一種geo衛星小推力器推進劑消耗耦合分析方法

2023-05-02 03:03:26 3

一種geo衛星小推力器推進劑消耗耦合分析方法
【專利摘要】本發明涉及一種GEO衛星小推力器推進劑消耗耦合分析方法，屬於衛星平臺總體設計【技術領域】。本發明方法考慮了不同階段推進劑消耗量與貯箱半徑之間的耦合關係，推進劑的質心位置根據當前衛星所在階段進行更新，明顯改進了小推力器所提供的南北位保和東西位保推力大小和控制力矩的準確性。在推進劑消耗計算過程中，估算了採用小推力器卸載幹擾力矩部分所需推進劑，使得推進劑消耗估算模型與實際工程任務相符，提高了模型準確性與實際工程能力。同時針對靜止軌道階段位保過程和轉移軌道階段推進劑在貯箱內位置不同，提出了不同質心計算方法，提高了位保推力和控制力矩計算模型精度，有益於提高計算衛星全壽命周期內推進劑消耗量計算精度。
【專利說明】一種GEO衛星小推力器推進劑消耗耦合分析方法

【技術領域】
[0001] 本發明涉及一種GE0衛星小推力器推進劑消耗耦合分析方法，屬於衛星平臺總體 設計【技術領域】。

【背景技術】
[0002] 由於太陽和月球引力作用會造成地球同步軌道（Geostationary Orbit,GE0)衛星 的南北傾角攝動，而地球形狀非標準球形會造成GEO衛星的東西攝動。因此，在衛星壽命期 內，GE0衛星通常要通過南北軌道保持（North-South Station Ke印ing，NSSK)和東西軌道 保持（East-West Station Keeping, EWSK)來抵消軌道攝動。國內外眾多專家學者針對GE0 衛星的NSSK和EWSK組合策略提出了不同的策略。現在航天工業越來越多地選用電/離子 推力器進行軌道位置保持，主要是由於它高效的推進劑效率和高比衝，並且可提供適當的 低加速度。但是，考慮到電推力器中氙氣和氦氣的成本以及衛星自身的魯棒性和適應能力， 現有的主流衛星平臺依然會選用化學小推力器承擔部分衛星姿態控制和軌道保持的任務， 或者作為電推力器的備份，如：SS/L-1300平臺，LS3000平臺，以及我國的DFH-4平臺。
[0003] 通常，在衛星發射階段，化學推進劑大約佔衛星總重的50?60%，而到達同步軌 道後，用於軌道保持和姿態控制的推進劑重量大約佔衛星總重的30%左右。因此，在保證完 成航天任務的前提下，減少推進劑攜帶量可以使得衛星攜帶更多的有效載荷，從而提高衛 星性能。不同於電推力器可以調整推力方向，化學小推力器的構型與安裝角度不可調整，並 決定了推力器的控制效率。
[0004] 由於化學推力器所能提供的推力與控制力矩不僅僅與推力器的組合方式、安裝位 置和安裝角度有關，還與當前衛星的質心位置有關。衛星的質心位置主要由三部分組成：有 效載荷、平臺和推進劑。其中，有效載荷和平臺在構型一定的情況下，其質量和質心位置固 定；而推進劑質量和質心位置在整個壽命期內都是不斷變化。推進劑主要分為兩部分，一部 分用於軌道轉移階段主發動機提供轉移軌道所需要的推力和小推力器姿態調整，另一部分 用於靜止軌道階段小推力器進行位置保持和姿態調整。衛星變軌推進劑消耗量不僅與速度 增量有關，同時與衛星質量有關。另一方面，推進劑當前質心位置不僅與質量有關，同時還 與貯箱尺寸相關。然而，小推力器在進行位置保持和姿態調整所需推進劑受當前衛星質心 位置影響。因此，靜止軌道階段推進劑消耗量、轉移軌道階段推進劑消耗量和貯箱尺寸三者 之間是相互影響相互耦合的過程。


【發明內容】

[0005] 本發明的目的是為了解決GE0衛星小推力器在轉移軌道階段和靜止軌道階段推 進劑消耗量與貯箱尺寸三者之間的耦合關係問題，提出一種GE0衛星小推力器推進劑消耗 耦合分析方法。
[0006] 本發明的目的是通過下述技術方案實現的。
[0007] -種GE0衛星小推力器推進劑消耗耦合分析方法，具體實現步驟如下：
[0008] 步驟1 :定義衛星機械坐標系和衛星本體坐標系，給出衛星的基本設計參數，並給 定靜止軌道階段推進劑消耗量預估值（用符號Mp表示）和貯箱半徑預估值（用符號R表 示）；所述衛星的基本設計參數包括：衛星壽命、平臺尺寸、南北位保周期、東西位保周期、 主發動機推力、主發動機比衝、小推力器推力、小推力器比衝、推力器工作效率、貯箱與平臺 間隙、有效載荷質量、有效載荷質心Z方向高度、平臺結構質量、推進劑密度。
[0009] 所述衛星機械坐標系的原點位於衛星與運載火箭機械分離面內，原點固聯在衛星 上，並與星箭對接環圓心重合，用符號X、Y和Z分別表示衛星機械坐標系的三個軸；其中，Z 軸垂直於衛星與運載火箭的對接環面，其正方向從原點指向對地板，X軸的正方向從原點指 向衛星東板，Υ軸正方向從原點指向衛星南板。
[0010] 所述衛星本體坐標系的原點在衛星質心，用符號Xb、yb和Z b分別表示衛星本體坐 標系的三個軸；xb、yb和zb分別平行於衛星機械坐標系X軸、Y軸和Z軸。
[0011] 步驟2 :在步驟1操作的基礎上，通過公式（1)和公式（2)分別計算衛星整個壽命 期內南北位保次數與兩次南北位保間隔期內東西位保次數。
[0012]

【權利要求】
1. 一種GEO衛星小推力器推進劑消耗耦合分析方法，其特徵在於：其具體實現步驟如 下： 步驟1 :定義衛星機械坐標系和衛星本體坐標系，給出衛星的基本設計參數，並給定靜 止軌道階段推進劑消耗量預估值Mp和貯箱半徑預估值R ;所述衛星的基本設計參數包括： 衛星壽命、平臺尺寸、南北位保周期、東西位保周期、主發動機推力、主發動機比衝、小推力 器推力、小推力器比衝、推力器工作效率、貯箱與平臺間隙、有效載荷質量、有效載荷質心Z 方向高度、平臺結構質量、推進劑密度； 所述衛星機械坐標系的原點位於衛星與運載火箭機械分離面內，原點固聯在衛星上， 並與星箭對接環圓心重合，用符號X、Y和Z分別表示衛星機械坐標系的三個軸；其中，Z軸 垂直於衛星與運載火箭的對接環面，其正方向從原點指向對地板，X軸的正方向從原點指向 衛星東板，Y軸正方向從原點指向衛星南板； 所述衛星本體坐標系的原點在衛星質心,用符號xb、yb和zb分別表示衛星本體坐標系 的三個軸；xb、yb和zb分別平行於衛星機械坐標系X軸、Y軸和Z軸； 步驟2 :在步驟1操作的基礎上，通過公式（1)和公式（2)分別計算衛星整個壽命期內 南北位保次數與兩次南北位保間隔期內東西位保次數；
(1) 其中，nSN為衛星整個壽命期內南北位保次數；Tlife為衛星壽命；TSN為南北位保周期；
(2) 其中，nEW為兩次南北位保間隔期內東西位保次數；TEW為東西位保周期； 步驟3 :在步驟2操作的基礎上，通過公式（3)得到液面半張角γ，用公式（4)計算靜止 軌道期間第k次南北位置保持時貯箱內推進劑質心位置Ym。；其中，k為正整數，1 < k < nSN ; k的初始值設置為1 ;
CO 其中，Η為貯箱高度；R為貯箱半徑；γ為推進劑液面半張角；f為充液比，即當前推進 劑的體積與貯箱容積之比；
(4) 其中，Ym。為貯箱內推進劑質心位置； 步驟4:在步驟3操作的基礎上，通過公式（5)至公式（11)計算靜止軌道期間第k次 位置保持時位保推力矢量和X軸、Y軸和Z軸控制力矩； 用符號戶表示單個推力器的位保推力矢量，推力矢量戶在衛星本體坐標系中方位角 和仰角分別用符號和Θ表不；用符號攻.表不衛星質心在機械坐標系中的位置矢量， 為=〖.1, Z山用符號蒼表不推力器在衛星機械坐標系中的位置矢量= 2];用符號 ?表示推力器在衛星本體坐標系中的位置矢量，6 =愛-尾； 用符號MT、MT和M7分別表不推力器產生的衛星機械坐標系X軸、Y軸和Z軸控制力矩； 用符號α、β和μ分別表示推力矢量#與衛星本體坐標系的xb、yb和zb三個軸的夾角，則 有公式（5)至公式（7)表示的關係； a - arccos(cos Θ cos φ) ( 5 ) 其中，-和θ分別為衛星本體坐標系中方位角和仰角； β ------ arccos(cos0sin^?) (β ) μ = arccos (sin θ ) (7) 通過公式（8)可得到推力器產生的X軸控制力矩Mx;
(8) 其中，F和D分別為推力矢量和位置矢量的模，F和D為人為設定值； z = (z-zr)/D. y = (y-}〇/D. ， ψ 通過公式（9)可得到推力器產生的Υ軸控制力矩My;
(9) 其中，》= (.、.......Ο//); 通過公式（10)可得到推力器產生的Z軸控制力矩Mz ;
(10) 通過公式（11)可得到位保推力矢量廠； # = [f cosa, Fcos β, Fcos/i] (11) 步驟5 :在步驟2操作的基礎上，通過公式（12)計算東西位保所需速度增量AVEW ;
(12) 其中，為地球公轉角速度；TEW為東西位保周期；δ為軌道偏移角度為偏心率攝 動圓半徑，A = 1. 5ay(c〇sc〇xa) ;ωχ為地球自轉角速度；&3為太陽輻射壓加速度；a為靜止 軌道半長軸；e k為偏心率容許值；VS為靜止軌道速度； 步驟6:在步驟5操作的基礎上，靜止軌道階段，小推力器提供推力，通過公式（13)計 算東西位保所需推進劑質量Am;
(13) 其中，mQ為推力器開始工作時衛星的初始質量；Isp為推力器比衝，η為推力器工作效 率，isp和η為人為設定值；g為重力加速度，為常量； 步驟7 :在步驟5操作的基礎上，通過公式（14)至公式（16)計算卸載東西位保幹擾力 矩所需的推進劑質量Am。； (14) 其中，t為小推力器工作時間，可通過公式（15)得到；λ為卸載幹擾力矩的效率，為人 為設定值;MTx、MTy和ΜΤζ分別表示X軸、Υ軸和Ζ軸幹擾力矩的大小；t x表示卸載X軸幹擾 力矩的工作時間；&表示卸載Y軸幹擾力矩的工作時間；％表示卸載Z軸幹擾力矩的工作 時間；
(15) Amc = FA t/ (Ispg) (16) 其中，Δ t = tx+ty+tz ; 步驟8 :在步驟5操作的基礎上，通過公式（17)至公式（18)計算靜止軌道期間第k次 南北位置保持時所需的速度增量
(17) 其中，Λ i為軌道傾角變化量；QmT為終了月球升交點黃經，Qm(l為初始月球升交點黃 經；Qm為月球升交點黃經，Ωπ = 259. 183° -0.05295°，t'為相對於1900年1月 1日12時的儒略日； AVsn = Δ? jiVs/180 (18) 步驟9 :在步驟8操作的基礎上，計算靜止軌道期間第k次南北位置保持時所需推進劑 質量Am'和卸載幹擾力矩所需推進劑質量Am'。，此過程與步驟6計算東西位保時所需 推進劑質量和步驟7計算卸載東西位保幹擾力矩所需推進劑質量的方法相同； 步驟10:在步驟9操作的基礎上，計算當前貯箱內推進劑質量Μ' P，M' p = Μρ-Δπι-Δη^-Δπι' -Am' c，並使用 Μ' p 更新 I&箱內推進齊[J 質量 MP，MP = M' p;判斷 k<nSN 是否成立，如果成立，則使k值增1，並重複執行步驟3至步驟9的操作；否則，計算靜止軌 道階段推進劑消耗總量1_，並執行步驟11的操作； 所述推進劑消耗總量MeE。為靜止軌道階段第1次至第nSN次位保時Am、Am。、Am'、 Am'。四個量之和； 步驟11 :在步驟10操作的基礎上，通過公式（19)計算轉移軌道階段第1次軌道轉移 時貯箱內推進劑質心高度Zm。；其中，1為正整數，1 < 1 < ltMns ;1的初始值設置為轉移軌道 次數1 trans? 1 trails 為人為設定值，3彡ltrans<8;
(19) 其中，R為貯箱半徑；％為推進劑液面高度； 步驟12 :在步驟11操作的基礎上，軌道轉移階段，主發動機提供推力進行軌道轉移，在 第1次軌道轉移時所需的速度增量為已知量的情況下，通過公式（20)計算第1次軌道轉移 時所需推進劑質量Am";
(20) 其中，ΛV為在第1次軌道轉移時所需的速度增量； 步驟13 :在步驟11操作的基礎上，計算第1次軌道轉移時X軸、Υ軸和Ζ軸控制力矩， 此過程與步驟4中計算靜止軌道期間第k次位置保持時X軸、Υ軸和Ζ軸控制力矩的方法 相同； 步驟14 :在步驟13操作的基礎上，計算第1次軌道轉移時卸載幹擾力矩所需推進劑質 量Am"。，此過程與步驟7計算卸載東西位保幹擾力矩所需推進劑質量的方法相同； 步驟15 :在步驟14操作的基礎上，判斷1的值是否不為1，如果不為1，則使1值減1， 並重複執行步驟11至步驟14的操作；否則，計算轉移軌道階段推進劑消耗總量Mtrans，並執 行步驟16的操作； 所述轉移軌道階段推進劑消耗總量Mtaans為轉移軌道階段第1次至第ltrans次軌道轉移 時Am〃和Am" c之和； 步驟16 :在步驟15操作的基礎上，根據靜止軌道階段推進劑總消耗量和轉移軌道 階段推進劑總消耗量Mtaans，採用公式（21)計算所需貯箱半徑V ;
(21) 其中，N為貯箱個數；P為推進劑密度； 步驟17 :在步驟16操作的基礎上，判斷靜止軌道階段推進劑總消耗量與所需貯箱 半徑R'是否滿足收斂條件式（22)，如果滿足，則流程終止，得到衛星壽命期內消耗推進劑 的總質量為靜止軌道階段推進劑總消耗量M ero和轉移軌道階段推進劑總消耗量Mtrans的總 和；如果不滿足，則令Mp = 和R = R'，重複執行步驟3至步驟17的操作；
(22)
【文檔編號】G06F17/50GK104050338SQ201410320109
【公開日】2014年9月17日 申請日期:2014年7月7日 優先權日:2014年7月7日
【發明者】劉莉, 彭磊, 龍騰, 郭曉松, 史人赫 申請人:北京理工大學