卫星推力器布局方法
【专利摘要】本发明提供一种卫星推力器布局方法，用于三轴稳定的卫星推力器布局，实现推进剂的节省。该方法包括：根据卫星的质量特性和结构构型参数以及卫星推力器的布局构型参数，确定卫星推力器的初步布局参数；根据卫星推力器的羽流影响分析结果和敏感器视场分析结果，对卫星推力器的初步布局参数进行调整，从而获得优化的推力器布局参数。因此，本发明可有效利用卫星转移轨道变轨期间姿态控制产生的推力，以及在轨运行期间南北位置保持和动量轮卸载产生的姿态控制推力，进行辅助的轨道控制，以减小推进剂消耗量，增加卫星在轨运行寿命，同时使得姿态和轨道控制功能备份多，适应卫星质心变化范围大，利于卫星天线布局设计，且可根据客户要求进行推力器减配。
【专利说明】
卫星推力器布局方法
技术领域
[0001] 本发明属于航天器总体设计领域，涉及卫星推力器布局，特别是地球同步轨道三 轴稳定卫星的推力器布局，具体涉及一种卫星推力器布局方法，用于三轴稳定卫星的推力 器布局，实现推进剂的节省。
【背景技术】
[0002] 地球同步轨道三轴稳定卫星发射入轨后，一般需经过星箭分离、转移轨道变轨、定 点捕获后，才能进入预定轨位。在轨运行期间需完成位置保持、三轴姿态控制，以及可能的 轨位调整等任务，寿命末期还需要完成卫星离轨任务。整个寿命期间需要推力器工作，以提 供控制力矩和推力，完成卫星姿态和轨道控制任务。卫星推力器布局直接决定了卫星姿态 控制力矩、轨道控制推力和功能备份的性能，其布局设计的优劣直接影响卫星姿态控制精 度和在轨寿命。因此，卫星推力器布局设计是卫星总体设计中重要和关键的一项工作。
[0003] 目前，国内外地球同步轨道三轴稳定卫星的推力器布局，因卫星构型、推力器产品 性能和配置情况，有多种方案。
[0004] 因此，急需一种三轴稳定卫星推力器布局方案，结合国内东四增强型平台研制，可 有效节省卫星推进剂消耗量的，还可有效利用卫星转移轨道变轨期间姿态控制产生的推 力、以及在轨运行期间南北位置保持和动量轮卸载产生的姿态控制推力，进行辅助的轨道 控制，以减小推进剂消耗量，增加卫星在轨运行寿命，同时还要具备姿态和轨道控制功能备 份多、适应卫星质心变化范围大、利于卫星天线布局设计、且可根据客户要求进行减配的优 点。
【发明内容】
[0005] 为了解决现有技术中存在的问题，本发明提出了一种适用于地球同步轨道三轴稳 定卫星的推力器布局方案，能够提高推力器安装角效率，并充分利用卫星变轨、南北位置保 持，以及动量轮卸载过程中姿态控制产生的推力，用于轨道控制，从而节省了推进剂，延长 了卫星在轨寿命，能满足地球同步轨道三轴稳定卫星在轨姿态和轨道控制任务。
[0006] 本发明提供了一种卫星推力器布局方法，用于三轴稳定卫星的推力器布局，实现 推进剂的节省。该方法包括以下步骤：步骤一，根据卫星的质量特性和结构构型参数以及卫 星推力器的布局构型参数，确定卫星推力器的初步布局参数；以及步骤二，根据卫星推力器 的羽流影响分析结果和敏感器视场分析结果，对卫星推力器的初步布局参数进行调整，从 而获得优化的推力器布局参数。
[0007] 在步骤一中执行：根据卫星的质量特性，获得卫星平均质心矢量；以及根据卫星 推力器的安装点坐标和矢量方向，确定卫星推力器的安装参数。
[0008] 具体地，卫星平均质心矢量为卫星的机械坐标系原点指向卫星的平均之心的矢 量，卫星推力器的安装点坐标为卫星推力器的喷口端面中心位置在卫星的机械坐标系下得 坐标，以及卫星推力器的矢量方向为卫星推力器的喷管轴向在卫星推力器的安装坐标系下 与坐标轴之间的夹角。
[0009] 优选地，卫星的机械坐标系与卫星推力器的安装坐标系为平移关系并且均符合右 手法则。
[0010] 额外地，在步骤一中还执行：基于卫星的机械坐标系，配置多个卫星推力器以及发 动机，从而获得卫星推力器的布局构型参数，其中，多个卫星推力器分别用于卫星的东西位 保控制、南北位保控制、三轴姿态控制、以及推进剂沉底。
[0011] 在步骤一中，卫星推力器的初步布局参数的确定包括：在多个卫星推力器中，将其 中的4个卫星推力器安装于卫星背地面的4个顶角位置，以使这4个用于卫星推进剂沉底 和转移轨道变轨期间姿态控制的推力器产生的推力与卫星的转移轨道变轨期间发动机产 生的推力方向一致；在多个卫星推力器中，将用于卫星的南北位保控制的8个卫星推力器 安装在卫星的南北面4角附近，以使这8个卫星推力器在卫星南北位保控制期间的姿态控 制和动量轮卸载时产生的推力与卫星南北位保控制产生的推力方向一致；以及在多个卫星 推力器中，将用于卫星的东西位保控制的8个卫星推力器安装在卫星的东西面4角附近，以 使这8个卫星推力器产生的推力的合力在预定方向上产生尽可能大的力而在其它方向上 的力尽可能小，并且多个卫星推力器组合工作时产生的力矩也尽可能小。
[0012] 在本发明中，卫星推力器的初步布局参数的选取基于对称原则，以及确保在产生 控制力和力矩的同时还尽可能地减小干扰力和力矩，从而符合卫星的姿态和轨道控制精 度。
[0013] 在步骤二中执行：在卫星推力器的初步布局参数的基础上，对卫星的羽流影响、敏 感器视场、和姿态轨道控制性能进行分析；以及基于分析结果，适当调整初步布局参数，从 而获得优化的推力器布局参数。
[0014] 因此，采用本发明的布局方案，可有效利用卫星转移轨道变轨期间姿态控制产生 的推力，以及在轨运行期间南北位置保持和动量轮卸载产生的姿态控制推力，进行辅助的 轨道控制，以减小推进剂消耗量，增加卫星在轨运行寿命，同时使得姿态和轨道控制功能备 份多，适应卫星质心变化范围大，利于卫星天线布局设计，且可根据客户要求进行减配。
【附图说明】
[0015] 图1为卫星机械坐标系下推力器安装参数的示意图；
[0016] 图2为推力器布局构型的示意图；以及
[0017] 图3为本发明的地球同步轨道三轴稳定卫星的推力器布局方案的实现流程图。
【具体实施方式】
[0018] 应了解，卫星推力器布局综合考虑了卫星发射入轨后各阶段轨道和姿态控制功能 需求，针对卫星转移轨道姿态控制，以及在轨运行期间南北位置保持和动量轮卸载控制，进 行了推力器布局设计优化，实现了有效利用姿态控制产生的推力进行辅助的轨道控制，减 少了推进剂消耗量，增加卫星在轨运行寿命。
[0019] 本发明的卫星推力器布局方案的具体实现步骤如下：
[0020] 1)根据卫星质量特性、结构构型和推力器布局构型，确定卫星推力器初步布局参 数；以及
[0021] 2)根据卫星推力器羽流影响分析和敏感器视场分析结果，优化调整推力器布局参 数。
[0022] 下面结合附图1-3及【具体实施方式】对本发明进行详细说明。
[0023] 图1给出了卫星机械坐标系下推力器安装参数的示意图。如图1所示，0J(sJ scZsc 坐标系为卫星机械坐标系，OiXJiZi坐标系为推力器安装坐标系，与卫星机械坐标系为平移 关系，平移向量为民。〇。为卫星在轨运行期间平均质心位置，由卫星质量特性分析得到，平 均质心矢量R。为机械坐标系原点〇J :旨向卫星平均质心0。的矢量。推力器安装参数由推力 器安装点坐标0,和推力器矢量方向T i确定。其中，推力器安装点坐标0 i为卫星推力器i的 喷口端面中心位置在卫星机械坐标系下的坐标；推力器矢量方向为推力器喷管轴向（工 程上可近似于推力反方向）在安装坐标系下与三个坐标轴的夹角a、0、Y。
[0024] 首先，卫星机械坐标系的定义如下：
[0025] 坐标系原点0S。-位于卫星下端框与运载火箭机械分离面内，与卫星接口上销钉所 组成的理论圆的圆心重合；
[0026] 0seXs。轴-与卫星东板理论法线方向一致，正方向与东板外法线方向一致；
[0027] 0seYs。轴-与卫星南板理论法线方向一致，正方向与南板外法线方向一致；
[0028] 0SCZS。轴-垂直于卫星与运载火箭的连接分离面，其正方向从原点指向对地板；以 及
[0029] (^义上人坐标系符合右手法则。
[0030] 接下来，推力器安装坐标系的定义如下：
[0031] 坐标系原点a-位于卫星推力器i的喷口端面中心，与卫星机械坐标系为平移关 系，平移向量为Ri;
[0032] 0A轴-与卫星机械坐标系0 JCj由一致，方向相同；
[0033] 0A轴-与卫星机械坐标系0 wYj由一致，方向相同；
[0034] 0A轴-与卫星机械坐标系0 scZj由一致，方向相同；以及
[0035] 同样，OiXJA坐标系符合右手法则。
[0036] 图2为推力器布局构型的示意图。如图2所示，坐标系(^^^^。为卫星机械坐 标系，卫星共配置20台推力器和1台发动机。其中，发动机安装在卫星背地面中心（_Z sJf 向）。如图2所示，还给出了推力器2A~11A和2B~11B的安装位置和方向。卫星东、西、 南、北四个面四角位置分别安装1台推力器，用于卫星东西位保控制、南北位保控制和卫星 三轴姿态控制，背地面四角分别安装1台推力器用于卫星推进剂沉底，以及〇 sJs。轴和0SCYSC 轴姿态控制。
[0037] 应了解，卫星推力器安装位置需综合考虑卫星结构构型设计和卫星在轨质心变化 情况。一般先按照卫星平均质心位置在XscOscYsc平面内投影，确定出卫星背地面四角的 12台推力器位置，再根据质心高度确定出+Z方向上东、西、南、北4个面的8台推力器安装 位置。根据各推力器的安装位置确定了如下的表1和表2中的推力器组合工作情况。推力 器工作时产生的对卫星本体的推力为匕，推力矢量方向与推力器轴向矢量1\方向相反，产 生的力矩为（民-R。）Xh。表1给出了卫星各位保模式和沉底推力器选择，以及表2给出了 各姿控模式推力器选择。
[0038] 表 1
[0042] 应了解，为提高推力器组合工作效率，推力器布局设计参数选取时需遵循以下原 则。
[0043] 1)为充分利用卫星转移轨道变轨期间姿态控制产生的推力，卫星背地面4台推力 器安装于4个顶角位置，推力器矢量方向指向-Z s。方向。卫星变轨规程中，变轨发动机产生 的推力方向指向+ZS。方向，因质心不在推力矢量上产生的干扰力矩主要在X s。、Ys。轴上，卫 星控制系统利用背地面4台推力器（10A、11A、10B、11B)工作抵消干扰力矩影响，以稳定卫 星姿态，此时用于姿态控制的4台推力器，产生的推力方向与变轨发动机产生的推力方向 一致，利于卫星变轨任务，同时4台推力器还用于卫星推进剂沉底，并能作为变轨发动机备 份。该布局不仅节省了卫星推进剂消耗量，且提高了卫星完成变轨任务的可靠性。
[0044] 2)为充分利用卫星在轨南北位置保持和动量轮卸载期间的姿态控制产生的推力， 用于卫星南北位置保持控制的8台推力器布局设计过程中，需综合考虑南北位保过程中的 姿态控制力矩和动量轮卸载力矩因素。
[0045] 卫星南北位置保持推力器布局安装在卫星南北面4角附近，一般情况下卫星向南 位置保持采用6A+7A+8A+9A共同工作，向北位置保持采用6B+7B+8B+9B共同工作。卫星南 北位置保持过程中，产生的干扰力矩主要在X s。、Zs。轴，因卫星本体柔性特征，实际控制过程 中在Ysc轴上也会产生一定的干扰力矩。
[0046] 卫星南北位置保持推力器布局参数选取时，要求F6A+F7A+F SA+F9# F6B+F7B+FSB+F9^ 合力在Y s。方向产生尽可能大的力，在其它方向上尽可能小，同时要求推力器组合工作时产 生的力矩：（Ri-R。）X (F6A+F7A+FSA+F9A)和（R「R。）X (F6A+F7A+FSA+F9A)都尽可能小。
[0047] 针对南北位置保持控制过程中产生的Xs。和Z s。轴干扰力矩，可通过南北面的推力 器组合工作抵消，例如推力器6A+8A工作可抵消_XS。方向上的力矩，其产生的姿态控制推力 与位保推力方向一致，提高了南北位保综合效率。
[0048] 针对南北位置保持控制过程中产生的￥；3。轴干扰力矩，通过优化南北面对角推力 器安装参数，使同面的对角推力器配置工作时产生一个合适的？,。轴控制力矩，方向相反。 即（R「R。）X (F6A+F7A) = -(RrR。）X (FSA+F9A) = (R「R。）X (F6B+F7B) = -(RrR。）X (FSB+F9B)，该 控制力矩大小由卫星本体柔性特性决定，该控制力矩可用于抵消卫星南北位置保持控制过 程中产生的Y s。轴干扰力矩，且姿态控制产生的推力器方向与位保方向一致。
[0049] 因此，南北位保过程中，三轴姿态控制产生的推力均与位保推力方向一致，有效利 用南北位保过程中的姿态控制推力。该布局还可利用南北面对角推力器在卫星轨道的升、 降交点进行动量轮Y s。轴力矩卸载的同时进行南北位置保持，以充分利用动量卸载过程中 的姿态控制推力，以有效节省卫星在轨推进剂使用。
[0050] 3)卫星东西位置保持的推力器布局在东西面的四角位置附近，其布局设计参数选 取时，要求？ 2#3^48+心，心+心^4#5派合力在乂 ；3。方向产生尽可能大的力，在其它方向上 尽可能小，同时要求推力器组合工作时产生的力矩：（民-R。）X (F2A+F3A)、（民-R。）X (F4B+F5B)、 (R「R。）X (F2B+F3B)和（R「R。）X (F4A+F5A)都尽可能小。
[0051] 4)为减小推力器组合工作过程中产生干扰力和干扰力矩，推力器布局参数选取过 程遵循对称原则，即保证推力器组合工作过程中，产生控制力和力矩的同时，尽可能减小干 扰力和力矩，以满足卫星姿态和轨道控制精度要求。
[0052] 基于以上原则可得到卫星推力器初步布局参数，在此基础上开展卫星羽流影响分 析和姿态轨道控制性能分析，并根据分析结果适当调整初步布局参数，最终得到优化的推 力器布局结果。
[0053] 以某地球同步轨道通信卫星为例，卫星本体为2360mmX2100mmX4200mm的长方 体，考虑卫星结构构型、推力器布局构型、卫星在轨平均质心坐标为（0,0,1975)，以及卫星 太阳翼、天线结构构型和推力器羽流影响，最终得出的推力器布局参数如下表3所示，卫星 各位保模式和沉底推力器选择及力与力矩如下表4所示，各姿控模式推力器选择及力与力 矩如下表5所示。
[0062] 因此，该布局方案南北位置保持推力器安装角效率为0. 966,东西位置保持推力器 安装角度效率为〇. 958,均高于现役地球同步轨道公用卫星平台推力器效率，且可以有效利 用卫星变轨期间和在轨运行期间南北位置保持和动量轮卸载过程中姿态控制推力器，可有 效减少卫星在轨推进剂消耗量约30kg，增加卫星在轨运行寿命约半年。
[0063] 可见，本发明的技术方案综合考虑了卫星发射入轨后各阶段轨道和姿态控制功能 需求，重点针对卫星转移轨道姿态控制，以及在轨运行期间南北位置保持和动量轮卸载控 制，进行了推力器布局设计优化，最终实现了有效利用姿态控制产生的推力进行辅助的轨 道控制，减少了推进剂消耗量，增加卫星在轨运行寿命。例如，国内东四平台卫星，5. 5吨起 飞重量，采用CZ-3B运载发射，采用本专利推力器布局，转移轨道可减少约15kg，同步轨道 15年寿命可减少推进剂约15kg，一共可节省推进剂约30kg，可延长卫星在轨寿命约半年。
[0064] 本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。
【主权项】
1. 一种卫星推力器布局方法，用于三轴稳定卫星的推力器布局，以实现推进剂的节省， 其特征在于，包括以下步骤： 步骤一，根据卫星的质量特性和结构构型参数以及所述卫星推力器的布局构型参数， 确定所述卫星推力器的初步布局参数；以及 步骤二，根据所述卫星推力器的羽流影响分析结果和敏感器视场分析结果，对所述卫 星推力器的初步布局参数进行调整，从而获得优化的推力器布局参数。2. 根据权利要求1所述的卫星推力器布局方法，其特征在于，在所述步骤一中执行： 根据所述卫星的质量特性，获得卫星平均质心矢量；以及 根据所述卫星推力器的安装点坐标和矢量方向，确定所述卫星推力器的安装参数。3. 根据权利要求2所述的卫星推力器布局方法，其特征在于， 所述卫星平均质心矢量为所述卫星的机械坐标系原点指向所述卫星的平均之心的矢 量， 所述卫星推力器的安装点坐标为所述卫星推力器的喷口端面中心位置在所述卫星的 机械坐标系下得坐标，以及 所述卫星推力器的矢量方向为所述卫星推力器的喷管轴向在所述卫星推力器的安装 坐标系下与坐标轴之间的夹角。4. 根据权利要求2所述的卫星推力器布局方法，其特征在于， 所述卫星的机械坐标系与所述卫星推力器的安装坐标系为平移关系并且均符合右手 法则。5. 根据权利要求2所述的卫星推力器布局方法，其特征在于，在所述步骤一中还执行： 基于所述卫星的机械坐标系，配置所述多个卫星推力器以及发动机，从而获得所述卫 星推力器的布局构型参数， 其中，所述多个卫星推力器分别用于所述卫星的东西位保控制、南北位保控制、三轴姿 态控制、以及推进剂沉底。6. 根据权利要求5所述的卫星推力器布局方法，其特征在于，在所述步骤一中，所述卫 星推力器的初步布局参数的确定包括： 在所述多个卫星推力器中，将其中的4个卫星推力器安装于卫星背地面的4个顶角位 置，以使这4个用于所述卫星推进剂沉底和转移轨道变轨期间姿态控制的推力器产生的推 力与所述卫星的转移轨道变轨期间发动机产生的推力方向一致； 在所述多个卫星推力器中，将用于所述卫星的南北位保控制的8个卫星推力器安装在 所述卫星的南北面4角附近，以使这8个卫星推力器在所述卫星的南北位保控制期间的姿 态控制和动量轮卸载时产生的推力与所述卫星的南北位保控制产生的推力方向一致；以及 在所述多个卫星推力器中，将用于所述卫星的东西位保控制的8个卫星推力器安装在 所述卫星的东西面4角附近，以使这8个卫星推力器产生的推力的合力在预定方向上产生 尽可能大的力而在其它方向上的力尽可能小，并且所述多个卫星推力器组合工作时产生的 力矩也尽可能小。7. 根据权利要求6所述的卫星推力器布局方法，其特征在于，所述卫星推力器的初步 布局参数的选取基于对称原则，以及确保在产生控制力和力矩的同时还尽可能地减小干扰 力和力矩，从而符合所述卫星的姿态和轨道控制精度。8.根据权利要求6所述的卫星推力器布局方法，其特征在于，在所述步骤二中执行： 在所述卫星推力器的初步布局参数的基础上，对所述卫星的羽流影响、敏感器视场、和 姿态轨道控制性能进行分析；以及 基于分析结果，适当调整所述初步布局参数，从而获得优化的推力器布局参数。
【文档编号】B64G1/40GK105883008SQ201410775324
【公开日】2016年8月24日
【申请日】2014年12月15日
【发明人】凌贸易, 石明, 王浩攀, 魏强, 孙宝祥
【申请人】中国空间技术研究院