CN108657469B - 一种电推进展开及推力指向调整机构 - Google Patents

Abstract

一种电推进展开及推力指向调整机构，涉及航天器推进调整领域；包括安装底板、弹性展开关节、第一展开臂、锁定机构、单自由度转动关节、第二展开臂、双自由度转动关节和推力器安装板；第一展开臂的轴向一端通过弹性展开关节与安装底板的上表面固定连接；锁定机构固定安装在第一展开臂下表面；单自由度转动关节固定安装在第一展开臂的轴向另一端；第二展开臂的轴向一端通过单自由度转动关节与第一展开臂连接；双自由度转动关节固定安装在第二展开臂的轴向另一端；推力器安装板的下底面与双自由度转动关节固定连接；本发明提高了电推力器的备份能力，降低故障点火条件下的推进剂消耗量；本发明还可同时提高电推力器进行南北位置保持的效率。

Description

一种电推进展开及推力指向调整机构

技术领域

本发明涉及一种航天器推进调整领域，特别是一种电推进展开及推力指向调整机构。

背景技术

地球静止轨道(GEO)上的航天器相对于地球的任何一个观测者都处于静止状态，广泛应用于通信、广播、气象等领域。实际运行中，由于日月引力、太阳辐射压以及地球非球形等摄动的影响，静止轨道卫星不存在静止状态，而是在南北(纬度)和东西(经度)两个方向上漂移。依据应用需求，应实施在轨位置保持以使卫星在南北和东西两个方向的漂移量限制在指定范围内。大多数情况下，对于负加速度(南向修正)，提供南北方向修正以维持所需倾角的最优时刻是90°赤经处；相应地，对于正加速度(北向修正)，最优时刻是270°赤经处。(赤经是赤道面上春分点上的太阳到卫星的角度。)

电推进技术是一种利用电能加速推进工质实现高比冲的航天器推进技术，可有效地节省航天器推进剂携带量、提高航天器平台的承载能力。由于电推力器重量较大，在航天实际工程设计中，航天器携带的电推力器数量有限。电推进在轨进行GEO航天器的南北、东西方向位置保持时，一般配置4台电推力器；每台推力器配置一个推力指向调节机构，确保各电推力器的推力方向经过航天器质心，降低电推力器点火期间的干扰力矩。推力器西北和推力器东北可提供南向加速度，推力器西南和推力器东南可提供北向加速度；推力器西北和西南可提供东向的切向加速度，推力器东北和东南可提供西向的切向加速度；各推力器均可提供指向地心的径向加速度。

在4台电推力器均正常的条件下，推力器西北和推力器东北在90°赤经附近成对点火；推力器西南和推力器东南在270°赤经附近成对点火；每对推力器提供南北位保所需速度增量的约1/2。一般情况下，推力器西北/东北点火产生的径向加速度与推力器西南/东南点火产生的径向加速度不能准确抵消，会产生不期望的平经度的漂移。推力器西北和推力器东北分别产生向东和向西的切向加速度，通过控制两台推力器的点火时间，可以在推力器西北/东北点火时产生预期的切向加速度；推力器西南/东南点火与此类似。利用此切向加速度，可以实现对航天器轨道摄动东西漂移、以及前面提到的径向加速度导致的平经度漂移的修正。

由于以上策略要求4台电推力器均正常工作，当一台电推力器(假定为推力器东北)失效后，需要采用故障点火策略。航天器使用正常的一对对角方向的推力器(推力器西北和推力器东南)完成位置保持点火。航天器西北在90°赤经附近点火，推力器东南在270°赤经附近点火；由于推力器同时存在径向、切向(东西向)和法向(南北向)的加速度分量，可以实现对倾角和平运动的控制，但无法实现对偏心率的控制。在每个周期中增加180°赤经附近的点火控制，推力器西北和推力器东南成对点火，产生相互抵消的法向和切向加速度分量，利用残余的径向分量实现对偏心率的控制。

该方法的主要问题在于：

1、电推力器不能形成完全备份；当一台电推力器失效后，采用故障点火策略进行工作，推进剂消耗量将达到正常点火策略的1.5倍以上，降低了航天器的有效承载能力。

2、电推力器的实际安装位置受限于航天器质心位置和背地板尺寸，其进行南北位置保持的效率较低，法向(南北向)加速度只能占到总加速度的0.5倍左右，推进剂利用率较低。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种电推进展开及推力指向调整机构，提高了电推力器的备份能力，降低故障点火条件下的推进剂消耗量；本发明还可同时提高电推力器进行南北位置保持的效率。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

一种电推进展开及推力指向调整机构，包括安装底板、弹性展开关节、第一展开臂、锁定机构、单自由度转动关节、第二展开臂、双自由度转动关节和推力器安装板；其中，安装底板固定安装在外部航天器舱板的外侧壁；第一展开臂的轴向一端通过弹性展开关节与安装底板的上表面固定连接；第一展开臂的轴向另一端与外部航天器舱板的外侧壁之间设置有锁定机构；单自由度转动关节固定安装在第一展开臂的轴向另一端；第二展开臂的轴向一端通过单自由度转动关节与第一展开臂连接；双自由度转动关节固定安装在第二展开臂的轴向另一端；推力器安装板的下底面与双自由度转动关节固定连接；推力器安装板的上表面与外部电推力器对接；推力器安装板的下表面与外部航天器舱板的外侧壁之间设置有锁定机构。

在上述的一种电推进展开及推力指向调整机构，第一展开臂实现以弹性展开关节为轴心绕y轴旋转展开；第二展开臂实现以单自由度转动关节为轴心绕y轴旋转展开。

在上述的一种电推进展开及推力指向调整机构，所述双自由度转动关节包括上旋转关节和下旋转关节；上旋转关节固定安装在下旋转关节的顶部；其中，下旋转关节与第二展开臂固定连接；且下旋转关节的轴心指向y方向；上旋转关节与推力器安装板固定连接；且上旋转关节的轴心指向x方向；实现推力器安装板以第二展开臂的轴向端处为轴心，绕x轴和y轴双自由度旋转。

在上述的一种电推进展开及推力指向调整机构，所述弹性展开关节包括固定轴、扭转弹簧、旋转轴、锁定销、锁定孔和安装架；其中，安装架固定安装在安装底板的上表面；旋转轴固定安装在安装架的顶部；第一展开臂与旋转轴固定连接；固定轴轴向沿水平方向与旋转轴固定连接；扭转弹簧套在固定轴的外壁；旋转轴的侧壁设置有锁定孔；安装架的一端对应设置有锁定销。

在上述的一种电推进展开及推力指向调整机构，所述第一展开臂的展开过程为：

第一展开臂轴向一端与外部航天器舱板的外侧壁之间的锁定机构解锁；推力器安装板与外部航天器舱板的外侧壁之间的锁定机构解锁；在扭转弹簧展开力驱动下，第一展开臂随着旋转轴绕y轴逆时针旋转；当旋转轴旋转至指定展开角φ时；锁定销伸入锁定孔实现对第一展开臂的锁定。

在上述的一种电推进展开及推力指向调整机构，测量得到第一展开臂的轴向长度为L1；弹性展开关节轴心到外部航天器舱板中线的距离为d，则旋转轴的指定展开角φ为：

L1·sinφ＝d (1)。

在上述的一种电推进展开及推力指向调整机构，测量得到第二展开臂的轴向长度为L2；外部航天器舱板的中心到外侧壁的垂直距离为D；则第二展开臂的轴向长度为L2为：

L2≥0.04(L1·sinφ)+D (2)。

在上述的一种电推进展开及推力指向调整机构，所述锁定机构的解锁方式为火工品解锁、电解锁或记忆合金解锁其中一种。

在上述的一种电推进展开及推力指向调整机构，所述安装底板采用碳纤维面板铝蜂窝材料；推力器安装板采用铝合金材料。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明通过第一展开臂和第二展开臂，使得电推力器可以布置在航天器轨道法向(南北向)较远的位置，提高了电推力器进行南北位置保持的加速度分量，提高了推进剂利用效率；

(2)本发明通过双自由度转动关节驱动推力器安装板绕航天器对地方向(径向)和航天器轨道切向(东西向)转动，可以实现电推力器推力矢量方向在两个垂直方向上的指向调节，使得电推力器的推力矢量方向接近航天器质心，降低电推进点火时的干扰力矩；

(3)本发明通过单自由度转动关节驱动第二展开臂绕航天器对地方向(径向)转动，可以实现电推力器点火位置在航天器轨道切向(东西向)的调节，当电推力器的推力矢量方向接近航天器质心时，可以提供航天器进行东西位置保持所需的加速度分量；

(4)本发明在北侧任意一台推力器故障时，航天器北侧机构推力器安装板上的两台电推力器均可通过机构运动，实现电推进正常使用策略要求的东北/西北两个位置的点火；南侧亦然；实现了航天器南北两侧电推力器故障时的完全备份，消除了电推力器故障带来的额外推进剂消耗。

附图说明

图1为本发明展开及推力指向调整机构结构示意图；

图2为本发明弹性展开关节细节示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

本发明提出一种电推进展开及推力指向调整机构，提高电推力器的备份能力，降低故障点火条件下的推进剂消耗量；本发明还可同时提高电推力器进行南北位置保持的效率

如图1所示为展开及推力指向调整机构结构示意图，由图可知，一种电推进展开及推力指向调整机构，包括安装底板1、弹性展开关节2、第一展开臂3、锁定机构4、单自由度转动关节5、第二展开臂6、双自由度转动关节7和推力器安装板8；其中，安装底板1固定安装在外部航天器舱板的外侧壁；第一展开臂3的轴向一端通过弹性展开关节2与安装底板1的上表面固定连接；第一展开臂3的轴向另一端与外部航天器舱板的外侧壁之间设置有锁定机构4；单自由度转动关节5固定安装在第一展开臂3的轴向另一端；第二展开臂6的轴向一端通过单自由度转动关节5与第一展开臂3连接；双自由度转动关节7固定安装在第二展开臂6的轴向另一端；推力器安装板8的下底面与双自由度转动关节7固定连接；推力器安装板8的上表面与外部电推力器对接；推力器安装板8的下表面与外部航天器舱板的外侧壁之间设置有锁定机构4。其中，安装底板1采用碳纤维面板铝蜂窝材料；推力器安装板8采用铝合金材料。

其中，第一展开臂3实现以弹性展开关节2为轴心绕y轴旋转展开；第二展开臂6实现以单自由度转动关节5为轴心绕y轴旋转展开。双自由度转动关节7包括上旋转关节和下旋转关节；上旋转关节固定安装在下旋转关节的顶部；其中，下旋转关节与第二展开臂6固定连接；且下旋转关节的轴心指向y方向；上旋转关节与推力器安装板8固定连接；且上旋转关节的轴心指向x方向；实现推力器安装板8以第二展开臂6的轴向端处为轴心，绕x轴和y轴双自由度旋转。

如图2所示为弹性展开关节细节示意图，由图可知，弹性展开关节2包括固定轴21、扭转弹簧22、旋转轴23、锁定销24、锁定孔25和安装架26；其中，安装架26固定安装在安装底板1的上表面；旋转轴23固定安装在安装架26的顶部；第一展开臂3与旋转轴23固定连接；固定轴21轴向沿水平方向与旋转轴23固定连接；扭转弹簧22套在固定轴21的外壁；旋转轴23的侧壁设置有锁定孔25；安装架26的一端对应设置有锁定销24。

第一展开臂3的展开过程为：

第一展开臂3轴向一端与外部航天器舱板的外侧壁之间的锁定机构4解锁；推力器安装板8与外部航天器舱板的外侧壁之间的锁定机构4解锁；锁定机构4的解锁方式为火工品解锁、电解锁或记忆合金解锁其中一种。在扭转弹簧22展开力驱动下，第一展开臂3随着旋转轴23绕y轴逆时针旋转；当旋转轴23旋转至指定展开角φ时；锁定销24伸入锁定孔25实现对第一展开臂3的锁定。

测量得到第一展开臂3的轴向长度为L1；弹性展开关节2轴心到外部航天器舱板中线的距离为d，则旋转轴23的指定展开角φ为：

L1·sinφ＝d (1)。

实现第一展开臂3展开后，单自由度转动关节5的转轴与位于外部航天器舱板中线上。

双自由度转动关节7的旋转关节采用双电机相互垂直安装，外部第一电机输出轴与第二展开臂6连接，外部第一电机壳体通过电机间连接件与外部第二电机输出轴连接，外部第一电机在航天器指令作用下绕转轴转动时，带动外部第二电机输出轴绕y轴转动；外部第二电机壳体与推力器安装板8相连，外部第二电机在航天器指令作用下绕x轴转动时，带动推力器安装板8绕x轴转动。

测量得到第二展开臂6的轴向长度为L2；外部航天器舱板的中心到外侧壁的垂直距离为D；则第二展开臂6的轴向长度为L2为：

L2≥0.04(L1·sinφ)+D (2)。

实现电推力器推力矢量通过航天器质心时能提供足够的x向加速度。

同时外部航天器舱板的外侧壁上可安装多个调整机构与外部推力器对接；当航天器舱板同侧的其中一台推力器故障时，航天器同侧机构推力器安装板8上的电推力器可通过本发明机构运动到故障推力器位置，实现电推进正常使用策略要求位置的点火；实现了航天器南北两侧电推力器故障时的完全备份，消除了电推力器故障带来的额外推进剂消耗。

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 (9)

1.一种电推进展开及推力指向调整机构，其特征在于：包括安装底板(1)、弹性展开关节(2)、第一展开臂(3)、锁定机构(4)、单自由度转动关节(5)、第二展开臂(6)、双自由度转动关节(7)和推力器安装板(8)；其中，安装底板(1)固定安装在外部航天器舱板的外侧壁；第一展开臂(3)的轴向一端通过弹性展开关节(2)与安装底板(1)的上表面固定连接；第一展开臂(3)的轴向另一端与外部航天器舱板的外侧壁之间设置有锁定机构(4)；单自由度转动关节(5)固定安装在第一展开臂(3)的轴向另一端；第二展开臂(6)的轴向一端通过单自由度转动关节(5)与第一展开臂(3)连接；双自由度转动关节(7)固定安装在第二展开臂(6)的轴向另一端；推力器安装板(8)的下底面与双自由度转动关节(7)固定连接；推力器安装板(8)的上表面与外部电推力器对接；推力器安装板(8)的下表面与外部航天器舱板的外侧壁之间设置有锁定机构(4)。

2.根据权利要求1所述的一种电推进展开及推力指向调整机构，其特征在于：第一展开臂(3)实现以弹性展开关节(2)为轴心绕y轴旋转展开；第二展开臂(6)实现以单自由度转动关节(5)为轴心绕y轴旋转展开。

3.根据权利要求2所述的一种电推进展开及推力指向调整机构，其特征在于：所述双自由度转动关节(7)包括上旋转关节和下旋转关节；上旋转关节固定安装在下旋转关节的顶部；其中，下旋转关节与第二展开臂(6)固定连接；且下旋转关节的轴心指向y方向；上旋转关节与推力器安装板(8)固定连接；且上旋转关节的轴心指向x方向；实现推力器安装板(8)以第二展开臂(6)的轴向端处为轴心，绕x轴和y轴双自由度旋转。

4.根据权利要求3所述的一种电推进展开及推力指向调整机构，其特征在于：所述弹性展开关节(2)包括固定轴(21)、扭转弹簧(22)、旋转轴(23)、锁定销(24)、锁定孔(25)和安装架(26)；其中，安装架(26)固定安装在安装底板(1)的上表面；旋转轴(23)固定安装在安装架(26)的顶部；第一展开臂(3)与旋转轴(23)固定连接；固定轴(21)轴向沿水平方向与旋转轴(23)固定连接；扭转弹簧(22)套在固定轴(21)的外壁；旋转轴(23)的侧壁设置有锁定孔(25)；安装架(26)的一端对应设置有锁定销(24)。

5.根据权利要求4所述的一种电推进展开及推力指向调整机构，其特征在于：所述第一展开臂(3)的展开过程为：

第一展开臂(3)轴向一端与外部航天器舱板的外侧壁之间的锁定机构(4)解锁；推力器安装板(8)与外部航天器舱板的外侧壁之间的锁定机构(4)解锁；在扭转弹簧(22)展开力驱动下，第一展开臂(3)随着旋转轴(23)绕y轴逆时针旋转；当旋转轴(23)旋转至指定展开角φ时；锁定销(24)伸入锁定孔(25)实现对第一展开臂(3)的锁定。

6.根据权利要求5所述的一种电推进展开及推力指向调整机构，其特征在于：测量得到第一展开臂(3)的轴向长度为L1；弹性展开关节(2)轴心到外部航天器舱板中线的距离为d，则旋转轴(23)的指定展开角φ满足以下条件：

L1·sinφ＝d。

7.根据权利要求6所述的一种电推进展开及推力指向调整机构，其特征在于：测量得到第二展开臂(6)的轴向长度为L2；外部航天器质心到舱板外侧壁的垂直距离为D；则第二展开臂(6)的轴向长度为L2满足以下条件：

L2≥0.04(L1·sinφ)+D。

8.根据权利要求7所述的一种电推进展开及推力指向调整机构，其特征在于：所述锁定机构(4)的解锁方式为火工品解锁、电解锁或记忆合金解锁其中一种。

9.根据权利要求8所述的一种电推进展开及推力指向调整机构，其特征在于：所述安装底板(1)采用碳纤维面板铝蜂窝材料；推力器安装板(8)采用铝合金材料。

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