CN109367821B - 一种geo轨道卫星推力器构型 - Google Patents

一种geo轨道卫星推力器构型 Download PDF

Info

Publication number
CN109367821B
CN109367821B CN201810616049.8A CN201810616049A CN109367821B CN 109367821 B CN109367821 B CN 109367821B CN 201810616049 A CN201810616049 A CN 201810616049A CN 109367821 B CN109367821 B CN 109367821B
Authority
CN
China
Prior art keywords
thruster
backup
main
thrusters
satellite
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.)
Active
Application number
CN201810616049.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109367821A (zh
Inventor
俞洁
张凌燕
陆国平
王�华
蒋国伟
刘伟
林景松
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.)
Shanghai Institute of Satellite Engineering
Original Assignee
Shanghai Institute of Satellite 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 Shanghai Institute of Satellite Engineering filed Critical Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority to CN201810616049.8A priority Critical patent/CN109367821B/zh
Publication of CN109367821A publication Critical patent/CN109367821A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109367821B publication Critical patent/CN109367821B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • 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
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
    • 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

Landscapes

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

Abstract

本发明公开了一种GEO轨道卫星推力器构型，由1台远地点发动机和16台姿控推力器组成，1台远地点发动机位于卫星底板中心，推力矢量与星体‑Z轴平行；16台姿控推力器中8台姿控推力器布置于底板，8台姿控推力器布置于卫星东侧和西侧。本发明采用较少数量的推力器和较为紧凑的布局构型方式实现功能要求的同时兼顾备份功能的实现，满足卫星变轨和三轴姿态控制需求，具有较高的冗余度，可简化推力器连接管路走向，便于推力器在卫星上的安装实施及测量，减少推力器羽流对星体影响。

Description

一种GEO轨道卫星推力器构型
技术领域
本发明涉及卫星推力器构型设计，特别涉及一种GEO轨道卫星六面柱体平台构型的推力器构型设计。
背景技术
GEO轨道卫星推力器需要实现卫星从GTO轨道至GEO轨道的变轨，飞行过程中的姿态控制(偏航、俯仰、滚动)，GEO轨道的位置保持(东西和南北位置保持)等任务。
推力器构型设计是姿控系统设计的重要环节，在满足姿轨控任务需求的同时，还需要尽可能考虑冗余、备份等因素。
推力器数量、布置位置及角度直接影响推力器控制性能。一般情况下，姿轨控推力器构型设计时，需要分别提供卫星3个轴的控制力矩和控制力，通过单个推力器或若干个推力器组合实现。
发明内容
为满足GEO卫星的轨道控制和三轴姿态控制使用要求，解决精简推力器数量、紧凑推力器构型、推力器功能冗余备份等技术问题，本发明提供一种GEO轨道推进系统的推力器构型。
为实现上述目的，本发明通过以下技术方案实现：
一种GEO轨道卫星推力器构型，由1台远地点发动机和16台姿控推力器组成，1台远地点发动机位于卫星底板中心，推力矢量与星体-Z轴平行；16台姿控推力器中8台姿控推力器布置于底板，8台姿控推力器布置于卫星东侧和西侧。
16台姿控推力器由8台主份推力器2A、3A、4A、5A、6A、7A、8A、9A和8台备份推力器2B、3B、4B、5B、6B、7B、8B、9B构成；主份推力器6A～9A和备份推力器6B～9B以2台为一组分别布置在底板朝天面的东西南北四个区域；主份推力器2A～5A和备份推力器2B～5B以4台为一组分别布置在东西两侧。
其中，主份推力器2A/备份推力器2B与主份推力器3A/备份推力器3B、主份推力器4A/备份推力器4B与主份推力器5A/备份推力器4B均相对卫星YOZ面对称，主份推力器2A与主份推力器3A、备份推力器2B与备份推力器3B的Z向位置相同，主份推力器4A与备份推力器5B，备份推力器4B与主份推力器5A的Z向位置相同，主份推力器3A与主份推力器5A，主份推力器2A与备份推力器4B的Z项位置相同；主份推力器6A/备份推力器7B、主份推力器7A/备份推力器7B关于卫星Z轴旋转对称；主份推力器8A与备份推力器9B、备份推力器8B与主份推力器9A相对卫星XOZ平面对称。
优选地，远地点发动机的位置和安装角度具备可调整措施，可在总装时调整发动机安装使得推力矢量接近卫星质心。
本发明采用较少数量的推力器和较为紧凑的布局构型方式实现功能要求的同时兼顾备份功能的实现，满足卫星变轨和三轴姿态控制需求，具有较高的冗余度，可简化推力器连接管路走向，便于推力器在卫星上的安装实施及测量，减少推力器羽流对星体影响。
附图说明
图1为本发明实例一种GEO轨道卫星推力器构型的示意图
图2为本发明实施所提供的推力器构型详图。
图3为图2的俯视图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行详细阐述。
图1为本发明的一种GEO轨道卫星推力器构型的示意图，星体本体为六面柱体结构，推力器由1台远地点发动机和16台姿控推力器组成，远地点发动机放置在卫星纵轴位置，推力器方向沿着星体-Z轴；8台推力器分4个区域分别布置在对天板的四个象限上，剩余8台推力器分2个区域分别集中布置在东西侧，位于星体棱边附近。具体的，16台姿控推力器由8台主份推力器2A、3A、4A、5A、6A、7A、8A、9A和8台备份推力器2B、3B、4B、5B、6B、7B、8B、9B构成；主份推力器6A～9A和备份推力器6B～9B以2台为一组分别布置在底板朝天面的东西南北四个区域；主份推力器2A～5A和备份推力器2B～5B以4台为一组分别布置在东西两侧。
图2-图3为本发明的推力器详细构型图，根据附图可以识别推力器之间的对称关系以及安装位置特性。其中，主份推力器2A/备份推力器2B与主份推力器3A/备份推力器3B、主份推力器4A/备份推力器4B与主份推力器5A/备份推力器4B均相对卫星YOZ面对称，主份推力器2A与主份推力器3A、备份推力器2B与备份推力器3B的Z向位置相同，主份推力器4A与备份推力器5B，备份推力器4B与主份推力器5A的Z向位置相同，主份推力器3A与主份推力器5A，主份推力器2A与备份推力器4B的Z项位置相同；主份推力器6A/备份推力器7B、主份推力器7A/备份推力器7B关于卫星Z轴旋转对称；主份推力器8A与备份推力器9B、备份推力器8B与主份推力器9A相对卫星XOZ平面对称。位置和安装角度详见表1。
Figure GDA0001938751760000031
本具体实施中推力器完成变轨、姿态控制、东西/南北位保等需求，各推力器具体组合控制模式如下：
1)远地点发动机用于提供卫星变轨主推力，6A/B、7A/B、8A/B、9A/B配对组合作为变轨推力的备份；
2)6A/B、7A/B用于俯仰控制；
3)8A/B、9A/B用于滚转控制；
4)4A/B、5A/B用于偏航控制；
5)4A/4B与5A/5B配对组合用于南/北位保；
6)2A/2B、3A/3B用于东/西位保；
7)通过姿态机动，4A/4B与5A/5B配对组合作为东/西位保的备份，2A/2B、3A/3B作为南/北位保的备份。
表2为本发明的推力器位置和安装角度的具体实施案例。
表2推力器位置与安装角度实施例
Figure GDA0001938751760000041
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种GEO轨道卫星推力器构型，其特征在于，由1台远地点发动机和16台姿控推力器组成，1台远地点发动机位于卫星底板中心，推力矢量与星体-Z轴平行；16台姿控推力器中8台姿控推力器布置于底板，8台姿控推力器布置于卫星东侧和西侧；
16台姿控推力器由8台主份推力器2A、3A、4A、5A、6A、7A、8A、9A和8台备份推力器2B、3B、4B、5B、6B、7B、8B、9B构成；
主份推力器2A/备份推力器2B与主份推力器3A/备份推力器3B、主份推力器4A/备份推力器4B与主份推力器5A/备份推力器4B均相对卫星YOZ面对称，主份推力器2A与主份推力器3A、备份推力器2B与备份推力器3B的Z向位置相同，主份推力器4A与备份推力器5B，备份推力器4B与主份推力器5A的Z向位置相同，主份推力器3A与主份推力器5A，主份推力器2A与备份推力器4B的Z项位置相同；主份推力器6A/备份推力器7B、主份推力器7A/备份推力器7B关于卫星Z轴旋转对称；主份推力器8A与备份推力器9B、备份推力器8B与主份推力器9A相对卫星XOZ平面对称；
所述主份推力器6A～9A和备份推力器6B～9B以分别相对应的2台为一组分别形成主份推力器6A/备份推力器6B、主份推力器7A/备份推力器7B、主份推力器8A/备份推力器8B、主份推力器9A/备份推力器9B，其中所述主份推力器6A/备份推力器6B、主份推力器7A/备份推力器7B、主份推力器8A/备份推力器8B、主份推力器9A/备份推力器9B分别布置在底板朝天面的西东南北四个区域；
所述远地点发动机用于提供卫星变轨主推力，主份推力器6A/备份推力器6B、主份推力器7A/备份推力器7B、主份推力器8A/备份推力器8B、主份推力器9A/备份推力器9B配对组合作为变轨推力的备份；
其中，主份推力器6A/备份推力器6B、主份推力器7A/备份推力器7B用于俯仰控制，主份推力器8A/备份推力器8B、主份推力器9A/备份推力器9B用于滚转控制，主份推力器4A/备份推力器4B、主份推力器5A/备份推力器5B用于偏航控制，主份推力器4A/备份推力器4B与主份推力器5A/备份推力器5B配对组合用于南/北位保，主份推力器2A/备份推力器2B与主份推力器3A/备份推力器3B用于东/西位保；
所述推力器具有备份功能，所述推力器的数量设置、结构布置能够满足卫星变轨和三轴姿态控制需求，便于推力器在卫星上的安装实施及测量，减少推力器羽流对星体影响。
2.根据权利要求1所述的一种GEO轨道卫星推力器构型，其特征在于，主份推力器2A～5A和备份推力器2B～5B以4台为一组分别布置在东西两侧。
3.根据权利要求1所述的一种GEO轨道卫星推力器构型，其特征在于，远地点发动机的位置和安装角度具备可调整措施，可在总装时调整发动机安装使得推力矢量接近卫星质心。
CN201810616049.8A 2018-06-14 2018-06-14 一种geo轨道卫星推力器构型 Active CN109367821B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810616049.8A CN109367821B (zh) 2018-06-14 2018-06-14 一种geo轨道卫星推力器构型

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810616049.8A CN109367821B (zh) 2018-06-14 2018-06-14 一种geo轨道卫星推力器构型

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109367821A CN109367821A (zh) 2019-02-22
CN109367821B true CN109367821B (zh) 2020-12-11

Family

ID=65404228

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810616049.8A Active CN109367821B (zh) 2018-06-14 2018-06-14 一种geo轨道卫星推力器构型

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109367821B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111319799B (zh) * 2020-03-02 2023-07-14 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
CN111674572B (zh) * 2020-08-11 2020-11-17 北京控制与电子技术研究所 适于姿轨控一体的深空撞击器
CN114132529B (zh) * 2021-12-23 2024-01-12 中国人民解放军国防科技大学 一种全电推进立方体卫星
CN115848649A (zh) * 2022-12-05 2023-03-28 兰州空间技术物理研究所 一种卫星质心调节系统

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102649480A (zh) * 2012-04-23 2012-08-29 上海卫星工程研究所 一种可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法
CN103488814A (zh) * 2013-08-16 2014-01-01 北京航空航天大学 一种适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统
CN104260901A (zh) * 2014-09-11 2015-01-07 上海卫星工程研究所 模块化的双组元推进系统
US9663251B2 (en) * 2014-12-22 2017-05-30 Space Systems/Loral, Llc Thruster support mechanism for satellite propulsion

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10278898A (ja) * 1997-04-08 1998-10-20 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 宇宙機の姿勢制御系スラスタ
CN104249817B (zh) * 2014-09-11 2016-08-24 上海卫星工程研究所 一种爻形航天器推力器
CN105883008B (zh) * 2014-12-15 2018-08-28 中国空间技术研究院 卫星推力器布局方法
CN106628260B (zh) * 2016-11-17 2018-11-23 上海卫星工程研究所 一种航天器推力器共面双备份的布局设计方法
CN106774371A (zh) * 2017-01-10 2017-05-31 上海航天控制技术研究所 一种8推力器实现完全冗余的卫星三轴姿态控制方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102649480A (zh) * 2012-04-23 2012-08-29 上海卫星工程研究所 一种可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法
CN103488814A (zh) * 2013-08-16 2014-01-01 北京航空航天大学 一种适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统
CN104260901A (zh) * 2014-09-11 2015-01-07 上海卫星工程研究所 模块化的双组元推进系统
US9663251B2 (en) * 2014-12-22 2017-05-30 Space Systems/Loral, Llc Thruster support mechanism for satellite propulsion

Also Published As

Publication number Publication date
CN109367821A (zh) 2019-02-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109367821B (zh) 一种geo轨道卫星推力器构型
CN106660641B (zh) 控制卫星在地球轨道中的轨道的方法、卫星和控制这种卫星的轨道的系统
CN105197257B (zh) 一种分舱优化设计的桁架式geo卫星推力器布局方法
US9663251B2 (en) Thruster support mechanism for satellite propulsion
US20090166476A1 (en) Thruster system
US6637701B1 (en) Gimbaled ion thruster arrangement for high efficiency stationkeeping
US11459129B2 (en) Pointing mechanism
US10464694B1 (en) Asymmetric thruster gimbal configuration
JPH11291998A (ja) 複合使用スラスタの搭載配置
CN106628260B (zh) 一种航天器推力器共面双备份的布局设计方法
EP1227037B1 (en) Thruster systems for spacecraft station changing, station keeping and momentum dumping
JP2001240000A (ja) リアクションホイールを使用した機載姿勢制御
US9650159B2 (en) Method and device for electric satellite propulsion
CN111891404A (zh) 高轨机动卫星平台电化双模推力器布局方法及系统
CN111007865B (zh) 以对日指向偏差为约束的卫星平稳对地定向方法
US4374579A (en) Spacecraft configuration permitting a continuous three-axes attitude control
CN103729507B (zh) 魔方卫星及其设计方法
EP0780300B1 (en) A dual-half system, full torque reaction control thruster configuration for three-axis stabilized spacecraft
CN107839900B (zh) 用于三轴稳定卫星的编队布局与安装系统
CN114715438A (zh) 适用于推力矢量可调节的推力器系统及其工作方法
US12097979B1 (en) Satellite for rendezvous and docking using electric propulsion thrusters
CN109976360A (zh) 一种基于配置矩阵的推力器配置方法
CN114476134B (zh) 一种航天器能源安全对日目标姿态计算方法
US11738888B2 (en) Momentum wheels and reaction wheels for objects in space
JP7412641B2 (ja) 通信衛星、衛星コンステレーション、衛星間通信方法、人工衛星および地上設備

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