[发明专利]一种卫星轨控发动机安装参数确定方法

说明书

技术领域

本发明属于卫星总体设计领域，涉及一种卫星轨控发动机安装参数的优化设计方法。

背景技术

卫星轨控发动机用于星箭分离后，为卫星转移轨道变轨提供推力。由于发动机推力矢量和卫星质心存在偏差，因此在发动机点火期间会产生干扰力矩，而干扰力矩将直接影响卫星的姿态控制和姿控推进剂的消耗。

目前，国内卫星轨控发动机的安装，已经历了多颗东三、东四平台卫星在轨验证，方法已较为成熟。这种现行的发动机安装方法，仅考虑了发动机热标结果中的推力方向因素，未考虑发动机热标结果中的推力作用点平移和卫星变轨期间质心变化情况。这将导致卫星轨控发动机安装后，其安装方位不是最优，且在干扰力矩较大时，还需要额外进行配重，以使控制干扰力矩满足要求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种卫星轨控发动机安装参数的优化确定方法，可以显著减小卫星变轨期间干扰力矩的影响，节省变轨期间姿控推进剂的消耗量，延长卫星在轨寿命。同时，可减少卫星配重量或者使得卫星不配重，提高卫星有效载荷的重量。

本发明的技术解决方案是：一种卫星轨控发动机安装参数确定方法，采用发动机精测镜法线-O_mZ_m分别与卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴的夹角α_E、β_E、γ_E以及发动机精测镜中心O_m在卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴上的坐标x_E、y_E、z_E来确定发动机的安装位置，其中：[α_E β_E γ_E]=arccos(j·R)，[x_E y_E z_E]=J·R+S+[0 0 D]，S=A-A·R，j=[0 0 -1]，J=[0 0 -d]，R=cosθI+(1-cosθ)eTe-sinθE~,I=100010001,E~=0-ezeyez0-ex-eyex0,]]>e=exeyez=F0×F1|F0×F1|,]]>θ=arccos(F₀·F₁)，F1=AC|AC|,]]>AC=(C-[0 0 D])-A，F₀=[sinαsinγ -sinαcosγ cosα]，A=[δsinβ -δcosβ 0]，C=[x₀ y₀ z₀]，x(t)、y(t)、z(t)分别为卫星质心在卫星机械坐标系下O_scX_sc轴、O_scY_sc轴、O_scZ_sc轴坐标随轨控发动机在轨工作时间t的变化函数，T为发动机在轨总工作时间，α为发动机推力F与发动机本体坐标系OZ轴的夹角，β为发动机本体坐标系原点O与发动机推力作用点A点之间的连线与发动机本体坐标系OX轴之间的夹角，γ为发动机推力F在发动机本体坐标系XOY平面内的投影与卫星本体坐标系OX轴之间夹角，δ为发动机推力作用点A点到发动机本体坐标系原点O的距离，D为发动机安装支架的下端安装端面与卫星下端框分离面的理论距离，d为发动机法兰平面与发动机精测镜中心的理论距离；所述的卫星机械坐标系原点O_sc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，O_scX_sc轴与卫星东板理论法线平行且正方向与东板外法线方向一致，O_scY_sc轴与卫星南板理论法线平行且正方向与南板外法线方向一致，O_scZ_sc轴垂直于卫星与运载火箭的连接分离面且其正方向从原点指向对地板；所述的发动机本体坐标系原点O位于发动机法兰平面内，理论上发动机安装后未调整前与卫星机械坐标系原点O_sc沿O_scZ_sc方向平移D后的坐标位置重合，OX轴与O_scX_sc轴平行且方向相同，OY轴与O_scY_sc轴平行且方向相同，OZ轴与O_scZ_sc轴一致且方向相同；所述的发动机精测镜法线-O_mZ_m与发动机本体坐标系的OZ轴平行，方向相反；所述的发动机精测镜中心O_m理论上与发动机本体标系原点O沿OX轴相反方向平移d后的坐标位置重合。