本发明涉及一种用于大型网状天线卫星的推力器布局方法，可以在所有装载大型天线系统的整星布局设计中推广应用。
背景技术：
卫星的推进分系统作用是为整星的轨道控制提供推力，为整星的姿态控制提供力矩。推进分系统的推力器产生推力和力矩，推力器的布局在考虑推力、推力矩效率的同时，还要考虑推力器推力与羽流方向避让星外部件，特别是天线和太阳翼等星外大部件。现有卫星的天线系统尺寸一般受火箭整流罩空间及卫星平台尺寸限制，特别是反射面尺寸，一般都采用卫星外面板最大安装尺寸作为反射面的最大尺寸包络。以同步轨道通信卫星为例，一般天线反射面尺寸不大于3m。现有卫星推力器布局一般采取推力器指向星体外部的对称布局以达到较高的推力、力矩效率，同时因为现有卫星天线尺寸较小，推力器推力方向通过小角度调整，就能实现推力器羽流对天线反射面的避让。随着卫星对信号宽频段、高增益接收的要求不断提高，卫星将越来越多采用装载远大于卫星平台尺寸的大型天线系统来满足性能需求。大型网状天线展开后，天线反射面尺寸可以达到15m，是卫星星体尺寸的5倍，遮挡星体严重。如采用推力器指向星体外部的对称布局，无法兼顾推力、力矩效率与推力器羽流对天线反射面的避让。技术实现要素：本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，采用基于卫星天线布局的非对称推力器布局优化方法，提供了一种用于大型网状天线卫星的推力器布局方法。通过对大型网状天线对卫星星体的遮挡分析、以大型网状天线大面积遮挡卫星星体、推力器指向羽流避让星外部件为约束条件，在不更改产生推力、力矩的推力器组合，不降低推力器推力、力矩效率的原则下，对推力器布局进行优化设计，最终实现满足大型网状天线装载需求的卫星推力器布局。本发明的技术解决方案是：一种用于大型网状天线卫星的推力器布局方法，步骤如下：(1)确定推力器布局使用的推力器规格，包括推力、推力器的羽流热影响模型、推力器的羽流力影响模型；(2)建立卫星每个飞行阶段对推力器布局的约束条件；(3)建立卫星每个部件对推力器布局的约束条件；(4)根据上述约束条件进行根据步骤(2)和(3)建立的约束条件确定推力器布局。所述步骤1)中确定推力器布局使用的推力器规格还包括确定推力器布局使用的推力器数量，保证推力器数量大于5个，小于17个。所述步骤2)中建立卫星每个飞行阶段对推力器布局的约束条件包括：保证转移轨道阶段姿态控制推力器使用组合持续点火产生的姿态控制力矩大于轨控发动机产生的姿态干扰力矩的3倍，且姿态控制推力器使用组合持续点火产生的姿态控制力矩大于产生的姿态干扰力矩的6倍。所述步骤3)中建立卫星每个部件对推力器布局的约束条件包括保证推力器羽流热流密度大于3w/m2空间内不能有任何部件。所述步骤2)中建立卫星每个飞行阶段对推力器布局的约束条件还包括：保证定点、卫星在轨、卫星离轨阶段姿态控制推力器使用组合持续点火产生的姿态控制力矩大于产生的姿态干扰力矩的6倍，且轨道控制推力器使用组合持续点火产生的轨道控制力大于产生的轨道干扰力的8倍，且产生的姿态控制干扰力矩小于姿态控制推力器使用组合持续点火产生的姿态控制力矩的1/10。所述步骤3)中建立卫星每个部件对推力器布局的约束条件还包括保证推力器羽流热流密度小于3w/m2大于1w/m2空间内所有部件需采用中温或高温热控措施，如未采取措施，推力器工作时间占空比小于0.1。所述步骤3)中建立卫星每个部件对推力器布局的约束条件还包括保证推力器羽流热流密度小于1w/m2大于0.1w/m2空间内所有部件需采普通热控措施，如未采取措施，部件与推力器喷口距离应大于10m。所述步骤3)中建立卫星每个部件对推力器布局的约束条件还包括保证推力器15°半锥角范围内没有任何部件。本发明与现有技术相比的优点在于：(1)本发明方法中的根据装载大型网状天线卫星各工况及星外大部件展开情况进行布局的迭代设计方法，解决了装载大型网状天线的卫星推力器布局设计中如何确定推力器布局的问题；(2)本发明方法中的推力器推力、力矩计算及推力器羽流与天线影响评价设计方法，解决了装载大型网状天线的卫星缺乏推力器布局是否可行的评价标准问题。(3)本发明方法中的推力器力影响模型、热影响模型在推力器布局评价中的使用，解决了推力器羽流数值计算模型无法直观用于推力器布局设计迭代的问题。(4)本发明方法中的保证推力器数量大于5个，小于17个方法，确定了卫星推力器使用数量包络，在保证卫星三个转动方向独立控制且有安全冗余情况下减少推进系统成本。(5)本发明方法中的根据飞行阶段保证推力器组合的每个约束条件，确定了卫星推力器的内部布局约束，通过允许一定比例的干扰力矩提高了推力器的使用效率，降低了推进剂消耗，延长了卫星寿命。(6)本发明方法中的每个部件对推力器布局的约束条件，确定了卫星推力器的外部布局约束，通过允许一定推力器羽流对部件产生热影响提高了推力器的使用效率，降低了推进剂消耗，延长了卫星寿命。附图说明图1为本发明中推力器布局流程图；图2为本发明中推力器热影响模型；图3为本发明中推力器力影响模型；图4为本发明中卫星定点后所有天线展开工况；图5为本发明中卫星推力器布局初步位置与指向；图6为本发明中卫星推力器布局调整后位置与指向。具体实施方式(1)确定推力器布局使用的推力器规格，包括推力、推力器的羽流热影响模型、推力器的羽流力影响模型；确定推力器布局使用的推力器数量，推力器数量大于5个，小于17个。为与变轨发动机相区分，推力器定义为卫星上成组使用的小推力推力器，主要用于卫星变轨期间的卫星姿态控制，卫星在轨期间的轨道位置、卫星姿态控制。布局时推力器的基本属性包括推力器的羽流热影响模型、推力器的羽流力影响模型。卫星平台使用的推力器推力为f＝10n，推力器的羽流热影响模型如图2所示，推力器的推力影响模型如图3所示。为保持推力及力矩平衡，在设计阶段推力器一般设计为成对或成组使用，每对推力器可以完成一个位移方向的推力或一个转动方向的力矩。此卫星平台使用的推力器数量为14个，推力器代号为2a～8a、2b～8b。卫星轨道位置控制使用的推力器的代号及组合如表1所示，卫星姿态控制使用的推力器的代号及组合如表1所示。表1(2)建立卫星每个飞行阶段对推力器布局的约束条件。卫星推力器的使用从火箭将卫星送入转移轨道开始、经历星箭分离，转移轨道、卫星定点、卫星在轨、至卫星离轨结束。根据不同阶段的推力器使用工况，建立各工况下的推力器使用要求及约束条件。此卫星不同阶段推力器的使用工况如表2所示。表2阶段工况使用推力器火箭主动段管路排气2a5a6a3b4b7b星箭分离太阳搜索2b～8b转移轨道姿态控制2a～8a、2b～8b卫星定点天线展开无卫星在轨轨控、姿控2a～8a、2b～8b卫星离轨轨控、姿控2a～8a、2b～8b(3)建立卫星每个部件对推力器布局的约束条件。按步骤(2)中的卫星各工况，各部件在不同阶段进行分步展开。根据各部件收拢展开状态及附近推力器是否使用，建立卫星部件对推力器布局的约束条件。此卫星各工况卫星部件展开情况如图4～图6所示，卫星大部件展开时可能受影响的推力器如表3所示。表3阶段卫星大部件推力器影响火箭主动段天线3b星箭分离太阳翼6a7a6b7b转移轨道太阳翼6a7a6b7b卫星定点太阳翼、天线6a7a6b7b卫星在轨太阳翼、天线4a5a6a7a2b3b6b7b卫星离轨太阳翼、天线4a5a6a7a2b3b6b7b(4)根据步骤(2)和(3)进行推力器布局设计。确定每个推力器的位置和指向参数。推力器初步位置及指向如图5所示。(5)根据步骤(4)的设计结果，进行推力器布局干涉分析，推力器组合推力、力矩计算分析。推力器布局干涉分析主要考虑推力器的星上固定结构设计、推力器管路走向、推力器安装测试操作等合理性检查。推力器组合推力、力矩计算分析依据表1中的推力器组合进行。保证转移轨道阶段姿态控制推力器使用组合持续点火产生的姿态控制力矩大于轨控发动机产生的姿态干扰力矩的3倍，姿态控制推力器使用组合持续点火产生的姿态控制力矩大于产生的姿态干扰力矩的6倍；保证定点、卫星在轨、卫星离轨阶段姿态控制推力器使用组合持续点火产生的姿态控制力矩大于产生的姿态干扰力矩的6倍，轨道控制推力器使用组合持续点火产生的轨道控制力大于产生的轨道干扰力的8倍，产生的姿态控制干扰力矩小于姿态控制推力器使用组合持续点火产生的姿态控制力矩的1/10。按以上约束条件发现：1、轨控推力器组合推力计算满足要求，姿控推力器组合力矩计算满足要求；2、大型网状天线在卫星在轨阶段天线展开状态下与推力器15°半锥角范围干涉；调整推力器位置及指向参数后推力器布局如图6所示，进行推力器推力、力矩计算结果分析、推力器布局干涉性检查、推力器羽流与天线等大部件影响检查。检查结果如下：1，轨控推力器组合推力计算满足要求，姿控推力器组合力矩计算满足要求；2，星上大部件在卫星各阶段各工况下与力影响模型无干涉；3，天线在卫星转移轨道阶段天线收拢状态下与热影响模型干涉，干涉区域热流密度为1w/m2，此处推力器为短时间工作，干涉区域采用中温热控措施后，温度范围满足要求。通过迭代，最终得到满足卫星各阶段各工况条件下的轨控推力器组合推力、姿控推力器组合力矩、推力器羽流力影响、推力器羽流热影响等约束条件的推力器布局。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