[发明专利]在安装方案条件下航天器变轨发动机干扰力矩计算方法

摘要

在安装方案条件下航天器变轨发动机干扰力矩计算方法，首先定义各个坐标系，根据安装方案给出的ZN轴在卫星机械坐标系CS的方向角，估算XN和YN轴在卫星机械坐标系中方向角。在发动机本体坐标系CEB坐标系下，计算发动机推力矢量FEB和作用点位置矢量然后在发动机安装坐标系CEI下发动机推力矢量FEI和发动机安装法兰理论圆心A到发动机推力矢量作用点P的向量从而求得作用点位置向量最后计算航天器变轨发动机干扰力矩，并根据力矩增加航天器配重或调整发动机指向，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。

主权项

在安装方案条件下航天器变轨发动机干扰力矩计算方法，其特征在于步骤如下：(1)定义航天器机械坐标系CS、航天器质心坐标系CC、发动机本体坐标系CEB、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共计六个坐标系，并确定各个坐标系之间的相对关系；所述航天器机械坐标系CS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；所述航天器质心坐标系CC由所述航天器机械坐标系CS平移得到，航天器质心坐标系CC的原点位于航天器质心；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，XEB轴正方向与航天器机械坐标系ZS轴正方向一致，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XS轴正方向一致；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，ZM轴正方向与XEB轴的负方向一致，XM轴正方向与CEB坐标系下XEB轴正方向之间的夹角为0°，YM轴正方向与YEB轴正方向之间的夹角为0°；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，ZN轴的正方向沿发动机的几何轴线指向喷口方向，已知条件仅提供了ZN轴在卫星机械坐标系CS中方向角，XN和YN轴在卫星机械坐标系中方向角尚待求解，XN轴和YN轴所在平面与精测镜的镜面共面；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CN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；(2)已知条件提供了ZN轴在卫星机械坐标系CS的方向角(ZN轴与XS轴、YS轴、ZS轴的方向角分别为)，仅缺少XN和YN轴在卫星机械坐标系中方向角，需要首先估算XN和YN轴在CS中方向角，从而求解根据坐标变换原理，如果仅满足ZN轴在卫星机械坐标系CS中方向角的条件，绕ZN轴的任意坐标系均可；由于ZN轴与XS轴、YS轴、ZS轴的方向角分别为根据坐标系相互关系，ZN轴与XM轴、YM轴、ZM轴的方向角分别为根据坐标变换原理，具体由公式：RNS=RMSRNM]]>给出，式中，RMS为从发动机精测镜本体坐标系CM到卫星机械坐标系CS的坐标变换矩阵，具体由公式：给出；欲使发动机精测镜本体坐标系CM旋转后得到的新坐标系CN的坐标轴ZN与法线坐标系CN各坐标轴方向相同，如下2种方法可以实现：方法1：先绕+XM轴旋转角度成为OMXMYMZM，即，OMXMYNZM，然后再绕YM轴旋转成为坐标系OMXNYNZN(CN)，则按照该旋转顺序，RMN具体由公式：给出；根据坐标变换性质，RNM具体由公式：RNM=(RMN)T]]>给出；方法2：先绕YM轴旋转成为OMXMYMZM，即，OMXNYMZM，然后再绕+XM轴旋转角度成为坐标系OMXNYNZN(CN)，则按照该旋转顺序，RMN具体由公式：给出；根据坐标变换性质，RNM具体由公式：RNM=(RMN)T]]>给出；(3)根据预先给定的推力矢量偏斜角α、推力矢量横移位置角β、推力矢量偏斜位置角γ和推力矢量作用点P的横移量δ，在发动机本体坐标系CEB坐标系下，计算发动机推力矢量FEB和作用点位置矢量具体由公式：FEB＝F(cosα sinαcosγ sinαsinγ)T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在YEBOEBZEB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δ为推力作用点距坐标原点OEB的距离；(4)根据步骤(3)中计算的发动机推力矢量FEB和作用点位置矢量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OS到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的向量具体由公式：FEI=REBEIFEB]]>给出，式中，为在发动机安装坐标系CEI下，发动机推力作用点位置矢量，具体由公式：给出；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，也是即从发动机本体坐标系CEB(局部坐标系)到发动机精测镜本体坐标系CM的坐标变换矩阵；具体由公式：为航天器机械坐标系CS原点OS到发动机喷口理论圆心B的向量；为在航天器机械坐标系CS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；具体由公式：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，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；(5)利用步骤(4)中的结果，计算航天器机械坐标系CS下，发动机推力矢量FS和作用点位置向量(6)根据步骤(5)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；(7)若步骤(6)中的干扰力矩超过预先设定的阈值(通常，东四平台卫星要求：|Mx|≤4.87N.m，|My|≤4.87N.m，|Mz|≤0.1N.m,即在质心坐标系下，X轴和Y轴方向干扰力矩值均不超过4.87N.m，Z轴方向干扰力矩值均不超过0.1Nm)，则需要通过调整发动机指向或者增加航天器配重，重复步骤(3)～步骤(5)，直至干扰力矩不超过预先设定的阈值。