[發明專利]一種再入返回航天器推進系統優化配置方法

有效

• 申請號: 201611037805.9
• 申請日: 2016-11-23
• 公開（公告）號: CN106628263B
• 公開（公告）日: 2019-01-11
• 發明（設計）人: 穆育強;和宇碩;付仕明;石凱宇;晁嫣萌;劉飛;劉昕
• 申請（專利權）人: 北京電子工程總體研究所
• 主分類號: B64G1/40
• 分類號: B64G1/40
• 代理公司: 中國航天科工集團公司專利中心 11024
• 代理人: 岳潔菱

1.一種再入返回航天器推進系統優化配置方法，其特征在于該方法的具體步驟為：

第一步 推進系統類型、推進劑及增壓氣體種類選擇

對于返回式小衛星而言，考慮到小衛星的比沖需求不強而尺寸空間緊張，采用單組元液體發動機；考慮綜合性能及成熟度，推進劑采用DT-3，增壓氣體采用氦氣；

第二步 確定有效推進劑重量

根據總體提供的小衛星總重量M，考慮在軌飛行軌道，地球引力常數為μ，地心距為r，半長軸為a，根據公式(1)和公式(2)，確定離軌制動前后軌道在離軌點的速度V₁和V₂：

公式(1)中，V₁為離軌前軌道速度；r₁為離軌前地心距；a₁為離軌前半長軸；

公式(2)中，V₂為離軌后軌道速度；r₂為離軌后地心距；a₂為離軌后半長軸；

確定離軌需要的速率增量dV：

dV＝V₁-V₂ (3)

確定離軌需要的推進劑重量M_t1：

公式(4)中，I_sp為DT-3的比沖，e為自然對數；

確定姿態控制需要的推進劑質量M_t2：

M_t2＝kM_t1 (5)

公式(5)中，k為比例系數，選取0.2～0.5；

確定有效推進劑質量M_t：

M_t＝M_t1+M_t2+dM_t (6)

公式(6)中，dM_t為推進劑余量，選取0.1M_t～0.2M_t；

第三步 確定軌控發動機推力

對于返回式衛星，離軌需要大推力軌控發動機提供大推力，保證足夠的速度增量返回；

確定離軌需要的軌控發動機推力T_g：

公式(7)中，T為離軌約束時間；

確定軌控發動機推力T_gk：

公式(8)中，T_g1為T_g取整數；T_c為現有推進系統型譜中與T_g1最接近的推力；

第四步 初確定姿控發動機推力

綜合考慮返回式小衛星發動機的成本及安裝復雜性，采用單一種類姿控發動機；

確定姿控發動機推力T_zk：

T_zk＝mT_gk (9)

公式(9)中，m為比例系數，選取0.02～0.2；

第五步 確定姿軌控發動機個數

對于返回式小衛星而言，考慮到推進系統布局空間受限，軌控發動機只能選取1個，無法進行雙路備份，但可將多個姿控發動機作為軌控發動機的備份，在此選擇4個與軌控發動機相同方向安裝的姿控發動機作為軌控發動機的備份；

考慮到姿控發動機的最低需求為4個發動機，考慮到4個軸向安裝的姿控發動機作為軌控發動機的備份，軌控發動機和姿控發動機在離軌段都需要工作，故此至少需要4個姿控發動機；同時考慮姿控發動機的可靠性，對用于姿控的4個發動機進行雙路備份，則共需求12個姿控發動機；

第六步 確定氣瓶貯箱和姿軌控發動機布局

確定貯箱體積V_zx：

公式(10)中，l為推進劑擠出效率；ρ為推進劑密度；

確定氣瓶體積V_qp：

V_qp＝nV_zx (11)

公式(11)中，n為壓縮比，與推進系統壓力氣路及液路壓力設計有關；

根據返回式小衛星布局空間限制開展氣瓶貯箱布局，若單個氣瓶+貯箱難以布置，則采用兩個氣瓶+貯箱布置；

完成氣瓶+貯箱的布置后需要最大效率的布置姿軌控發動機；軌控發動機布置在小衛星軸線，而姿控發動機根據需要布置在艙內或艙外；考慮到最大限度利用姿控發動機能力，則要求姿控發動機貼近外壁安裝；

對于12個姿控發動機而言，采用3個一組對稱安裝在四個象限中；

第七步 根據控制能力調整姿控發動機推力

完成布局后確定姿軌控發動機的安裝位置及安裝誤差，控制系統根據當前的推力、推力誤差、安裝位置及誤差，進行控制力矩與干擾力矩分析；

當控制力矩與干擾力矩的比重大于60％或小于30％，則需要調整姿控發動機推力，保證姿控發動機推力與軌控發動機推力的匹配：

當控制力矩與干擾力矩的比重大于60％，則增大姿控發動機的推力，選取1.2Tz并取整；

當控制力矩與干擾力矩的比重小于30％，則減小姿控發動機的推力，選擇0.8Tz并取整；

返回第四步，直到控制力矩與干擾力矩的比例大于等于30％且小于等于60％；

至此，完成再入返回航天器推進系統優化配置。