一种基于并联气瓶的航天器质心控制方法与流程

本发明涉及一种基于并联气瓶的航天器质心控制方法，属于航天领域。
背景技术：
：航天器使用火箭进行发射时，火箭均会对航天器的质心偏差有所要求和限制。以长征三号甲系列火箭为例，在《lm-3aserieslaunchvehicleuser’smanualissue2011》中，要求航天器的横向质心偏移不超过10mm。此外，在地球同步轨道航天器研制中，为了减小远地点发动机点火时的干扰力矩，也需要对航天器的质心偏移进行更严格地控制。在航天器实际设计中，通常需要在航天器研制完成后，对航天器进行质量特性测量，根据测量结果安装配重块进行质心位置调整，从而满足火箭对航天器的质心要求。以通信卫星为例，发射前安装的配重块的质量约为5kg～25kg。现有技术中配重块的作用除配平质心外，在轨无其他作用，增加了卫星呆重。这部分重量将会造成发射和在轨推进剂消耗的增加；按照地球同步转移轨道每公斤发射成本约1万美元计算，卫星配重块呆重相当于数十万美元的经济损失。技术实现要素：本发明解决的技术问题是：克服现有技术中依靠配重块配平航天器质心导致的发射总重增加、经济成本上升问题，提出了一种通过控制并联气瓶温度来进行航天器质心控制的方法。本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：一种基于并联气瓶的航天器质心控制方法，步骤如下：(1)将并联气瓶布置于航天器质心位置；(2)测量完成总装与气体加注后的航天器总质量m，并确定航天器的质心位置(x，y)；(3)根据航天器自身参数确定航天器各并联气瓶所需的气体装填密度；(4)根据步骤(3)所得的各并联气瓶所需的气体装填密度及气瓶本身的最大允许工作温度计算各并联气瓶的内部压力；(5)根据步骤(4)所得的并联气瓶内部压力、各并联气瓶所需的气体装填密度计算各并联气瓶的控温目标值，并利用气瓶加热器，将所得各并联气瓶的控温目标值控制在目标值±1度的范围内。所述步骤(1)中并联气瓶的数量为n个，n不小于2，其中并联气瓶的布置位置如下：(i)当n＝2时，各并联气瓶质心连线中点位于变轨发动机理论推力轴线上；(ii)当n＞2时，各并联气瓶质心均位于变轨发动机理论推力轴线上。所述步骤(3)中，根据航天器自身参数计算航天器各并联气瓶所需的气体装填密度，计算方法如下：式中，vi为第i只气瓶的容积，xi、yi分别为并联气瓶几何中心的坐标，ρi为第i只气瓶的气体装填密度。所述步骤(4)中，并联气瓶内部压力的计算方法如下：p＝p0*(0.101325*pc)/4.640式中，p0为归一化气体压力，pc为所选并联气瓶内装填气体的临界压力，归一化气体压力的确定方法如下：式中，t0为归一化气瓶温度，ρ0为归一化气瓶装填密度，an为气体状态方程拟合系数，γ为气体压缩系数，归一化气瓶温度的确定方法如下：t0＝(t1+273.15)/tc*190.8式中，tc为所选并联气瓶内装填气体的临界温度，t1为气瓶最大允许工作温度；归一化气瓶装填密度的计算方法如下：ρ0＝ρ1/ρc*10.139式中，ρc为所选并联气瓶内装填气体的临界密度。所述步骤(5)中，第i只气瓶的控温目标值计算方法如下：(1)取气瓶温度下限为气瓶许用的最低温度，上限为气瓶许用的最高温度，以0.5℃为间隔，分别计算每个温度点下的气瓶内部压力；(2)对比步骤(1)中获得的各温度点下的气瓶内部压力，选取与所述步骤(4)中并联气瓶内部压力偏差最小的温度点，即为第i只气瓶的控温目标值。优选的，所述并联气瓶中所选的气体为氙气。本发明与现有技术相比的优点在于：(1)本发明提供的一种基于并联气瓶的航天器质心控制方法，充分利用航天器并联气瓶中的推进剂，利用并联气瓶的连通器特性，通过控制不同气瓶的温度，调节各气瓶中的气体密度，从而达到控制航天器质心的目的；(2)本发明与原有通过配重块控制质心方法相比，减轻了航天器的起飞重量，可将原有的配重质量转换为增加的推进剂携带量，在降低起飞难度的同时，提高了航天器寿命，稳定性更高，安全性更好。附图说明图1为发明提供的工作流程图；图2为发明提供的航天器并联气瓶进行质心控制的实施案例布局示意图；图3为发明提供的实施案例所使用的氙气温度-压力-密度对比图；具体实施方式一种基于并联气瓶的航天器质心控制方法，步骤如下：(1)将并联气瓶布置于航天器质心位置；(2)测量完成总装与气体加注后的航天器总质量m，并确定航天器的质心位置(x，y)；(3)根据航天器自身参数确定航天器各并联气瓶所需的气体装填密度；(4)根据步骤(3)所得的各并联气瓶所需的气体装填密度及气瓶本身的最大允许工作温度计算各并联气瓶的内部压力；(5)根据步骤(4)所得的并联气瓶内部压力、各并联气瓶所需的气体装填密度在实际测量中通过递归方法确定各并联气瓶的控温目标值，并利用气瓶加热器，将所得各并联气瓶的控温目标值控制在目标值±1度的范围内。所述步骤(1)中并联气瓶的数量为n个，n不小于2，其中并联气瓶的布置位置如下：(i)当n＝2时，各并联气瓶质心连线中点位于航天器轴线上；(ii)当n＞2时，各并联气瓶质心均位于航天器轴线上。所述步骤(3)中，根据航天器自身参数计算航天器各并联气瓶所需的气体装填密度，计算方法如下：式中，vi为第i只气瓶的容积，xi、yi分别为并联气瓶几何中心的坐标，ρi为第i只气瓶的气体装填密度。所述步骤(4)中，并联气瓶内部压力的计算方法如下：p＝p0*(0.101325*pc)/4.640式中，p0为归一化气体压力，pc为所选并联气瓶内气体初始压力，归一化气体压力的确定方法如下：ρ0＝ρ1/ρc*10.139t0＝(t+273.15)/tc*190.8p＝p0*(0.101325*pc)/4.640式中，t0为归一化气瓶温度，ρ0为归一化气瓶装填密度，an为气体状态方程拟合系数，γ为气体压缩系数，tc为所选并联气瓶内装填气体的临界温度，t1为气瓶最大允许工作温度，ρc为所选并联气瓶内装填气体的临界密度。利用步骤(4)中得到的并联气瓶压力p及各气瓶的气体密度ρi，通过递归方法反推各气瓶的控温目标值ti(注意，当ti的最小值低于气瓶的最小允许工作温度时，应返回至第(3)步重新选择特征解)。其他参数按照填充气体的种类进行取值。对航天器使用的典型高密度填充气体氙气。其中，所选气体取值见下表：参数取值参数取值参数取值ρc1.099tc289.74pc5.840r0.08205616γ0.0096n1-1.18434714485e-2n27.540377272657e-01n3-1.225769717554e+01n46.260681393432e+02n5-3.490654409121e+04n65.301046385532e-04n7-2.875764479978e-01n85.011947936427e+01n9-2.821562800903e+04n10-2.064957753744e-05n111.285951844828e-02n12-1.106266656726e+00n133.060813353408e-04n14-3.174982181302e-03n155.191608004779e+00n16-3.074944210271e-04n171.071143181503e-05n18-9.290851745353e-03n191.610140169312e-04n203.469830970789e+04n21-1.370878559048e+06n221.790105676252e+02n231.615880743238e+06n246.265306650288e-01n251.820173769533e+01n261.449888505811e-03n27-3.159999123798e+01n28-5.290335668451e-06n291.694350244152e-03n308.612049038886e-09n31-2.598235689063e-06n323.153374374912e-05表中，气体状态方程拟合系数an取值方法如下：a1＝rt0a9＝n19/t02a2＝n1t0+n2t01/2+n3+n4/t0+n5/t02a10＝n20/t02+n21/t03a3＝n6t0+n7+n8/t0+n9/t02a11＝n22/t02+n23/t04a4＝n10t0+n11+n12/t0a12＝n24/t02+n25/t03a5＝n13a13＝n26/t02+n27/t04a6＝n14/t0+n15/t02a14＝n28/t02+n29/t03a7＝n16/t0a15＝n30/t02+n31/t03+n34/t04a8＝n17/t0+n18/t02下面结合附图对本发明做进一步说明。1、气瓶布局如图2所示，某航天器(1)使用两只并联氙气瓶作为航天器推进剂的贮存装置。氙气瓶1(2)和氙气瓶2(3)为圆柱体，容积为50l。按照本方法，将两只氙气瓶对称布置在航天器x方向上，间距为1000mm。2、航天器质量及质心测量航天器完成总装和加注后，航天器总质量m为4000kg，加注氙气质量ma为100kg，航天器质心位置为x＝5mm。(由于只有两只气瓶，y方向的质心无法在此进行控制)3、解算各气瓶的填充密度根据本方法，获得方程组如下：求解可得，ρ1为1.4kg/l，ρ2为0.6kg/l。4、计算并联气瓶压力并联气瓶密度的最小值ρ2为0.6kg/l。气瓶的最高工作温度为45℃，考虑一定余量，确定氙气瓶2的目标控制温度t2为40℃。根据图3查表可得：并联气瓶压力为6.871mpa。5、计算气瓶控温目标值氙气瓶1的填充密度ρ1为1400g/l，并联气瓶压力6.871mpa，根据图3查表可得：氙气瓶1的控温目标值为22.5℃。6、氙气瓶温度控制利用氙气瓶1和氙气瓶2上的自带加热器，将氙气瓶1的温度控制至(21.5～23.5)℃，将氙气瓶2的温度控制至(39～41)℃。考虑氙气瓶1和氙气瓶2的极端情况，航天器最终质心偏移为-0.31mm～0.48mm。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。当前第1页12