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。
技术实现要素：
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。