，并设置于星箭分离面的第二个顶点位置；第十三姿控推力器(13)和第十四姿控推力器(14)为一组，并设置于星箭分离面的第三个顶点位置；第十五姿控推力器(15)和第十六姿控推力器(16)为一组，并设置于星箭分离面的第四个顶点位置。
2.根据权利要求1所述的大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，其特征在于：在步骤一中，构建卫星本体坐标系O-XYZ包括：以卫星本体的质心为坐标原点；过坐标原点，垂直于星箭分离面的方向为Z轴；过坐标原点，位于星箭分离面内，指向卫星正常飞行方向为X轴；位于星箭分离面内，与X轴、Z轴构成右手系的为Y轴。
3.根据权利要求1所述的大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，其特征在于：在步骤二中，第一卫星速度增量的公式如下：
ΔV1＝Δa×V/2a，
其中，ΔV1为第一卫星速度增量，Δa为卫星负偏置量，V为轨道角速度，a为轨道半长轴。
4.根据权利要求1所述的大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，其特征在于：在步骤二中，第二卫星速度增量的公式如下：
<mrow> <msub> <mi>&amp;Delta;V</mi> <mn>2</mn> </msub> <mo>=</mo> <mfrac> <mrow> <mi>&amp;Delta;</mi> <mi>i</mi> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mi>&amp;eta;</mi> </mrow> <mrow> <mi>V</mi> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <msub> <mi>cos&amp;mu;</mi> <mn>0</mn> </msub> </mrow> </mfrac> <mo>,</mo> </mrow>
其中，ΔV2为第一卫星速度增量，Δi为卫星轨道倾角调整量，η为推力效率因子，V为轨道角速度，μ0为变轨位置相位。
5.根据权利要求1所述的大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，其特征在于：在步骤二中，卫星的冲量的公式如下：
Δl＝m·ΔV，
其中，Δl为卫星的冲量，m为卫星质量，ΔV为卫星速度增量。
6.根据权利要求5所述的大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，其特征在于：在步骤二中，第五轨控推力器(5)、第六轨控推力器(6)、第七轨控推力器(7)和第八轨控推力器(8)的冲力均为5N。
7.根据权利要求1所述的大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，其特征在于：在步骤三中，第一姿控推力器(1)、第二姿控推力器(2)、第三姿控推力器(3)、第四姿控推力器(4)、第九姿控推力器(9)、第十姿控推力器(10)、第十一姿控推力器(11)、第十二姿控推力器(12)、第十三姿控推力器(13)、第十四姿控推力器(14)、第十五姿控推力器(15)和第十六姿控推力器(16)的冲力均为5N。
CN201710422246.1A 2017-06-07 2017-06-07 大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法 Active CN107352050B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710422246.1A CN107352050B (zh) 2017-06-07 2017-06-07 大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710422246.1A CN107352050B (zh) 2017-06-07 2017-06-07 大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107352050A true CN107352050A (zh) 2017-11-17
CN107352050B CN107352050B (zh) 2019-06-18

Family

ID=60272243

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710422246.1A Active CN107352050B (zh) 2017-06-07 2017-06-07 大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107352050B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111319799A (zh) * 2020-03-02 2020-06-23 上海航天控制技术研究所 一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法
CN112800618A (zh) * 2021-02-08 2021-05-14 北京京航计算通讯研究所 一种基于拉格朗日插值法的卫星姿态夹角三维显示方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6113035A (en) * 1994-03-23 2000-09-05 Lockheed Martin Corp. Attitude control by modulating the rate of propellant depletion
CN102358437A (zh) * 2011-08-08 2012-02-22 北京控制工程研究所 高轨道卫星平台10n推力器布局方法
CN103412563A (zh) * 2013-07-25 2013-11-27 北京控制工程研究所 一种预估轨控综合效率和推进剂消耗量的方法
CN105799954A (zh) * 2014-12-31 2016-07-27 上海新跃仪表厂 天基分散部署微纳载荷的模块化飞行器及其变轨制导方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6113035A (en) * 1994-03-23 2000-09-05 Lockheed Martin Corp. Attitude control by modulating the rate of propellant depletion
CN102358437A (zh) * 2011-08-08 2012-02-22 北京控制工程研究所 高轨道卫星平台10n推力器布局方法
CN103412563A (zh) * 2013-07-25 2013-11-27 北京控制工程研究所 一种预估轨控综合效率和推进剂消耗量的方法
CN105799954A (zh) * 2014-12-31 2016-07-27 上海新跃仪表厂 天基分散部署微纳载荷的模块化飞行器及其变轨制导方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111319799A (zh) * 2020-03-02 2020-06-23 上海航天控制技术研究所 一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法
CN112800618A (zh) * 2021-02-08 2021-05-14 北京京航计算通讯研究所 一种基于拉格朗日插值法的卫星姿态夹角三维显示方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN107352050B (zh) 2019-06-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106096148B (zh) 一种简单姿态控制下的大倾角轨道卫星太阳帆板指向方法
CN106202640B (zh) 日‑地三体引力场中的晕轨道航天器偏置轨道设计方法
Toivanen et al. Thrust vectoring of an electric solar wind sail with a realistic sail shape
CN104249816B (zh) 非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法
CN105843239A (zh) 一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法
US9428285B2 (en) System and method for managing momentum accumulation
CN110844121B (zh) 一种在轨装配航天器协同运输的合作博弈控制方法
CN108069050B (zh) 一种航天器的初始姿态捕获控制方法及系统
CN103235509B (zh) 一种基于动量轮的转动部件干扰补偿方法
CN1039300C (zh) 对绕着一固定轴旋转移动的宇宙飞行器进行姿态控制的装置和方法
CN102627151A (zh) 一种基于混合执行机构的快速机动卫星的力矩分配方法
JP3016881B2 (ja) 静止衛星の東西方向の運動を制御する方法
CN112607065B (zh) 一种基于电推进系统的高精度相位控制方法
CN107352050A (zh) 大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法
CN110450990A (zh) 基于微纳卫星集群的空间非合作目标捕获系统及捕获方法
CN106467178A (zh) 触须粘附式大尺寸空间非合作目标快速消旋处理包
CN108860662A (zh) 一种基于太阳光压的中轨道卫星离轨方法
CN112061424B (zh) 一种基于融合目标姿态的机动过程能源角动态跟踪方法
CN110450989A (zh) 微纳卫星集群捕获空间非合作目标的贴附消旋与轨控方法
CN109677636A (zh) 一种高精度双星编队对地观测轨道控制方法
CN109190155B (zh) 一种采用电推进/太阳帆推进的混合连续小推力轨道设计方法
CN107985631A (zh) 低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法
CN110510152A (zh) 一种低轨道地磁蓄能-释放投送系统
Viale et al. Attitude control actuator scaling laws for orbiting solar reflectors
CN107065917B (zh) 临近空间航天器姿态运动特性描述模型及其建模方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant