[发明专利]并联贮箱非等压气垫推进剂加注量及卫星质心确定方法

说明书

本发明涉及并联贮箱非等压气垫推进剂加注量及卫星质心确定方法，步骤包括：通过试验、测试及仿真，获取输入参数；开展平衡加注，获得平衡加注时每台贮箱的推进剂加注质量、推进剂质心及发射状态的卫星质心坐标；计算非平衡加注时的质心调节能力，依次获得每台贮箱按照最大填充质量加注时，每台贮箱的推进剂加注质量、推进剂质心及发射状态的卫星质心坐标；计算发动机推力矢量与卫星质心处XY平面的交点；基于确定的推进剂加注量、气垫压力及卫星质心，进行推进剂及氦气加注以及后续在轨操作。本发明引入了卫星质心关系图，可以形象地显示不同时刻卫星质心与约束条件的位置关系，便于理解并快速指导工程应用。

技术领域

本发明涉及并联贮箱非等压气垫推进剂加注量及卫星质心确定方法，属于导弹系统总体技术领域。

背景技术

推进剂加注量及卫星质心设计是在完成卫星所有总装工作之后、卫星发射之前的重要工作。卫星发射状态时液体推进剂的重量占比较高，例如地球同步轨道卫星推进剂重量占比约40％。因此推进剂加注也会显著影响卫星发射状态时的质量特性(例如重量、质心位置等)，所以卫星推进剂加注量计算和卫星质心位置确定是联合开展的。发射时不同的质量特性会进一步影响发射主动段的运载火箭飞行安全性以及星箭分离时卫星姿态稳定性等。

以往双组元化学推进系统卫星均采用单种推进剂由单台贮箱装填的方案。推进剂加注量及卫星质心设计较为简单，根据化学推进分系统混合比分配完氧化剂和燃烧剂各自的加注量后，也即完成了各台贮箱的加注量计算，在贮箱位置已提前设计好的情况下，卫星发射时的质心也随着加注量的确定而确定。并且自卫星发射至卫星开始变轨时无法再调整每台贮箱内的推进剂质量。

近年来随着卫星推进剂携带量增加及卫星构型优化，越来越多的双组元化学推进系统卫星采用了并联贮箱方案，即氧化剂和燃烧剂各装填在2台贮箱，在轨时2台贮箱同时向外排放推进剂。相比于单种推进剂由单台贮箱装填，并联贮箱的推进剂加注量及卫星质心设计更加复杂。除了确定氧化剂和燃烧剂的加注量外，还需要分配同种推进剂在2台并联贮箱之间的重量。并且多台贮箱的不同的装填量对卫星发射时的质心影响也更加复杂多变。

现有技术中，有的技术并没有定量建立加注量、初始质心、发动机干扰力矩三者之间关系，即没有给出通过减小卫星初始质心的偏移量而减小变轨段的干扰力矩的具体的定量设计方法。有的技术虽然定量计算了干扰力矩，但是认定了卫星发射时的初始质心即变轨过程中的初始质心，即没有考虑卫星发射时刻与变轨初始时刻两种状态时卫星质量特性的差异。有的技术仅考虑了独立控制发射时每个贮箱内的推进剂加注量，并没有考虑贮箱气垫的加注压力对推进剂质量、卫星质心的调节能力。

卫星贮箱在发射时不会100％装填液体推进剂，而是预留一小部分容积填充低密度惰性气体(例如氦气)作为气垫。气垫有两部分作用：一是作为易压缩物质吸收贮箱内液体热胀冷缩变化的体积以使贮箱压力安全，二是形成挤压力使贮箱向外不间断排放推进剂。卫星的贮箱一般有上下两个端口，下端口加注和向外排放推进剂，上端口用来向贮箱内加注气体。并联贮箱推进系统中每台贮箱的每个端口都会设置阀门，所以，除了可以独立控制每台贮箱的推进剂加注量之外，类似地也可以通过每台贮箱的上端口阀门独立控制气体出入通断，达到每台贮箱不同气垫的加注压力的目的。

卫星发射时的质量特性设计与卫星变轨时的质量特性设计需要考虑的约束条件是不同的。前者需要满足运载火箭飞行安全性约束，以及星箭分离时卫星姿态稳定性约束(卫星质心偏差越大，星箭分离装置推出卫星后的卫星角速度偏差越大，卫星建立稳定姿态的难度越大)。后者需要满足卫星变轨时的姿态稳定性约束(主要与轨控发动机的干扰力矩，即发动机推力矢量对卫星质心的力矩有关)。

传统的单种推进剂由单台贮箱装填的卫星的质心调整只能通过增加及变化配重块位置来实现。而对于并联贮箱卫星而言，除了使用传统的配重块外，推进剂类似一种游动的、虚拟的“配重”，可通过同种推进剂在2台并联贮箱之间不同的分配重量，在一定范围内调整卫星的质心。而且合理地设计贮箱气垫压力以及在合适的时机开启相关阀门，可以使这种游动的、虚拟的“配重”可以在轨实时地、受控地调整其位置和重量以进一步调整卫星的质心。