本发明涉及航天器推进系统，具体地，涉及一种空间高性能轨控发动机推力矢量高精度调控方法及系统。

背景技术：

1、姿轨控发动机是航天器轨道及姿态调控的动力来源。在轨控发动机执行变轨任务时，由于发动机推力矢量和航天器几何轴线不严格重合可能形成侧向干扰力及干扰力矩影响航天器姿态。因此，在轨控发动机工作时，姿控发动机需要同时工作纠正航天器姿态。航天器到达特定轨道后，轨控发动机停止工作，航天器后续活动主要依靠姿控发动机进行航天活动。姿控发动机的寿命是航天器整体工作寿命的重要组成部分，因此在轨控发动机工作期间通过自身推力矢量高精度控制，尽量减少姿控发动机工作量，节约大量推进剂，对提高航天器整体的工作寿命及航天活动经济性具有重要意义。

2、但是，空间轨控发动机从零件到发动机需要经过多个工序，每个工序均可能引入累积误差导致发动机推力矢量偏差。因此，轨控发动机矢量调控是一个系统工程，需要在各影响因素环节进行逐级修正与调控，确保空间轨控发动机的推力矢量控制精度。纵观已有文献及专利等资料，未见一种系统性的从发动机零件状态至轨控发动机安装到航天器状态逐级控制提高推力矢量控制精度的方法。为弥补已有研究的不足，本技术提供了一种空间高性能轨控发动机推力矢量高精度调控技术，显著提升空间轨控发动机的推力矢量控制精度，提高航天任务的经济性。

3、专利文献cn113496062b公开了一种压强平稳约束下姿轨控发动机喉栓运动时序设计方法，包括：将姿轨控发动机各轨控喷管的阀门等效喉部面积总和设为定值，将阀门面积系数设定为各阀门的正弦调幅函数与各阀门的正弦调频函数的乘积；建立表征喉栓位置组合状态的遍历性指标；根据各阀门的正弦调频函数中各喉栓的运动频率确定设计变量以及目标函数；采用粒子群算法求解由代入归一化后各样本点的遍历性指标联立目标函数构成的实数优化问题，输出最优结果对应的各设计变量，代入正弦调频函数并采用插值法求解输出压强平稳约束下的喉栓运动方案，以及发动机各时刻推力矢量大小与方向。但该发明没有系统性的从发动机零件状态至轨控发动机安装到航天器状态逐级控制提高推力矢量控制精度。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种空间高性能轨控发动机推力矢量高精度调控方法及系统。

2、根据本发明提供的一种空间高性能轨控发动机推力矢量高精度调控方法，包括：

3、步骤s1：在推力室头部设置与航天器机架对接的安装结构；

4、步骤s2：令推力室身部燃烧室段及延伸段焊接满足同轴度与垂直度要求；

5、步骤s3：将推力室头部与身部焊接保证推力室头部与身部几何轴线同轴；

6、步骤s4：基于喷管几何轴线补充加工推力室安装结构；

7、步骤s5：基于补充加工安装结构后的推力室，令发动机热标试车实测推力矢量；

8、步骤s6：基于实测推力矢量，在航天器安装状态修正发动机推力矢量。

9、优选地，在所述步骤s1中：

10、在推力室头部设置与航天器机架对接的法兰盘安装结构，法兰盘安装孔数量选用范围为3至8个，法兰盘安装孔中至少设置一处腰型安装孔，腰型孔半圆直径与安装孔直径相同，腰型孔直线段长度为半圆直径的0.6至1.2倍；

11、在推力室头部零件状态，通过机械加工形成与航天器机架对接的法兰盘安装孔，并留有安装孔尺寸及形位公差返修的裕度量，在发动机推力室阶段再次对法兰盘安装结构进行返修；其中，裕度量大于等于1.5mm。

12、优选地，在所述步骤s2中：

13、以身部延伸段内型面确定身部延伸段轴线，以燃烧室段内型面确定身部燃烧室段轴线，两轴线满足同轴度要求；身部燃烧室段预留头部与身部焊接对接环面，同时保证对接面与身部延伸段轴线垂直度要求；

14、在身部燃烧室段与延伸段焊接过程中，通过工装调整身部燃烧室段与延伸段位置关系，保证延伸段几何轴线与燃烧室段几何轴线之间的同轴度精度要求在φ0.1mm至φ0.3mm范围内，延伸段几何轴线与头身焊接对接面垂直度精度要求在0.1mm至0.3mm范围内；身部燃烧室段与延伸段焊接采用真空电子束焊接，焊接过程中保持工装与身部之间的压紧状态；

15、在所述步骤s3中：

16、在推力室头部与身部焊接过程中，通过对头部与身部配合尺寸、平面度进行约束，初步保证头部与身部焊接体各部分的几何轴线满足同轴度要求。

17、优选地，在所述步骤s4中：

18、在推力室头部与身部焊接完成后，依据在推力室状态再次确定的喷管几何轴线对头部安装结构进行返修，借助喷管跳动测量芯轴工装确定喷管几何轴线，基于确定的喷管几何轴线，对头部安装面、安装孔及法兰内外圆进行返修，实现基于发动机安装面确认的发动机理论几何轴线与喷管几何轴线重合；

19、以喷管跳动测量芯轴在推力室状态再次确定喷管几何轴线，均匀测量芯棒8处以上的跳动量，8处跳动量值均在0.01mm至0.025mm范围内确定喷管几何轴线，以此为基准对推力室安装结构进行补充加工；在行位公差要求方面，保证推力室安装面与基准轴线的垂直度在0.03mm至0.07mm范围内，保证法兰外圆、内圆与基准的同轴度在φ0.02mm至φ0.06mm范围内，保证安装孔相对喷管轴线的位置度在φ0.1mm至φ0.2mm范围内；在粗糙度要求方面，保证安装面与法兰内圆的粗糙度不超过ra3.2，保证法兰外圆与安装孔内圆的粗糙度不超过ra6.3；法兰内圆外圆直径均取负公差，负公差下限为-0.03mm；

20、喷管几何轴线测试方法：将一体化机械加工成型的芯棒插入推力室身部，芯棒一端与身部的喉部段压紧，中间段与喷管延伸段内型面压紧，芯棒的另一端为一段直圆柱；微调芯棒位置保证：在直圆柱段上任意两处轴线位置进行该处圆的跳动度检查，每个圆周进行3处跳动度检查，两处圆周上各处的跳动度均不超过0.02mm，则说明芯棒与喷管同轴，以此确立喷管几何轴线。

21、优选地，在所述步骤s5中：

22、在轨控发动机热标试车过程中，测得发动机推力矢量的横移量及偏斜角指标，确定推力轴线与发动机理论几何轴线的偏差值；在轨控发动机热标试车过程中，对发动机进行旋转，保证发动机相对转台坐标系y轴夹角位置依次为0°、30°、60°、90°，基于4次点火数据封闭推力矢量的力矩方程组，得出发动机推力矢量参数。

23、优选地，在所述步骤s6中：

24、基于轨控发动机热标实测的发动机推力矢量信息，在发动机安装于航天器时进行推力矢量修正，在发动机安装于航天器时，通过在发动机与航天器机架安装面之间增设垫片、调整安装孔横向位置方式调整发动机安装状态，修正推力轴线与几何轴线偏差，最确保发动机推力矢量调控精度满足航天器轨控发动机推力矢量需求；所用发动机安装耳片和航天器安装面之间金属垫片材料的屈服极限为发动机耳片和航天器安装面材料强度大值的1.2倍至1.4倍。

25、根据本发明提供的一种空间高性能轨控发动机推力矢量高精度调控系统，包括：

26、模块m1：在推力室头部设置与航天器机架对接的安装结构；

27、模块m2：令推力室身部燃烧室段及延伸段焊接满足同轴度与垂直度要求；

28、模块m3：将推力室头部与身部焊接保证推力室头部与身部几何轴线同轴；

29、模块m4：基于喷管几何轴线补充加工推力室安装结构；

30、模块m5：基于补充加工安装结构后的推力室，令发动机热标试车实测推力矢量；

31、模块m6：基于实测推力矢量，在航天器安装状态修正发动机推力矢量。

32、优选地，在所述模块m1中：

33、在推力室头部设置与航天器机架对接的法兰盘安装结构，法兰盘安装孔数量选用范围为3至8个，法兰盘安装孔中至少设置一处腰型安装孔，腰型孔半圆直径与安装孔直径相同，腰型孔直线段长度为半圆直径的0.6至1.2倍；

34、在推力室头部零件状态，通过机械加工形成与航天器机架对接的法兰盘安装孔，并留有安装孔尺寸及形位公差返修的裕度量，在发动机推力室阶段再次对法兰盘安装结构进行返修；其中，裕度量大于等于1.5mm；

35、在所述模块m2中：

36、以身部延伸段内型面确定身部延伸段轴线，以燃烧室段内型面确定身部燃烧室段轴线，两轴线满足同轴度要求；身部燃烧室段预留头部与身部焊接对接环面，同时保证对接面与身部延伸段轴线垂直度要求；

37、在身部燃烧室段与延伸段焊接过程中，通过工装调整身部燃烧室段与延伸段位置关系，保证延伸段几何轴线与燃烧室段几何轴线之间的同轴度精度要求在φ0.1mm至φ0.3mm范围内，延伸段几何轴线与头身焊接对接面垂直度精度要求在0.1mm至0.3mm范围内；身部燃烧室段与延伸段焊接采用真空电子束焊接，焊接过程中保持工装与身部之间的压紧状态；

38、在所述模块m3中：

39、在推力室头部与身部焊接过程中，通过对头部与身部配合尺寸、平面度进行约束，初步保证头部与身部焊接体各部分的几何轴线满足同轴度要求。

40、优选地，在所述模块m4中：

41、在推力室头部与身部焊接完成后，依据在推力室状态再次确定的喷管几何轴线对头部安装结构进行返修，借助喷管跳动测量芯轴工装确定喷管几何轴线，基于确定的喷管几何轴线，对头部安装面、安装孔及法兰内外圆进行返修，实现基于发动机安装面确认的发动机理论几何轴线与喷管几何轴线重合；

42、以喷管跳动测量芯轴在推力室状态再次确定喷管几何轴线，均匀测量芯棒8处以上的跳动量，8处跳动量值均在0.01mm至0.025mm范围内确定喷管几何轴线，以此为基准对推力室安装结构进行补充加工；在行位公差要求方面，保证推力室安装面与基准轴线的垂直度在0.03mm至0.07mm范围内，保证法兰外圆、内圆与基准的同轴度在φ0.02mm至φ0.06mm范围内，保证安装孔相对喷管轴线的位置度在φ0.1mm至φ0.2mm范围内；在粗糙度要求方面，保证安装面与法兰内圆的粗糙度不超过ra3.2，保证法兰外圆与安装孔内圆的粗糙度不超过ra6.3；法兰内圆外圆直径均取负公差，负公差下限为-0.03mm；

43、喷管几何轴线测试方法：将一体化机械加工成型的芯棒插入推力室身部，芯棒一端与身部的喉部段压紧，中间段与喷管延伸段内型面压紧，芯棒的另一端为一段直圆柱；微调芯棒位置保证：在直圆柱段上任意两处轴线位置进行该处圆的跳动度检查，每个圆周进行3处跳动度检查，两处圆周上各处的跳动度均不超过0.02mm，则说明芯棒与喷管同轴，以此确立喷管几何轴线。

44、优选地，在所述模块m5中：

45、在轨控发动机热标试车过程中，测得发动机推力矢量的横移量及偏斜角指标，确定推力轴线与发动机理论几何轴线的偏差值；在轨控发动机热标试车过程中，对发动机进行旋转，保证发动机相对转台坐标系y轴夹角位置依次为0°、30°、60°、90°，基于4次点火数据封闭推力矢量的力矩方程组，得出发动机推力矢量参数；

46、在所述模块m6中：

47、基于轨控发动机热标实测的发动机推力矢量信息，在发动机安装于航天器时进行推力矢量修正，在发动机安装于航天器时，通过在发动机与航天器机架安装面之间增设垫片、调整安装孔横向位置方式调整发动机安装状态，修正推力轴线与几何轴线偏差，最确保发动机推力矢量调控精度满足航天器轨控发动机推力矢量需求；所用发动机安装耳片和航天器安装面之间金属垫片材料的屈服极限为发动机耳片和航天器安装面材料强度大值的1.2倍至1.4倍。

48、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

49、1、本发明提出了一种自发动机零件状态至发动机整机安装于航天器状态逐级进行空间高性能轨控发动机推力矢量高精度调控的技术，显著提高发动机推力矢量调控精度；

50、2、本发明通过优化轨控发动机推力矢量调控精度，降低航天器轨道转移期间姿控发动机工作量及推进剂耗量，延长航天器在轨工作寿命，提高航天活动经济性；

51、3、本发明适用性广，可用于百n级到吨级轨控发动机的推力矢量高精度调控。