基于向量理论的航天器变轨发动机干扰力矩计算方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种航天器变轨发动机干扰力矩计算方法，特别是一种基于向量理论 的航天器变轨发动机干扰力矩计算方法，属于航天器总体设计领域。
【背景技术】
[0002] 航天器变轨发动机干扰力矩的计算结果，是决定航天器布局的重要依据，也是检 验是否满足运载和控制分系统设计指标的依据。由于航天器质心偏差、发动机推力矢量偏 差及总装偏差，导致发动机点火期间会产生干扰力矩。
[0003] 在航天器总装阶段，航天器总体根据发动机研制单位提供的热标数据，需提出发 动机的安装要求。变轨期间的干扰力矩越小越好。
[0004] 以往在计算干扰力矩时，由于计算过程比较复杂，以往的做法是按照发动机热标 参数和发动机安装的理论参数计算出近似值，而未建立精确的数学模型并根据精测数据计 算出精确值。然而，通过比较发现，近似值可能存在较大的偏差。
[0005] 所以，有必要研究航天器变轨发动机干扰力矩的精确计算方法。通过本发明提供 的方法，设计师能够精确计算航天器变轨发动机干扰力矩的大小，避免变轨期间发动机干 扰力矩不满足运载和控制分系统设计指标。
【发明内容】
[0006] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于向量理论的航 天器变轨发动机干扰力矩计算方法，针对航天器变轨发动机干扰力矩计算过程，根据各个 坐标系之间的相对关系，推导出各个坐标系的转换矩阵，提出基于向量理论的计算方法，建 立精确的数学模型，实现了航天器变轨发动机干扰力矩的精确计算，提高了航天器变轨发 动机干扰力矩的精确度，最大程度上满足了航天器变轨发动机干扰力矩计算的需求。
[0007] 本发明的技术解决方案是：基于向量理论的航天器变轨发动机干扰力矩计算方 法，步骤如下：
[0008] (1)定义航天器机械坐标系Cs、航天器质心坐标系Ce、发动机本体坐标系C eb、发动 机精测镜本体坐标系CM、发动机精测镜镜面与法线坐标系Cn和发动机安装坐标系Cei，并确 定各个坐标系之间的相对关系；
[0009] 所述航天器机械坐标系(^的原点位于卫星与运载火箭的机械分离面内，且与机械 分离面内基准定位销所组成理论圆的圆心重合，Xs轴正方向从坐标原点指向航天器东板，Ys轴正方向从坐标原点指向航天器南板，Zs轴满足右手定则；
[0010] 所述航天器质心坐标系Cc由所述航天器机械坐标系(^平移得到，航天器质心坐标 系Ce的原点位于航天器质心；
[0011] 所述发动机本体坐标系Ceb的坐标原点位于发动机安装法兰的理论圆心A，X ^轴 正方向与航天器机械坐标系Zji正方向一致，Yeb轴正方向与航天器机械坐标系Ys轴负方 向一致，Zeb轴正方向与航天器机械坐标系Xji正方向一致；
[0012] 所述发动机精测镜本体坐标系Cm的坐标原点位于发动机喷口理论圆心B，Z M轴正 方向与Xeb轴的负方向一致，Xm轴正方向与Ceb坐标系下Xe^正方向之间的夹角为θ°，Y M轴正方向与Yeb轴正方向之间的夹角为θ° ;
[0013] 所述发动机精测镜镜面与法线坐标系Cn由发动机精测镜本体坐标系Cm旋转得到， 发动机精测镜镜面与法线坐标系Cn的坐标原点位于发动机喷口理论圆心B，Z Ν轴的正方向 沿发动机的几何轴线指向喷口方向，Xn轴和Yn轴所在平面与精测镜的镜面共面；
[0014] 所述发动机安装坐标系Cei由发动机精测镜镜面与法线坐标系C N平移得到，发动 机安装坐标系Cei的坐标原点与安装法兰的理论圆心A重合；
[0015] (2)根据预先给定的推力矢量偏斜角α、推力矢量Fv横移位置角β、推力矢量# 偏斜位置角γ和推力矢量作用点P的横移量S，在发动机本体坐标系cEB坐标系下，计算 发动机推力矢量feb和作用点位置矢量;
[0016] 具体由公式
[0019] 给出，式中，F为发动机推力，推力矢量偏斜角α为发动机Xeb轴正方向与推力矢 量F之间的锐角；推力矢量横移位置角β为Yeb轴正方向与推力矢量F在YebOebZ eb平面投 影之间的夹角，推力矢量偏斜位置角γ为Yeb轴与之间的夹角，推力矢量横移量S 为推力作用点距坐标原点(^的距离；
[0020] (3)根据步骤（2)中计算的发动机推力矢量Feb和作用点位置矢量(O eeP)ai，计算 发动机安装坐标系Cei下发动机推力矢量Fei、航天器机械坐标系Cs下坐标原点Oglj发动机 安装法兰理论圆心A的向量和航天器机械坐标系Cs下发动机安装法兰理论圆心A 到发动机推力矢量作用点P的向；
[0021] 具体由公式：
[0025] 给出，式中，(OhlP)u为在发动机安装坐标系C ei下，发动机推力作用点位置矢量； RiL为从发动机本体坐标系Ceb到发动机安装坐标系Cei的坐标变换矩阵；
[0026] 为航天器机械坐标系CJI点1到发动机喷口理论圆心B的向量;{BA)S% 在航天器机械坐标系(；下，发动机喷口理论圆心B到发动机安装法兰理论圆心A的向量；
[0027] (4)利用步骤（3)中的结果，计算航天器机械坐标系CVf，发动机推力矢量FjP 作用点位置向量
[0028] (5)根据步骤（4)中的结果，以及航天器机械坐标系Cs下变轨发动机点火时航天 器质心的位置向量5计算推力矢量F对航天器质心Oc的力矩M，即为航天器变轨发 动机干扰力矩；
[0029] (6)若步骤（5)中的干扰力矩大于预先设定的阈值，则增加航天器配重或调整发 动机指向，重复步骤（3)~步骤（5)，直至干扰力矩小于等于预先设定的阈值。
[0030] 所述发动机本体坐标系Ceb和发动机精测镜本体坐标系C M均为局部坐标系。
[0031] 所述发动机精测镜镜面与法线坐标系Cn由发动机精测镜本体坐标系Cm旋转得到， 旋转的角度小于等于3°。
[0032] 所述步骤⑶中|；H)V具体由公式：
[0034] 给出，其中、为发动机精测镜镜面与法线坐标系Cn下，发动机喷口理论圆心 B到发动机安装法兰理论圆心A的向量，Eg为预先给定的发动机精测镜镜面与法线坐标系 Cn到航天器机械坐标系Cs的坐标变换矩阵。
[0035] 所述（似)、具体由公式：
[0037] 给出；IbaI为预先给定的发动机喷口理论圆心B至安装法兰理论圆心A距离。 [0038] 所述步骤（3)中的(〇,,/%具体由公式：
[0040] 给出。
[0041] 所述步骤（4)中利用步骤（3)中的结果，计算航天器机械坐标系CVf，发动机推 力矢量Fs和作用点位置向量，具体由公式：
[0044] 给出，式中，Rl1为从发动机安装坐标系Cei到航天器机械坐标系C s的坐标变换矩 阵，具体由公式：
[0046] 给出，式中，R&为从发动机安装坐标系Cei到发动机精测镜镜面与法线坐标系C N 的坐标变换矩阵，具体由公式：
[0048] 给出。
[0049] 所述步骤（5)根据步骤⑷中的结果，以及航天器机械坐标系(；下变轨发动机点 火时航天器质心的位置向量(^"^1，计算推力矢量F对航天器质心Oc的力矩M，即为航天 器变轨发动机干扰力矩；
[0050] 具体由公式：
[0052] 给出。
[0053] 本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0054] (1)本发明针对航天器变轨发动机干扰力矩问题，由于计算过程比较复杂，以往利 用发动机热标参数和发动机安装的理论参数（非精测值）计算出近似值，与精确值之间可 能存在较大的偏差，针对航天器变轨发动机干扰力矩计算过程，提出了基于向量理论的计 算方法，建立了精确的数学模型，利用发动机热标数据、发动机精测数据、航天器质量特性， 实现了航天器变轨发动机干扰力矩的精确计算；
[0055] (2)本发明基于航天器的安装关系和自身结构建立了六个坐标系，并且根据六个 坐标系之间的转换关系，在不同的坐标系之间完成精确数学模型的建立，基于此建立的数 学模型更加准确和直观。
【附图说明】
[0056] 图1为本发明所涉及方法的流程图；
[0057] 图2为发动机本体坐标系与航天器机械坐标系示意图；
[0058] 图2中，Xs、Ys、Zs为航天器机械坐标系的坐标轴，X、Y、Z为发动机坐标系的坐标 轴；
[0059] 图3为发动机在发动机支架上的安装示意图；
[0060] 图4为发动机与发动机支架之间紧固件安装示意图；
[0061] 图5为发动机热标参数在发动机坐标系下的空间示意图；
[0062] 图6为各定义坐标系的相对关系图；
[0063] 图7为变轨发动机坐标系示意图；
[0064] 图8为力矩计算