本发明专利技术提供一种可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法，包括步骤：步骤A：将4个推力器按照3正装1斜装的方式组成一组推力器组合模块；步骤B：将4组所述推力器组合模块布局在卫星的四个对角，其中，任意两组所述推力器组合模块不相邻；步骤C：配置两套独立管路支路，使16个推力器中的8个推力器使用一套管路，其余8个推力器使用另一条管路。本发明专利技术设计了一种角布局优化的16推力器全轨道机动航天器推力器布局方案，可提供三轴六向推力，具备姿控、轨控备份功能，角布局设计不占用面心，为星表单机提供更大的布局空间。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天飞行器姿态与轨道控制领域，尤其为一种可提供三轴六向推力的，满足全向轨道机动的16推力器布局设计，具体地为。
技术介绍
推力器作为卫星姿轨控系统的重要部件，一般多个共同配合，通过喷出工质对卫星的反作用力和力矩，完成卫星入轨星箭分离后姿态阻尼、姿态控制、飞轮卸载、轨道保持、轨道机动等功能。现有的航天器大多设计为一次性使用，为保证使用寿命，分系统通常采用冗余设 计。另一方面处于成本和重量限制，备份又不能太多。推力器的选型与配置，在满足使用功能的基础上，也有适当的备份。执行交会对接、在轨服务或其他接近伴飞任务的航天器，仅具有轨道高度或倾角控制功能是不足以满足任务需求的，通常须具备三个轴六个方向的轨道控制功能，以产生从远程接近到近距离控制的轨控推力。经过调研，列举了以下几种在轨卫星的推力器布局I)某遥感卫星采用12个推力器，具备三轴姿控和两个方向(X+、Z+)轨道控制功能，分为A、B两组，任一组均可完成姿轨控制，为双备份系统，如图I所示。2)某遥感卫星采用16个单组元推力器，均布于卫星底板，第9、10、11、12、13、14、15,16号单组元推力器为正装垂直于底面，第1、2、3、4、5、6、7、8号单组元推力器为斜装25。(与底面夹角)，分主、备两套推力器，具备三轴姿控和X+向轨控功能，为双备份系统。如图2所示。通过分析以上及其他在轨卫星的推力器布局设计，可得出以下结论目前在轨卫星通常以单推力器完成一个轴的姿控，备份通常采用两套完全一样的推力器布局；姿轨控共用比姿轨控独立控制省推力器，且较成熟。传统的推力器布局往往仅考虑了轨道高度或倾角控制功能，无法满足三轴六向的轨控功能。现有卫星推力器布局设计有较大的优化空间，在削减推力器个数的情况下，保证三轴姿态、六向推力控制的双备份的使用功能。
技术实现思路
本专利技术为了探究一种较优的布局方法，在不削减使用功能的前提下，进一步精简目前工程上推力器的布局设计方案，利用角布局16个推力器，完成卫星三轴姿态控制、六向轨道控制功能，同时有备份，即任一路推力器故障，仍能满足控制使用功能。根据本专利技术的一个方面，提供，包括如下步骤步骤A :将4个推力器按照3正装I斜装的方式组成一组推力器组合模块；步骤B :将4组所述推力器组合模块布局在卫星的四个对角，其中，任意两组所述推力器组合模块不相邻；步骤C :配置两套独立管路支路，使16个推力器中的8个推力器使用一套管路，其余8个推力器使用另一条管路。优选地，在所述步骤A中，具体地在每一组推力器组合模块的4个推力器中，3个推力器分别沿主轴方向，还有I个推力器与另3个推力器呈相同的54. 74。根据本专利技术的另一个方面，提供一种可全向变轨航天器的16推力器布局中的推力器组合模块，包括4个推力器，其中，所述4个推力器按照3正装I斜装的方式设置，在4个推力器中，3个推力器分别沿主轴方向，还有I个推力器与另3个推力器呈相同的54.74°。根据本专利技术的又一个方面，提供一种可全向变轨航天器的16推力器卫星，包括卫星，还包括推力器组合模块，所述卫星的四个对角分别设置有一组所述推力器组合模块，并且任意两组所述推力器组合模块不相邻；其中，所述推力器组合模块包括4个推力器，其中，所述4个推力器按照3正装I斜装的方式设置，在4个推力器中，3个推力器分别沿主轴方向，还有I个推力器与另3个推力器呈相同的54. 74°。本专利技术通过12个正装推力器、4个斜装推力器完成了姿轨控双备份，利用较少的推力器数量，合理的布局，不占用面心，为更方便星表其他单机布局。附图说明图I为在轨卫星推力器安装布局I (图中坐标系为卫星本体坐标系);图2为在轨卫星推力器安装布局2 (底板)；图3为力矩四棱锥各力矩方向示意图；图4为推力器布局；图5为全轨道机动航天器推力方向示意图(轨道坐标系)。具体实施例方式本项专利技术实施方式按照卫星系统工程实施规范进行，实施要点如下I)任务分析应用本方案首先进行任务分析，明确卫星三轴姿控和六向轨控使用功能，且具有备份。2)方案论证进行方案设计。根据卫星本体各角(卫星通常为六面体)，首先确定可进行推力器放置的区域(考虑天线、太阳电池阵、遮挡等约束条件)，进行推力器布局，细化技术要求和指标，进行可行性分析论证，包括计算机仿真验证等。3)详细设计根据确定好的推力器布局方案，进行安装支架设计、管路设计、确定贮箱大小、设计支架等工作，进行推进剂预算，羽流影响分析，最终完成推进分系统的详细设计。4)工程研制本项专利技术的工程研制可严格按照卫星研制流程、研制规范、管理规范、质量和风险控制等规章制度执行。实施产品研制合同管理，严格交付验收，经历空间环境考核，参加卫星总体总装总测和各项试验，直至卫星发射入轨。5)在轨测试与验证在卫星交付验收投入业务运行前，对本项专利技术进行在轨测试和验收。根据在轨测试方案和大纲，对研制的推力器配置方案进行测试、技术指标考核和评估等。更为具体地，本专利技术的一个优选地具体实施方式如下I) 3正装I斜装的推力器组合模块本专利技术16推力器布局基于3正装I斜装的4推力器组合模块，如图3所示，FUF2、F3分别沿主轴方向，F4与另三个推力器呈相同的54. 74。。 2) 16推力器4角布局方式为实现各轴姿轨控均有备份，且不占用面心，将4组3正装I斜装推力器组合模块布局在卫星的四个对角，如图4所示，参考坐标系为本体系表I姿轨控推力器功能表 轴正组合I组合2组合3轨控斜装影响 向负 F1\F3\F5\F7 F2\F4\F6\F8 F9\F10\F15\F16 F11\F12\F13\F14 轨道 滚 +X F3、 F5 F9、 Fll 无 2力-X Fl、F7 F10、F12 无 姿彳府 +Y F2、F6 F10、Fll 无 控 _ -Y F4、F8 F9、F12 无 IU +Z F5、F7 F2、F4 无 航-Z Fl、 F3 F6、 F8 无 滚 +X F2、F8 F13、F14 动-X F4、 F6 F15、 F16 轨彳府 +Y Fl、F5 F14、F16 控 _ -Y F3、F7 F13、F15 +Z Fll、F12 F13、F16 航-Z F9、FlO F14、F15 T I I I 0.577 __%_______由上表可以看出，每一个轴的姿态和轨道控制功能，都有两套控制组合以实现，其中除轨控备份斜装推力器使用时效率为0. 577外，其他组合效率均为I。3)管路备份设计8个推力器使用一套管路，任意一管路切断后，另外一套仍可完成三轴姿控和六向轨控功能，配置如下F1、F2、F5、F6、F9、F12、F13、F15 共用一套管路；F3、F4、F7、F8、F10、F11、F14、F16 共用一套管路；该方案通过12个 正装推力器、4个斜装推力器完成了姿轨控双备份，利用较少的推力器数量，合理的布局，不占用面心，为更方便星表其他单机布局。本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法，其特征在于，包括如下步骤 步骤A :将4个推力器按照3正装I斜装的方式组成ー组推力器组合模块； 步骤B :将4组所述推力器组合模块布局在卫星的四个对角，其中，任意两组所述推力器组合模块不相邻； 步骤C :配置两套独立管路支路，使16个推力器中的8个推力器使用ー套管路，其余8个推力器使用另一条管路。2.根据权利要求I所述的可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法，其特征在干，在所述步骤A中，具体地在每ー组推力器组合模块的4个推力器中，3个推力器分别沿主轴方向，还有I个推力器与另3个推力器呈相同的54. 74°。3.—种...
【专利技术属性】
技术研发人员：崔本杰，沈庆丰，黄小虎，陈占胜，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。