专利名称：高轨道卫星平台10n推力器布局方法
技术领域：
本发明涉及一种卫星推力器的布局方法。
背景技术：
高轨道卫星为满足星箭对接的刚度要求，通常质心位置低于几何中心，推力器布局位置坐标是在卫星机械坐标系OXYZ中推力器喷管口中心的坐标，是固定不变的。卫星机械坐标系的原点为星箭对接面的中心，质量特性中的质心是相对于卫星机械坐标系的，X 轴正方向指向卫星东面板正法线方向，Y轴正方向指向卫星南面板正法线方向，Z轴正方向指向卫星对地板正法线方向；高轨道卫星在轨运行时X轴正方向指向当地水平面的正东方向，Y轴正方向指向当地正南方向，Z轴正方向指向地心方向。现有高轨道平台卫星对地板与背地板之间的距离为3. 60m，而星箭对接面离背地板的Z轴距离为0. 10m，寿命初期 寿命末期质心范围为1. 66 1. 5細，这是变化的，星箭对接面离几何中心的距离为1.85m，质心与几何中心的距离范围为0. 19 0.31m，对地板与背地板推力器的力臂的最大差为0. 62m，为使成对推力器工作进行向东/向西位置保持或向南/向北位置保持时的最大干扰力矩不超过4Nm，只能使力臂大的对地板推力器的安装角比背地板推力器的安装角加大约6°。如图1所示，为现有高轨道平台卫星的14个ION 推力器布局图，推力器均安装在对地板与背地板上，其中8个推力器(3A、4A、7A、8A、2B、5B、 6B、8B)均安装在背地板上，6个推力器(2A、5A、6A、3B、4B、7B)均安装在对地板上，490N发动机用于卫星在转移轨道变轨，使星箭分离后卫星由大椭圆轨道变为准同步轨道，在490N发动机点火前先用8A与8B点火，使卫星的两个贮箱内的推进剂“沉底”，8A与8B还可作为卫星滚动姿态控制备份推力器，6A、6B可提供滚动姿态正向控制力矩，7A、7B可提供滚动姿态负向控制力矩，而2A、3A、4A、5A与2B、!3B、4B、5B都是配对工作对俯仰与偏航进行姿态控制， 6A+7A可提供卫星向北位置保持的推力，6B+7B可提供卫星向南位置保持的推力，4A+5A可提供卫星向西位置保持的推力，4B+5B可提供卫星向东位置保持的推力，图中的S13与S43 为测量偏航姿态的太阳敏感器，S61与S62分别为测量滚动姿态与俯仰姿态的太阳敏感器。这种高轨道平台卫星的推力器布局是采用设计不同的对地板与背地板推力器的安装角的方法来减小位置保持时的干扰力矩的，当承力筒高度由3800mm改为4400mm后，承载用户有效载荷的能力可增加400kg，但对地板与背地板推力器的力臂相差太大，如仍按现有平台的推力器布局方式，则成对ION推力器进行位置保持时干扰力矩太大(最大可达约 7Nm)，造成推力器工作效率低。
发明内容
本发明的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供了一种高轨道卫星平台 ION推力器布局方法，可以提高推力器的工作效率，节省推进剂。本发明的技术解决方案是高轨道卫星平台ION推力器布局方法，步骤如下(1)确认需进行ION推力器布局的卫星平台的质量特性，包括星箭分离后、太阳翼展开后、天线展开后、每次转移轨道490N发动机点火变轨后、定点后寿命初期、寿命中期、 寿命末期卫星质心在卫星机械坐标系中的位置，所述的卫星机械坐标系的原点为星箭对接面的中心，X轴正方向指向卫星东面板正法线方向，Y轴正方向指向卫星南面板正法线方向，Z轴正方向指向卫星对地板正法线方向；(2)确认卫星平台的用户需求与卫星上安装的太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构对ION推力器布局的限制条件；所述的用户需求包括卫星三轴姿态控制所需力矩，转移轨道变轨及定点后位置保持所需各方向速度增量与推力；太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构对ION推力器布局的限制包括其安装位置、几何尺寸，对微粒污染、热流影响、干扰力、干扰力矩及视场影响的承受能力；(3)以寿命中期质心位置为基准，在卫星平台的南北板、东西板及其相交的侧棱上、背地板上进行ION推力器对称布局；(4)对步骤(3)得到的ION推力器布局进行迭代优化，先以ION推力器羽流的15° 或16°半锥角与星上太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构部件不干涉为限制条件进行初步布局，再利用安装的ION推力器的实际羽流的热流量、微粒流量、干扰力、干扰力矩数学模型进行数学仿真，判断其热流量影响、微粒污染、干扰力影响、干扰力矩影响短期最大值和卫星寿命期间累计值是否超过卫星外表面安装的太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构的承受能力，如超过承受能力则加大对应ION推力器的安装角度；(5)将步骤(4)得到的ION推力器布局与490N发动机进行故障对策优化，优化原则为在第一次转移轨道490N发动机变轨时就出现故障情况下，按ION推力器累计工作寿命22小时计算，利用ION推力器作490N发动机备份将卫星送到同步轨道后，卫星仍有足够的ION推力器和剩余推进剂按用户要求的姿态和轨道控制精度正常工作10年。本发明与现有技术相比的优点在于本发明方法推力器安装位置不再局限于对地板与背地板，由于增加了 4个备份推力器9A、9B、10A、10B，明显改进了控制系统的姿态控制与轨道控制性能，明显增强了控制系统与推进系统故障的对策能力，不仅完全避免或基本避免了两个ION推力器组合配对控制俯仰或偏航的情况，彻底消除或基本消除了因推力器不对称导致日常姿态控制有大的轴间耦合的问题，简化了推力器故障时的重组与顶替逻辑，也明显减小了成对推力器工作进行向东/向西位置保持或向南/向北位置保持时的最大干扰力矩，且使应对490N发动机点火变轨故障的能力大大增强。而且由于推力器安装位置不再局限于对地板与背地板，为弥补质心与几何中心不重合及避免ION推力器羽流影响设置的安装角可进一步减小，提高了推力器工作效率，节省了推进剂，至今已发射的国内高轨道卫星推力器工作效率均没有此类推力器布局的推力器工作效率高。
图1为现有高轨道卫星平台的推力器布局示意图；图2为本发明方法的流程框图；图3为按照本发明方法得到的第一种ION推力器布局示意图；图4为按照本发明方法得到的第二种ION推力器布局示意图。
具体实施方式
为提高承载用户有效载荷的能力，需要对现有的高轨道卫星平台进行改进，主要有下列变化通信舱加高600mm，服务舱高度不变，即整星本体高度增加到4. 30m,承力筒高度增加到4. 40m,如果寿命初期 寿命末期质心范围为1. 96 1. 84m,星箭对接面离几何中心的距离为2. 20m，质心与几何中心的距离范围为0. 24 0. 36m，对地板与背地板至质心的距离最大差为0.72m。通信舱高度增加后，南北太阳翼安装位置随之升高。鉴于东西板中间上部和相邻对地板的部位需安装东西天线相关的馈源与反射面，结构上需抠去一块，东西板中间上部不能安装推力器，就难以用安装在东西板中线上的推力器单独实现Y轴正反向姿态控制，也就难以用安装在东西板中线上的一对Y轴姿态控制推力器实现东西轨道控制。新的高轨道卫星平台推力器布局是兼顾总体布局、整星结构与控制系统、推进系统需求的系统级设计，要求达到如下优化设计目的(1)推力器安装位置不再局限于对地板与背地板，要求尽可能以寿命中期的质心位置对称布局，不必选择不同的安装角来弥补质心与几何中心不重合问题了，只需考虑推力器工作时的羽流影响，尽可能提高推力器工作效率，节省推进剂；(2)要求完全避免或基本避免两个ION推力器组合配对控制俯仰或偏航的情况， 即使有推力器不对称问题，也不会使日常的姿态控制有大的轴间耦合，以简化推力器故障时的重组与顶替逻辑；(3)要求尽可能减小成对推力器工作进行位置保持时的最大干扰力矩；(4)要求明显增强控制系统与推进系统的故障对策能力，特别是490N发动机故障对策能力；(5)要求星箭分离后转移轨道卫星有A、B两个推力器分支互为备份。为了满足上述设计要求，本发明方法采用了如图2所示的流程，主要步骤如下(1)新的ION推力器布局方法的主要特征之一在于推力器安装位置不再局限于对地板与背地板，因此首先要确认需进行ION推力器布局的新平台新卫星的质量特性，这是新的ION推力器布局的最主要的输入条件；质量特性是最主要的输入条件，包括星箭分离后、太阳翼展开后、天线展开后、每次转移轨道490N发动机点火变轨后、定点后寿命初期、寿命中期、寿命末期卫星质心在整星本体坐标系中的位置，在有单边大型太阳翼或单边桁架式大型天线时，若控制系统在 490N发动机点火变轨时能承受单边大型太阳翼或单边桁架式大型天线展开情况下很大的挠性干扰的影响，则安装在背地板的490N发动机推力方向与纵轴(Z轴)一致，490N法兰盘安装位置的X轴、Y轴坐标与单边大型太阳翼或单边桁架式大型天线展开情况下卫星质心的X轴、Y轴坐标一致，若控制系统在490N发动机点火变轨时不能承受单边大型太阳翼或单边桁架式大型天线展开情况下很大的挠性干扰的影响，则安装在背地板的490N发动机推力方向与纵轴(Z轴)一致，490N法兰盘安装位置与490N发动机点火变轨期间单边大型太阳翼或单边桁架式大型天线不展开情况下卫星质心的X轴、Y轴坐标一致，上述两种情况下ION推力器布局均以寿命中期质心位置为基准对称布局，确保15年寿命期间卫星姿态与轨道控制性能最优、姿态控制轴间耦合最小、干扰力矩最小、推进剂消耗最少。(2)然后再确认新平台新卫星的用户需求与卫星上安装的太阳翼、天线、敏感器、 相机及执行机构等对ION推力器布局的限制，这是复核ION推力器布局合理性、可行性、安
5全性最主要的输入条件；用户需求包括卫星三轴姿态控制所需力矩与转移轨道变轨及定点后位置保持所需各方向速度增量与推力，通常卫星转移轨道抬高近地点高度与降低远地点高度的变轨速度增量与推力均由490N发动机提供(降低远地点高度时可在近地点将卫星转180°后利用 490N发动机点火，实现卫星减速)，这是因为490N发动机推力大、比冲高，可缩短变轨弧段、 提高变轨效率、明显减少推进剂消耗，通常定点后位置保持所需东西、南北方向速度增量与推力均由ION推力器提供，若卫星有制导导航控制与捕获跟踪瞄准目标星的用户需求，则还可在对地板另加能提供-Z方向速度增量与推力的ION推力器，原用于推进剂“沉底”的背地板的ION推力器可提供+Z方向速度增量与推力。太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构等对ION推力器布局的限制包括其安装位置、几何尺寸和对微粒污染、热流影响、干扰力、干扰力矩及视场影响的承受能力等。(3)由于高轨道卫星为满足星箭对接刚度要求，通常质心位置低于几何中心，因此以寿命中期质心位置为基准在南北板、东西板及其相交的侧棱上与背地板上对称布局，可尽可能减小成对推力器工作进行位置保持时的最大干扰力矩，尽量避免推力器配对姿控， 即使有推力器不对称问题，也不会使日常的姿态控制有大的轴间耦合，可以简化推力器故障时的重组与顶替逻辑；以寿命中期质心位置为基准在南北板、东西板及其相交的侧棱上与背地板上对称布局，尽可能减小成对推力器工作进行位置保持时的最大干扰力矩是通常情况。(4) ION推力器布局需有迭代过程，既要分析推力器羽流影响，调整好推力器安装角，避免或最大限度减小推力器羽流对太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构等的微粒污染、热流影响、干扰力、干扰力矩及视场影响，又要尽量减小推力器安装角，以提高推力器工作效率，节省推进剂，并且要避免结构干涉、复核推力器安装部位结构强度，防止运载发射卫星时引起共振，导致推力器损坏泄漏推进剂；ION推力器布局需有迭代过程包括先以ION推力器羽流的15°或16°半锥角(此半锥角也称羽流角α，推力器型号不同，安全性要求严格程度不同，初步布局的羽流半锥角可以有差异)与星上太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构等各部件不干涉为限制条件进行初步布局，再利用安装的ION推力器的实际羽流数学模型进行数学仿真，实际试验结果证明ION推力器羽流在15°半锥角处的羽流微粒、热流、干扰力约为推力器中心轴线处的羽流微粒、热流、干扰力的30% 45%，25°半锥角处的羽流微粒、热流、干扰力约为推力器中心轴线处的羽流微粒、热流、干扰力的17% 19%，30°半锥角处的羽流微粒、热流、 干扰力约为推力器中心轴线处的羽流微粒、热流、干扰力的8% 12%，40°半锥角处的羽流微粒、热流、干扰力约为推力器中心轴线处的羽流微粒、热流、干扰力的2% 3%，且星上太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构等各部件所受推力器羽流微粒污染、热流影响、干扰力、干扰力矩及视场影响还与推力器中心轴线和部件面积单元法线之间的夹角β、推力器喷嘴出口中心与部件面积单元的距离r有关，利用ION推力器的实际羽流数学模型(羽流数学模型可参阅航天控制2005年第3期，26-四、39，总第93期的“利用ION推力器羽流试验数据建立羽流场数学模型”，作者孙宝祥)计算判断其短期最大值和卫星寿命期间累计值是否超过星上太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构等各部件承受能力，如超过其承受能力，则需加大推力器安装角度。
(5) ION推力器布局需保证姿态与轨道控制有很强的故障对策能力，特别是490N 发动机故障对策能力，无单点故障，双分支故障时能重组。490N发动机故障对策能力要求在第一次转移轨道490N发动机变轨时就出现故障情况下，按ION推力器累计工作寿命22小时计算，利用ION推力器作490N发动机备份，将卫星送到同步轨道后，卫星仍有足够的ION推力器和剩余推进剂，仍能按用户要求的姿态和轨道控制精度正常工作10年。当卫星配置电推进推力器作为南北位置保持的主份时，贮箱携带的化学推进剂可明显减少，但仍需配置南北位置保持的ION推力器作为电推进推力器的备份，以保证电推进出现故障情况下，卫星仍能按用户要求的姿态和轨道控制精度正常工作10年。图3和图4给出了两种根据本发明方法设计得到的ION推力器布局图，其中，图3 方案寿命中期推力器参数见表1。表1中α、β、Y分别为推力器轴线方向(与推力方向相反)与X轴、Y轴、Z轴的夹角(也称推力器安装的三轴方向余弦角)，h、Fy、!^分别为推力器的三轴推力分量，Tx、Ty、Tz分别为推力器的三轴控制力矩分量。由表1可见6个推力器4A+5A+4B+5B+8A+8B共60N用于490N发动机点火变轨故障对策的效率达1. 0，9A+9B、 10A+10B、2A+3A、2B+;3B用于东西位置保持的效率达0. 9659，6B+7B、6A+7A用于南北位置保持的效率达0. 9588，在确保避免ION推力器羽流影响的情况下，寿命中期进行东西位置保持或南北位置保持时的干扰力矩理论值为0，由于安装角引起的推进剂损失最少。表1图3所示推力器布局的寿命中期推力器参数
权利要求
1.高轨道卫星平台ION推力器布局方法，其特征在于步骤如下(1)确认需进行ION推力器布局的卫星平台的质量特性，包括星箭分离后、太阳翼展开后、天线展开后、每次转移轨道490N发动机点火变轨后、定点后寿命初期、寿命中期、寿命末期卫星质心在卫星机械坐标系中的位置；(2)确认卫星平台的用户需求与卫星上安装的太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构对ION推力器布局的限制条件；所述的用户需求包括卫星三轴姿态控制所需力矩，转移轨道变轨及定点后位置保持所需各方向速度增量与推力；太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构对ION推力器布局的限制包括其安装位置、几何尺寸，对微粒污染、热流影响、干扰力、 干扰力矩及视场影响的承受能力；(3)以寿命中期质心位置为基准，在卫星平台的南北板、东西板及其相交的侧棱上、背地板上进行ION推力器对称布局；(4)对步骤(3)得到的ION推力器布局进行迭代优化，先以ION推力器羽流的15°或 16°半锥角与星上太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构部件不干涉为限制条件进行初步布局，再利用安装的ION推力器的实际羽流的热流量、微粒流量、干扰力、干扰力矩数学模型进行数学仿真，判断其热流量影响、微粒污染、干扰力影响、干扰力矩影响短期最大值和卫星寿命期间累计值是否超过卫星外表面安装的太阳翼、天线、敏感器、相机及执行机构的承受能力，如超过承受能力则加大对应ION推力器的安装角度；(5)将步骤(4)得到的ION推力器布局与490N发动机进行故障对策优化，优化原则为 在第一次转移轨道490N发动机变轨时就出现故障情况下，按ION推力器累计工作寿命22 小时计算，利用ION推力器作490N发动机备份将卫星送到同步轨道后，卫星仍有足够的ION 推力器和剩余推进剂按用户要求的姿态和轨道控制精度正常工作10年。
全文摘要
高轨道卫星平台10N推力器布局方法，推力器安装位置不再局限于对地板与背地板，而是以寿命中期质心位置为基准进行推力器对称布局，根据用户需求与太阳翼、天线、敏感器及执行机构等对10N推力器布局的限制，合理兼顾减小推力器羽流影响、避免结构干涉、提高推力器工作效率、节省推进剂等各方面要求，不仅避免了两个10N推力器组合配对控制俯仰或偏航的情况，消除了因推力器不对称导致日常姿态控制有大的轴间耦合的问题，同时减小了成对推力器工作进行向东/向西位置保持或向南/向北位置保持时的最大干扰力矩，使应对490N发动机点火变轨故障的能力大大增强，提高了推力器工作效率，节省了推进剂。
文档编号B64G1/40GK102358437SQ201110226169
公开日2012年2月22日 申请日期2011年8月8日 优先权日2011年8月8日
发明者周中泽, 孙宝祥, 崔振江, 弓建军, 李宝绶, 李艳华, 王大轶, 赵宏, 郭廷荣, 高益军, 黄颖 申请人:北京控制工程研究所