一种卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法与流程

1.本发明属于卫星发动机布局方法技术领域，具体涉及一种卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法。


背景技术：

2.近年来，大量空间碎片、失效卫星等空间垃圾(非合作目标)对太空安全构成了严重威胁，围绕地球周围的空间垃圾数量已经逼近最大可容忍的临界点，空间垃圾的清理问题已成为国际航天领域最为迫切、最受关注的难题之一。目前，国内外已发布的空间垃圾清除方案，主要通过接近空间垃圾，利用捕获机构对目标进行捕获，构成半刚性/刚性组合体，最后通过阻力帆、化学推进、电推进等离轨/变轨手段实现清除(如图3和图4所示)。然而，由于目标质量、惯量、姿态、角速度及捕获过程的不确定性，“空间垃圾”被捕获后与“垃圾清除卫星”构成的组合体其质心、惯量特性变化明显且不确定性高，导致组合体容易出现大质心偏离问题。
3.我们知道，以往的各类卫星，主要在地面设计和验证阶段，详细设计、调整、确认卫星全寿命周期各阶段质量惯量特性，并据此进行发动机布局及推力合成方法设计，以确保进行轨道维持、变轨、离轨控制时，推进系统发动机合成推力经过质心，避免产生强烈耦合干扰力矩并降低等效平动推力，进而导致轨控效率急剧下降甚至姿态失稳轨控失败等严重问题，但是，当组合体出现大质心偏离时，推进系统发动机合成推力将偏离质心，上述严重问题发生的概率将大大增加。
4.目前，国内外空间非合作目标抓捕的相关研究，主要集中在目标识别、相对导航、相对控制、目标抓捕锁定等方面，尚未见到针对非合作目标抓捕后，当组合体出现大质心偏离情况时，如何开展发动机布局及推力合成的相关方法及设计。


技术实现要素：

5.为了避免卫星组合体大质心偏离引起强烈耦合干扰力矩导致轨控任务失败，同时为了不明显牺牲轨控效率，尽可能降低燃料消耗，保障卫星组合体顺利开展变轨、离轨，最终实现垃圾清除的目的，我们设计了一种解决方案。
6.本发明提出了一种针对卫星组合体大质心偏离条件下的发动机布局及推力合成方法，本方法通过采用(1)顶边顶角安装的发动机安装布局方法和(2)轨控推力分配矩阵重构方法，解决了传统设计难以应对卫星组合体大质心偏离的问题，利用本方法可实现(1)轨控发动机组对质心偏离容忍能力最大化、(2)分配矩阵重构后轨控无耦合干扰力矩产生、以及(3)轨控发动机效率降低程度明显减轻。
7.具体而言，本发明提供了一种卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法，本方法包括：
8.s1.基于顶边顶角的布局原则安装发动机；
9.s2.进行轨控推力分配矩阵重构。
10.进一步地，根据本发明的一些实施例，本发明卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法步骤s1中所述的基于顶边顶角的布局原则安装发动机是指将16台发动机按照顶边顶角的布局原则进行安装，包括：
11.(1)1#、2#、3#、4#发动机安装在卫星组合体-z面，均靠顶角安装，各发动机与-z轴夹角为25
°
，在-z面上投影，绕不同方向与x/y轴夹角为45
°
；
12.(2)5#、6#发动机安装在卫星组合体+y面，两台发动机之间夹角为60
°
，投影与+/-z平面平行；
13.(3)7#、8#发动机安装在卫星组合体-y面，两台发动机之间夹角为60
°
，投影与+/-z平面平行；
14.(4)9#、10#发动机安装在卫星组合体+x面，两台发动机之间夹角为60
°
，投影与+/-z平面平行；
15.(5)11#、12#发动机安装在卫星组合体-x面，两台发动机之间夹角为60
°
，投影与+/-z平面平行；
16.(6)13#发动机与+y面夹角为60
°
，靠边安装，投影平行于z轴；
17.(7)14#发动机与-y面夹角为60
°
，靠边安装，投影平行于z轴；
18.(8)15#发动机与+x面夹角为60
°
，靠边安装，投影平行于z轴；
19.(9)16#发动机与-x面夹角为60
°
，靠边安装，投影平行于z轴。
20.进一步地，根据本发明的一些实施例，上述卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法中所述1#、2#、3#、4#发动机为轨控正推发动机，13#、14#、15#、16#发动机为轨控反推发动机，5#至12#为姿态控制发动机。
21.进一步地，根据本发明的一些实施例，上述卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法中，当所述卫星组合体的质心无xy面内偏移时，其变轨控制由+z向推力决定，所述+z向推力由1#、2#、3#、4#发动机合成，此时基于1#、2#、3#、4#发动机的+z向推力合成矩阵如下：
[0022][0023]
式中，f1为1#、2#、3#、4#发动机的推力，fz为期望合成的+z向推力，λ1～λ4分别为1#、2#、3#、4#发动机的发动机开度比例(即发动机以开关方式工作时，工作时间占总时长的比例)。
[0024]
进一步地，根据本发明的一些实施例，上述卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法中，当所述卫星组合体的质心在xy面内大幅偏移时，本方法步骤s2中所述的进行轨控推力分配矩阵重构是指此时基于1#、2#、3#、4#发动机的+z向推力合成矩阵重构为：
[0025][0026]
式中，f1为1#、2#、3#、4#发动机的推力，fz为期望合成的+z向推力，λ1～λ4分别为1#、2#、3#、4#发动机的发动机开度比例，l为卫星组合体-z面各边边长，l
dx
、l
dy
分别为卫星组合体质心向-x、+y向偏出的距离，通过推力合成矩阵重构可实现+z向推力合成，此过程中无额外耦合力矩产生，且无需付出额外燃料代价。
[0027]
此外，本发明还涉及上述卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法在空间垃圾清除卫星制造中的应用。
[0028]
以及，上述卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法在空间垃圾清除作业中的应用。
[0029]
综上可以看出，本发明的技术要点在于：
[0030]
首先，在轨控主发动机安装面中，发动机位置均位于主体结构顶角处，可最大化各发动机之间距离跨度，只要组合体质心偏离不超出安装位置构成的矩形区域，即可通过各发动机之间合理开度配置，实现轨控发动机合力矢量穿过组合体质心，从而避免对姿态产生严重的耦合干扰力矩，可保障轨控任务的顺利进行。同时，地面设计阶段可根据空间垃圾碎片的最大质量惯量包络以及抓捕机构的捕获特性，预估组合体可能的最大质心偏离范围，并确认在极端情况下质心仍在轨控发动机安装位置构成的矩形区域内。通过上述设计可有效处理组合体大质心偏离，以及可能带来的耦合干扰力矩问题。
[0031]
其次，本发明方法具体布局中轨控发动机采取了与z轴成25
°
夹角的斜安装设计，其轨控效率为cos(25
°
)＝0.9063，即存在10％左右的效率损失，但由于发动机推力线向外扩张，可使得轨控发动机组对组合体质心在xy面内偏移的实际容忍能力进一步增加，尤其是空间垃圾重量较重导致抓捕前后组合体质心在z向有明显变化时，容忍能力增量与-z面和抓捕后质心距离成sin(25
°
)＝0.4226的比例放大关系；另外，本发明可在顶边顶角安装设计的基础上，为极端情况预留更大的质心偏移容忍能力，且该项能力可随组合体质心在z向的变化自动呈比例放大。
[0032]
最后，轨控反推发动机13#～16#的布局位置，可有效抵消组合体质心在z向的明显变化，姿态控制发动机5#～12#合成x、y向平移时，产生的姿态耦合力矩也具有较强的适应能力。
[0033]
简而言之，本发明方法具有以下优点：
[0034]
本发明克服了现有发动机布局及推力合成方法在组合体大质心偏离的情况下可
能引起强耦合干扰力矩，导致轨控效率急剧下降或任务失败的缺陷。本发明方法通过采用顶边顶角安装的发动机安装布局，实现了各发动机之间距离跨度最大化，从而最大程度地增强了轨控发动机组对组合体质心偏离的容忍能力；本方法采用与z轴成25
°
夹角的斜安装设计，使得轨控发动机组对组合体质心偏离的容忍能力可随组合体质心在z向的变化自动呈比例的增强；本方法通过轨控推力分配矩阵重构，实现了+z向推力合成，且无额外耦合干扰力矩产生，从而可以在轨控发动机效率降低代价可接受的条件下，实现对大质心偏离组合体轨控推力的重构合成。鉴于具有以上特点，本方法可作为非合作目标抓捕卫星发动机布局及推力合成的通用方法予以推广。
附图说明
[0035]
为了更清楚地说明背景技术和本发明实施例的技术方案，下面对背景技术和实施例描述中需要使用的附图作简要介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅是针对本发明述及的具体实施例，对于本领域技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据下述附图获得其他的附图。
[0036]
图1为本发明方法中发动机布局安装示意图(尾部视角)。
[0037]
图2为本发明方法中发动机布局安装示意图(三向视角)。
[0038]
图3为垃圾清除卫星捕获非合作目标(空间垃圾)示意图。
[0039]
图4为垃圾清除卫星捕获非合作目标(空间垃圾)后构成的卫星组合体渲染图。
[0040]
图5为本发明方法中卫星组合体质心偏离情况示意图。
[0041]
图6为本发明方法的实施步骤流程图。
具体实施方式
[0042]
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。
[0043]
在进一步描述本发明具体实施方式之前，应理解，本发明的保护范围不局限于下述特定的具体实施方案；还应当理解，本发明实施例中使用的术语是为了描述特定的具体实施方案，而不是为了限制本发明的保护范围。
[0044]
除非另外定义，本发明中使用的所有技术和科学术语与本技术领域技术人员通常理解的意义相同。除实施例中使用的具体方法、设备、材料外，根据本技术领域的技术人员对现有技术的掌握及本发明的记载，还可以使用与本发明实施例中所述的方法、设备、材料相似或等同的现有技术的任何方法、设备和材料来实现本发明。
[0045]
在本发明中，若无特别说明，所有涉及到的部件、装置和软件均可从商业途径得到或是采用本行业常规方法制造获得的。
[0046]
一种卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法(如图6所示)，包括：
[0047]
(一)基于顶边顶角的布局原则安装发动机(如图1和图2所示)
[0048]
将16台发动机按照顶边顶角的布局原则进行安装，具体为：
[0049]
(1)1#、2#、3#、4#发动机安装在卫星组合体-z面，均靠顶角安装，各发动机与-z轴
夹角为25
°
，在-z面上投影，绕不同方向与x/y轴夹角为45
°
；
[0050]
(2)5#、6#发动机安装在卫星组合体+y面，两台发动机之间夹角为60
°
，投影与+/-z平面平行；
[0051]
(3)7#、8#发动机安装在卫星组合体-y面，两台发动机之间夹角为60
°
，投影与+/-z平面平行；
[0052]
(4)9#、10#发动机安装在卫星组合体+x面，两台发动机之间夹角为60
°
，投影与+/-z平面平行；
[0053]
(5)11#、12#发动机安装在卫星组合体-x面，两台发动机之间夹角为60
°
，投影与+/-z平面平行；
[0054]
(6)13#发动机与+y面夹角为60
°
，靠边安装，投影平行于z轴；
[0055]
(7)14#发动机与-y面夹角为60
°
，靠边安装，投影平行于z轴；
[0056]
(8)15#发动机与+x面夹角为60
°
，靠边安装，投影平行于z轴；
[0057]
(9)16#发动机与-x面夹角为60
°
，靠边安装，投影平行于z轴。
[0058]
其中：1#、2#、3#、4#发动机为轨控正推发动机(假定推力为f1)，13#、14#、15#、16#发动机为轨控反推发动机(假定推力为f1)，5#至12#为姿态控制发动机(假定推力为f2)。
[0059]
在本发明方法中设计的发动机安装布局下，对于“垃圾清除卫星”与“非合作目标(空间垃圾)”构成的组合体，假定质心无xy面内偏移时，各发动机推力和力矩特性如下：
[0060]
表1各发动机推力和力矩特性
[0061]
[0062][0063][0064]
上表1中，l1x～l16x，l1y～l16y，l1z～l16z为发动机推力与组合体质心相对关系下的力臂系数，在该情况下三轴力(轨控所需)和三轴力矩(姿控所需)合成方法如下：
[0065]
表2组合体三轴力和三轴力矩合成方法
[0066][0067]
此时，卫星组合体的变轨控制由+z向推力决定，所述+z向推力由1#、2#、3#、4#发动机合成，此时基于1#、2#、3#、4#发动机的+z向推力合成矩阵如下：
[0068][0069]
式中，f1为1#、2#、3#、4#发动机的推力，fz为期望合成的+z向推力，λ1～λ4分别为1#、2#、3#、4#发动机的发动机开度比例(即发动机以开关方式工作时，工作时间占总时长的比例)。
[0070]
(二)进行轨控推力分配矩阵重构
[0071]
在另一种情况下，当所述卫星组合体的质心在xy面内大幅偏移时(如图5所示)，本方法需进行轨控推力分配矩阵重构，具体是指基于1#、2#、3#、4#发动机的+z向推力合成矩阵重构，假定卫星组合体-z面各边边长均为l，卫星组合体质心向-x、+y向各偏出l
dx
、l
dy
的距离：其算法如下：
[0072][0073]
式中，f1为1#、2#、3#、4#发动机的推力，fz为期望合成的+z向推力，λ1～λ4分别为1#、2#、3#、4#发动机的发动机开度比例，通过推力合成矩阵重构可实现+z向推力合成，此过程中无额外耦合力矩产生，且无需付出额外燃料代价。
[0074]
以上对本发明优选的具体实施方式和实施例作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式和实施例，在本领域技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明构思的前提下作出各种变化。

技术特征：
1.一种卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法，其特征在于，所述方法包括：s1.基于顶边顶角的布局原则安装发动机；s2.进行轨控推力分配矩阵重构。2.根据权利要求1所述的卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法，其特征在于，本方法步骤s1中所述的基于顶边顶角的布局原则安装发动机是指将16台发动机按照顶边顶角的布局原则进行安装，包括：(1)1#、2#、3#、4#发动机安装在卫星组合体-z面，均靠顶角安装，各发动机与-z轴夹角为25
°
，在-z面上投影，绕不同方向与x/y轴夹角为45
°
；(2)5#、6#发动机安装在卫星组合体+y面，两台发动机之间夹角为60
°
，投影与+/-z平面平行；(3)7#、8#发动机安装在卫星组合体-y面，两台发动机之间夹角为60
°
，投影与+/-z平面平行；(4)9#、10#发动机安装在卫星组合体+x面，两台发动机之间夹角为60
°
，投影与+/-z平面平行；(5)11#、12#发动机安装在卫星组合体-x面，两台发动机之间夹角为60
°
，投影与+/-z平面平行；(6)13#发动机与+y面夹角为60
°
，靠边安装，投影平行于z轴；(7)14#发动机与-y面夹角为60
°
，靠边安装，投影平行于z轴；(8)15#发动机与+x面夹角为60
°
，靠边安装，投影平行于z轴；(9)16#发动机与-x面夹角为60
°
，靠边安装，投影平行于z轴。3.根据权利要求2所述的卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法，其特征在于，所述1#、2#、3#、4#发动机为轨控正推发动机，13#、14#、15#、16#发动机为轨控反推发动机，5#至12#为姿态控制发动机。4.根据权利要求3所述的卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法，其特征在于，当所述卫星组合体的质心无xy面内偏移时，其变轨控制由+z向推力决定，所述+z向推力由1#、2#、3#、4#发动机合成，此时基于1#、2#、3#、4#发动机的+z向推力合成矩阵如下：式中，f1为1#、2#、3#、4#发动机的推力，f
z
为期望合成的+z向推力，λ1～λ4分别为1#、2#、3#、4#发动机的发动机开度比例。5.根据权利要求3所述的卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法，其特征在于，当所述卫星组合体的质心在xy面内大幅偏移时，本方法步骤s2中所述的进行轨控推力分配矩阵重构是指此时基于1#、2#、3#、4#发动机的+z向推力合成矩阵重构为：
式中，f1为1#、2#、3#、4#发动机的推力，f
z
为期望合成的+z向推力，λ1～λ4分别为1#、2#、3#、4#发动机的发动机开度比例，l为卫星组合体-z面各边边长，l
dx
、l
dy
分别为卫星组合体质心向-x、+y向偏出的距离。6.根据权利要求1-5任一项所述的卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法在空间垃圾清除卫星制造中的应用。7.根据权利要求1-5任一项所述的卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法在空间垃圾清除作业中的应用。

技术总结
本发明涉及一种卫星组合体大质心偏离发动机布局及推力合成方法。本发明方法包括基于顶边顶角的布局原则安装发动机和进行轨控推力分配矩阵重构的步骤。本方法通过采用顶边顶角安装的发动机安装布局，实现了各发动机之间距离跨度最大化，增强了轨控发动机组对组合体质心偏离的容忍能力；本方法采用与Z轴成25


技术研发人员：龙也 刘双玉
受保护的技术使用者：苏州泰富晶宇科技有限公司
技术研发日：2022.11.29
技术公布日：2023/3/28