大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法技术

本发明专利技术公开了一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，该方法包括如下步骤：建卫星本体坐标系O‑XYZ，确定轨控推力器和姿控推力器的布局面为星箭分离面即‑Z面；确定轨控推力器的个数和布局；确定姿控推力器配置和布局。本发明专利技术克服了传统推力器布局和配置方法在大型纵轴对地微波天线载荷卫星上的布局空间受限、轨控推力器使用率低、与质心相对位置要求高的缺点。

Configuration method of thruster configuration for large vertical axis ground microwave antenna payload satellite

The invention discloses a large longitudinal axis of the microwave antenna satellite thruster layout method, the method comprises the following steps: O XYZ built satellite coordinates, to determine the separation surface Z layout plane orbit control and attitude control thruster thruster; determine the number and orbit control thruster layout; determine the attitude control thruster configuration and layout. The invention overcomes the disadvantages of the traditional thruster layout and configuration method in the layout space of the large longitudinal axis ground microwave antenna load satellite, the low utilization ratio of the rail controlled thruster, and the high relative position with the center of mass.

【技术实现步骤摘要】
大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法
本专利技术属于微波遥感卫星总体设计领域，尤其涉及一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法。
技术介绍
近年来随着航天器有效载荷技术的飞速发展，大型纵轴对地微波天线(单翼长度大于5米，双翼长度大于10米的平面微波天线或直径大于10米的抛物面天线)由于其高分辨率、多极化、多种工作模式等特性，在微波遥感领域得到了越来越多的应用，但是，在卫星星表空间有限的情况下，载荷面积的增大导致卫星推力器布局空间受限，针对大惯量、多模式微波遥感卫星喷气控制的推力器组合设计难度大。传统的推力器配置主要有1N、20N和5N、20N两种配置组合，推力器在星体多个面均有布置，传统的推力器配置和布局方法用于大型纵轴对地微波天线载荷有以下缺点：布局分散，占用多个星体表面，在大型纵轴对地微波天线载荷卫星布局空间有限的情况下不适用，如我国某在轨卫星，太阳翼压紧到±Y，SAR天线压紧到±X，星表面积占用率大；根据在轨使用情况，20N轨控发动机初轨调整完成后，在卫星寿命期间基本不再使用，使用率低；20N推力器的安装对与质心的相对位置要求较高，要求推力器轴线通过卫星质心，而对于大型纵轴对地微波天线载荷卫星，由于可布局空间受限，再综合考虑羽流干扰等因素，因此在装载大型纵轴对地微波天线的微波遥感卫星上，20N推力器作为轨控推力器已不适用，需要研究新的推力器配置与安装方式；卫星纵轴对地飞行，SAR天线和太阳翼展开后占用空间大，布局困难；推力器布局在舱板内，影响整星外热流；20N推力器基频与微波天线基频接近，在喷气时容易引起天线共振，发生姿态抖动；在轨发生天线展开故障的情况时，卫星质心发生改变，20N推力器喷气引起的干扰力矩会显著增大；由于具有1N、20N和5N、20N两种推力器配置，产品状态不统一，给推力器标定工作以及产品状态管理增加了工作量。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，克服了传统推力器布局和配置方法在大型纵轴对地微波天线载荷卫星上的布局空间受限、轨控推力器使用率低、与质心相对位置要求高的缺点。本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：构建卫星本体坐标系O-XYZ，确定轨控推力器和姿控推力器的布局面为星箭分离面即-Z面；步骤二：确定轨控推力器的个数和布局:根据卫星负偏置量、轨道角速度和轨道半长轴得到第一卫星速度增量，根据卫星轨道倾角调整量、轨道角速度、推力效率因子和变轨位置相位得到第二卫星速度增量，判断第一卫星速度增量和第二卫星速度增量的大小，选取大者为卫星速度增量，根据卫星速度增量得到卫星的冲量，根据卫星的冲量、安装推力器的干扰力矩大和喷气时长得到第五轨控推力器、第六轨控推力器、第七轨控推力器和第八轨控推力器；其中，第五轨控推力器和第六轨控推力器为一组，并设置于星箭分离面的一个短边的中心位置；第七轨控推力器和第八轨控推力器为一组，并设置于星箭分离面的另一个短边的中心位置；步骤三：确定姿控推力器配置和布局：确定绕卫星本体X、Y、Z三个轴转动所需要提供的最大力矩，根据最大力矩、卫星质心位置和布局面大小得到绕X、Y、Z三个轴机动的第一姿控推力器、第二姿控推力器、第三姿控推力器、第四姿控推力器、第九姿控推力器、第十姿控推力器、第十一姿控推力器、第十二姿控推力器、第十三姿控推力器、第十四姿控推力器、第十五姿控推力器和第十六姿控推力器，其中，第一姿控推力器和第二姿控推力器为一组，第三姿控推力器和第四姿控推力器为一组，第一姿控推力器和第二姿控推力器设置于星箭分离面的一个长边的中心位置，第三姿控推力器和第四姿控推力器设置于星箭分离面的另一个长边的中心位置；第九姿控推力器和第十姿控推力器为一组，并设置于星箭分离面的第一个顶点位置；第十一姿控推力器和第十二姿控推力器为一组，并设置于星箭分离面的第二个顶点位置；第十三姿控推力器和第十四姿控推力器为一组，并设置于星箭分离面的第三个顶点位置；第十五姿控推力器和第十六姿控推力器为一组，并设置于星箭分离面的第四个顶点位置。上述大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法中，在步骤一中，构建卫星本体坐标系O-XYZ包括：以卫星本体的质心为坐标原点；过坐标原点，垂直于星箭分离面的方向为Z轴；过坐标原点，位于星箭分离面内，指向卫星正常飞行方向为X轴；位于星箭分离面内，与X轴、Z轴构成右手系的为Y轴。上述大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法中，在步骤二中，第一卫星速度增量的公式如下：ΔV1＝Δa×V/2a，其中，ΔV1为第一卫星速度增量，Δa为卫星负偏置量，V为轨道角速度，a为轨道半长轴。上述大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法中，在步骤二中，第二卫星速度增量的公式如下：其中，ΔV2为第一卫星速度增量，Δi为卫星轨道倾角调整量，η为推力效率因子，V为轨道角速度，μ0为变轨位置相位。上述大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法中，在步骤二中，卫星的冲量的公式如下：Δl＝m·ΔV，其中，Δl为卫星的冲量，m为卫星质量，ΔV为卫星速度增量。上述大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法中，在步骤二中，第五轨控推力器、第六轨控推力器、第七轨控推力器和第八轨控推力器的冲力均为5N。上述大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法中，在步骤三中，第一姿控推力器、第二姿控推力器、第三姿控推力器、第四姿控推力器、第九姿控推力器、第十姿控推力器、第十一姿控推力器、第十二姿控推力器、第十三姿控推力器、第十四姿控推力器、第十五姿控推力器和第十六姿控推力器的冲力均为5N。本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：(1)本专利技术的推力器布局集中，只占用星体的一个面，解决了大型纵轴对地微波天线的载荷卫星布局空间有限的问题；(2)本专利技术的轨控推力器在初期轨道调整完成后同时也可以作为姿控推力器，提高了推力器使用率；(3)本专利技术安装对于与星体质心的相对位置要求低，增强了布局便利性，且降低了由于安装位置引起的推力器输出力矩误差；(4)在轨若发生展开故障，引起整星质心偏移，推力器对称安装，降低由于质心偏移引起的推力器喷气干扰力矩；(5)对于大型天线载荷卫星，转动惯量大，使用推力器可以提供较大的力矩，满足大转动惯量卫星的大角度姿态机动使用需求，包络较大；(6)只配置5N推力器，提高了卫星的产品状态统一程度，增强了星上产品管理的便捷性。附图说明图1是本专利技术的卫星本体坐标系的构建示意图；图2是本专利技术的星箭分离面的推力器安装效果图；图3是本专利技术的卫星速度变化规律的示意图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术作进一步详细说明：本专利技术提供了一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，该大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法包括如下步骤：步骤一：构建卫星本体坐标系O-XYZ，确定轨控推力器和姿控推力器的布局面为整星星箭分离面即-Z面；步骤二：确定轨控推力器的个数和布局:根据卫星负偏置量、轨道角速度和轨道半长轴得到第一卫星速度增量，根据卫星轨道倾角调整量、轨道角速度、推力效率因子和变轨位置相位得到第二本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤一：构建卫星本体坐标系O‑XYZ，确定轨控推力器和姿控推力器的布局面为星箭分离面即‑Z面；步骤二：确定轨控推力器的个数和布局:根据卫星负偏置量、轨道角速度和轨道半长轴得到第一卫星速度增量，根据卫星轨道倾角调整量、轨道角速度、推力效率因子和变轨位置相位得到第二卫星速度增量，判断第一卫星速度增量和第二卫星速度增量的大小，选取大者为卫星速度增量，根据卫星速度增量得到卫星的冲量，根据卫星的冲量、安装推力器的干扰力矩大和喷气时长得到第五轨控推力器(5)、第六轨控推力器(6)、第七轨控推力器(7)和第八轨控推力器(8)；其中，第五轨控推力器(5)和第六轨控推力器(6)为一组，并设置于星箭分离面的一个短边的中心位置；第七轨控推力器(7)和第八轨控推力器(8)为一组，并设置于星箭分离面的另一个短边的中心位置；步骤三：确定姿控推力器配置和布局：确定绕卫星本体X、Y、Z三个轴转动所需要提供的最大力矩，根据最大力矩、卫星质心位置和布局面大小得到绕X、Y、Z三个轴机动的第一姿控推力器(1)、第二姿控推力器(2)、第三姿控推力器(3)、第四姿控推力器(4)、第九姿控推力器(9)、第十姿控推力器(10)、第十一姿控推力器(11)、第十二姿控推力器(12)、第十三姿控推力器(13)、第十四姿控推力器(14)、第十五姿控推力器(15)和第十六姿控推力器(16)，其中，第一姿控推力器(1)和第二姿控推力器(2)为一组，第三姿控推力器(3)和第四姿控推力器(4)为一组，第一姿控推力器(1)和第二姿控推力器(2)设置于星箭分离面的一个长边的中心位置，第三姿控推力器(3)和第四姿控推力器(4)设置于星箭分离面的另一个长边的中心位置；第九姿控推力器(9)和第十姿控推力器(10)为一组，并设置于星箭分离面的第一个顶点位置；第十一姿控推力器(11)和第十二姿控推力器(12)为一组，并设置于星箭分离面的第二个顶点位置；第十三姿控推力器(13)和第十四姿控推力器(14)为一组，并设置于星箭分离面的第三个顶点位置；第十五姿控推力器(15)和第十六姿控推力器(16)为一组，并设置于星箭分离面的第四个顶点位置。...

【技术特征摘要】
1.一种大型纵轴对地微波天线载荷卫星的推力器配置布局方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤一：构建卫星本体坐标系O-XYZ，确定轨控推力器和姿控推力器的布局面为星箭分离面即-Z面；步骤二：确定轨控推力器的个数和布局:根据卫星负偏置量、轨道角速度和轨道半长轴得到第一卫星速度增量，根据卫星轨道倾角调整量、轨道角速度、推力效率因子和变轨位置相位得到第二卫星速度增量，判断第一卫星速度增量和第二卫星速度增量的大小，选取大者为卫星速度增量，根据卫星速度增量得到卫星的冲量，根据卫星的冲量、安装推力器的干扰力矩大和喷气时长得到第五轨控推力器(5)、第六轨控推力器(6)、第七轨控推力器(7)和第八轨控推力器(8)；其中，第五轨控推力器(5)和第六轨控推力器(6)为一组，并设置于星箭分离面的一个短边的中心位置；第七轨控推力器(7)和第八轨控推力器(8)为一组，并设置于星箭分离面的另一个短边的中心位置；步骤三：确定姿控推力器配置和布局：确定绕卫星本体X、Y、Z三个轴转动所需要提供的最大力矩，根据最大力矩、卫星质心位置和布局面大小得到绕X、Y、Z三个轴机动的第一姿控推力器(1)、第二姿控推力器(2)、第三姿控推力器(3)、第四姿控推力器(4)、第九姿控推力器(9)、第十姿控推力器(10)、第十一姿控推力器(11)、第十二姿控推力器(12)、第十三姿控推力器(13)、第十四姿控推力器(14)、第十五姿控推力器(15)和第十六姿控推力器(16)，其中，第一姿控推力器(1)和第二姿控推力器(2)为一组，第三姿控推力器(3)和第四姿控推力器(4)为一组，第一姿控推力器(1)和第二姿控推力器(2)设置于星箭分离面的一个长边的中心位置，第三姿控推力器(3)和第四姿控推力器(4)设置于星箭分离面的另一个长边的中心位置；第九姿控推力器(9)和第十姿控推力器(10)为一组，并设置于星箭分离面的第一个顶点位置；第十一姿控推力器(11)和第十二姿控推力器(12)为一组，并设置于星箭分离面的第二个顶点位置；第十三姿控推力器(13)和第十四姿控推力器(14)为一组，并设置于星箭分离面的第三个顶点位置；第十五姿...

【专利技术属性】
技术研发人员：张和芬，张庆君，齐亚琳，李延，刘杰，袁智，肖鹏飞，王建军，蔡娅雯，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：北京,11