[發(fā)明專利]基于動(dòng)量輪數(shù)據(jù)的在軌發(fā)動(dòng)機(jī)羽流數(shù)據(jù)獲取方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201310035343.7
• 申請(qǐng)日: 2013-01-30
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN103149008A
• 公開(kāi)（公告）日: 2013-06-12
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 王新民;袁軍;袁利;孫水生;張俊玲;趙性頌;周劍敏;劉捷;王同桓;魏子鵬
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京控制工程研究所
• 主分類號(hào): G01M9/06
• 分類號(hào): G01M9/06
• 代理公司: 中國(guó)航天科技專利中心 11009
• 代理人: 龐靜

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航天器姿態(tài)和軌道控制技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種在軌發(fā)動(dòng)機(jī)羽流數(shù)據(jù)獲取方法，尤其是基于動(dòng)量輪數(shù)據(jù)的羽流獲取方法。

背景技術(shù)

航天器一般都配置了多種發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制和軌道控制，如姿態(tài)調(diào)整、軌道機(jī)動(dòng)等，發(fā)動(dòng)機(jī)工作期間噴射的羽流可能撞擊航天器表面產(chǎn)生擾動(dòng)力和力矩，這將影響航天器姿控精度或軌控精度，甚至產(chǎn)生更嚴(yán)重的影響，如失控。研究表明，要正確評(píng)估羽流對(duì)航天器的作用，首先需要精確描述發(fā)動(dòng)機(jī)真空羽流場(chǎng)。真空羽流場(chǎng)的研究主要有兩種方法：數(shù)值模擬法和試驗(yàn)研究法。數(shù)值模擬法主要針對(duì)不同的流動(dòng)狀態(tài)建立響應(yīng)的數(shù)學(xué)物理模型，并采用與之相適應(yīng)的計(jì)算機(jī)數(shù)值模擬方法。試驗(yàn)研究法主要是以在地面模擬空間環(huán)境羽流試驗(yàn)為主，在軌發(fā)動(dòng)機(jī)羽流數(shù)據(jù)獲取技術(shù)未見(jiàn)報(bào)道。

數(shù)值模擬法的精確度依賴數(shù)學(xué)物理建模和所選數(shù)值分析方法的正確性，需要試驗(yàn)驗(yàn)證的支撐，而地面試驗(yàn)?zāi)M環(huán)境與航天器在軌實(shí)際高真空環(huán)境不一致，地面試驗(yàn)?zāi)M環(huán)境實(shí)現(xiàn)困難。相關(guān)文獻(xiàn)有：

【1】肖澤娟等，空間發(fā)動(dòng)機(jī)羽流場(chǎng)的試驗(yàn)研究，空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2008年12月，26卷(2):480～485。研制了一套地面試驗(yàn)系統(tǒng)，進(jìn)行模擬100km高空條件下的羽流試驗(yàn)。

【2】程曉莉等，衛(wèi)星變軌發(fā)動(dòng)機(jī)羽流污染的研究，上海航天，2000年第5期：15～18.針對(duì)衛(wèi)星變軌發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)高空污染問(wèn)題，從分子運(yùn)動(dòng)論出發(fā)，采用直接模擬Monte?Carlo(DSMC)方法對(duì)軸對(duì)稱羽流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬分析。

【3】唐振宇等，姿控發(fā)動(dòng)機(jī)羽流液相污染對(duì)航天器影響分析，載人航天，2011年第4期：54～58.針對(duì)液體姿控發(fā)動(dòng)機(jī)羽流的液相污染問(wèn)題，開(kāi)展了文獻(xiàn)研究，對(duì)液滴形成的成因、危害及研究方法給予了詳細(xì)說(shuō)明。

上述相關(guān)文獻(xiàn)存在的不足是：數(shù)值模擬結(jié)果只是著重于模擬算法的優(yōu)化，雖然與國(guó)外文獻(xiàn)提供的模擬結(jié)果進(jìn)行了比對(duì)，但缺少工程試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐；地面試驗(yàn)方法只是模擬了100km內(nèi)的空間環(huán)境，采用壓力傳感器等測(cè)量設(shè)備，而航天器一般運(yùn)行于300km或以上的高真空環(huán)境，空間環(huán)境與100km內(nèi)的不一樣，該地面試驗(yàn)條件不滿足航天器在軌運(yùn)行的高真空環(huán)境。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的技術(shù)解決問(wèn)題是：針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種基于動(dòng)量輪數(shù)據(jù)的在軌發(fā)動(dòng)機(jī)羽流數(shù)據(jù)獲取方法，實(shí)現(xiàn)了真實(shí)高真空環(huán)境下的在軌發(fā)動(dòng)機(jī)羽流數(shù)據(jù)獲取。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種基于動(dòng)量輪數(shù)據(jù)的在軌發(fā)動(dòng)機(jī)羽流數(shù)據(jù)獲取方法，包括以下步驟：

（1）建立航天器正常三軸穩(wěn)定姿態(tài)，采用動(dòng)量輪作為三軸控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu)、磁力矩器卸載，姿態(tài)敏感器定姿；

（2）確定航天器上參與試驗(yàn)的發(fā)動(dòng)機(jī)啟控點(diǎn)和噴氣時(shí)間長(zhǎng)度tj，發(fā)動(dòng)機(jī)啟控前開(kāi)始記錄動(dòng)量輪和磁力矩器輸出的數(shù)據(jù)，直至噴氣完成后航天器進(jìn)入三軸穩(wěn)定姿態(tài)；

（3）根據(jù)步驟（2）記錄的動(dòng)量輪和磁力矩器輸出數(shù)據(jù)，確定發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣產(chǎn)生的羽流干擾力矩。

所述的發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣產(chǎn)生的羽流干擾力矩根據(jù)下式確定：

T_di=（H_i1-H_i0）/tj+ΔT_di

其中：T_di為i(i=x,y，z)軸干擾力矩，量綱：N.m;

tj為噴氣時(shí)間長(zhǎng)度，量綱：s。

H_i1為發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣后，航天器姿態(tài)恢復(fù)到三軸穩(wěn)定姿態(tài)時(shí)的i(i=x,y，z)軸動(dòng)量輪測(cè)量角動(dòng)量，量綱：N.m.s；

H_i0為發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣前，航天器三軸穩(wěn)定姿態(tài)時(shí)的i(i=x,y，z)軸動(dòng)量輪測(cè)量角動(dòng)量，量綱：N.m.s。

ΔT_di為發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣過(guò)程中，航天器磁力矩器卸載力矩，量綱：N.m。

所述的航天器磁力矩器卸載力矩根據(jù)下式確定：

ΔT_di=(M×B)

其中：M為三軸磁力矩器工作磁矩，量綱：A.m²；

B為地磁強(qiáng)度，量綱：T(特斯拉)。

所述的航天器磁力矩器卸載力矩在試驗(yàn)期間禁止磁力矩器卸載時(shí)，ΔT_di=0。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn)：

1)本發(fā)明的測(cè)試環(huán)境為高真空真實(shí)環(huán)境，航天器在軌穩(wěn)態(tài)運(yùn)行，三軸姿態(tài)控制采用動(dòng)量輪控制，除了試驗(yàn)選用的發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣干擾外，沒(méi)有其它噴氣作用力的干擾，比當(dāng)前技術(shù)的羽流分析環(huán)境更真實(shí)。