[發(fā)明專(zhuān)利]在安裝方案條件下航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)干擾力矩計(jì)算方法

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• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201710533219.1
• 申請(qǐng)日: 2017-07-03
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN107499537A
• 公開(kāi)（公告）日: 2017-12-22
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 鄭建東;徐春生;周江;許宏巖
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 中國(guó)空間技術(shù)研究院
• 主分類(lèi)號(hào): B64G1/40
• 分類(lèi)號(hào): B64G1/40;G06F17/16
• 代理公司: 中國(guó)航天科技專(zhuān)利中心11009
• 代理人: 楊春穎

1.在安裝方案條件下航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)干擾力矩計(jì)算方法，其特征在于步驟如下：

(1)定義航天器機(jī)械坐標(biāo)系C_S、航天器質(zhì)心坐標(biāo)系C_C、發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系C_EB、發(fā)動(dòng)機(jī)精測(cè)鏡本體坐標(biāo)系C_M、發(fā)動(dòng)機(jī)精測(cè)鏡鏡面與法線坐標(biāo)系C_N和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系C_EI共計(jì)六個(gè)坐標(biāo)系，并確定各個(gè)坐標(biāo)系之間的相對(duì)關(guān)系；

所述航天器機(jī)械坐標(biāo)系C_S的原點(diǎn)位于衛(wèi)星與運(yùn)載火箭的機(jī)械分離面內(nèi)，且與機(jī)械分離面內(nèi)基準(zhǔn)定位銷(xiāo)所組成理論圓的圓心重合，X_S軸正方向從坐標(biāo)原點(diǎn)指向航天器東板，Y_S軸正方向從坐標(biāo)原點(diǎn)指向航天器南板，Z_S軸滿(mǎn)足右手定則；

所述航天器質(zhì)心坐標(biāo)系C_C由所述航天器機(jī)械坐標(biāo)系C_S平移得到，航天器質(zhì)心坐標(biāo)系C_C的原點(diǎn)位于航天器質(zhì)心；

所述發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系C_EB的坐標(biāo)原點(diǎn)位于發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭的理論圓心A，X_EB軸正方向與航天器機(jī)械坐標(biāo)系Z_S軸正方向一致，Y_EB軸正方向與航天器機(jī)械坐標(biāo)系Y_S軸負(fù)方向一致，Z_EB軸正方向與航天器機(jī)械坐標(biāo)系X_S軸正方向一致；

所述發(fā)動(dòng)機(jī)精測(cè)鏡本體坐標(biāo)系C_M的坐標(biāo)原點(diǎn)位于發(fā)動(dòng)機(jī)噴口理論圓心B，Z_M軸正方向與X_EB軸的負(fù)方向一致，X_M軸正方向與C_EB坐標(biāo)系下X_EB軸正方向之間的夾角為0°，Y_M軸正方向與Y_EB軸正方向之間的夾角為0°；

所述發(fā)動(dòng)機(jī)精測(cè)鏡鏡面與法線坐標(biāo)系C_N由發(fā)動(dòng)機(jī)精測(cè)鏡本體坐標(biāo)系C_M旋轉(zhuǎn)得到，發(fā)動(dòng)機(jī)精測(cè)鏡鏡面與法線坐標(biāo)系C_N的坐標(biāo)原點(diǎn)位于發(fā)動(dòng)機(jī)噴口理論圓心B，Z_N軸的正方向沿發(fā)動(dòng)機(jī)的幾何軸線指向噴口方向，已知條件僅提供了Z_N軸在衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系C_S中方向角，X_N和Y_N軸在衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系中方向角尚待求解，X_N軸和Y_N軸所在平面與精測(cè)鏡的鏡面共面；

所述發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系C_EI由發(fā)動(dòng)機(jī)精測(cè)鏡鏡面與法線坐標(biāo)系C_N平移得到，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系C_EI的坐標(biāo)原點(diǎn)與安裝法蘭的理論圓心A重合；

(2)已知條件提供了Z_N軸在衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系C_S的方向角(Z_N軸與X_S軸、Y_S軸、Z_S軸的方向角分別為)，僅缺少X_N和Y_N軸在衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系中方向角，需要首先估算X_N和Y_N軸在C_S中方向角，從而求解

根據(jù)坐標(biāo)變換原理，如果僅滿(mǎn)足Z_N軸在衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系C_S中方向角的條件，繞Z_N軸的任意坐標(biāo)系均可；

由于Z_N軸與X_S軸、Y_S軸、Z_S軸的方向角分別為根據(jù)坐標(biāo)系相互關(guān)系，Z_N軸與X_M軸、Y_M軸、Z_M軸的方向角分別為

根據(jù)坐標(biāo)變換原理，具體由公式：

RNS=RMSRNM]]>

給出，式中，R_M^S為從發(fā)動(dòng)機(jī)精測(cè)鏡本體坐標(biāo)系C_M到衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系C_S的坐標(biāo)變換矩陣，具體由公式：

給出；

欲使發(fā)動(dòng)機(jī)精測(cè)鏡本體坐標(biāo)系C_M旋轉(zhuǎn)后得到的新坐標(biāo)系C_N"的坐標(biāo)軸Z_N"與法線坐標(biāo)系C_N各坐標(biāo)軸方向相同，如下2種方法可以實(shí)現(xiàn)：

方法1：

先繞+X_M軸旋轉(zhuǎn)角度成為O_MX_MY_M"Z_M"，即，O_MX_MY_NZ_M"，然后再繞Y_M"軸旋轉(zhuǎn)成為坐標(biāo)系O_MX_N"Y_N"Z_N"(C_N")，則按照該旋轉(zhuǎn)順序，R_M^N具體由公式：

給出；

根據(jù)坐標(biāo)變換性質(zhì)，R_N^M具體由公式：

RNM=(RMN)T]]>

給出；

方法2：

先繞Y_M軸旋轉(zhuǎn)成為O_MX_M"Y_MZ_M"，即，O_MX_NY_MZ_M"，然后再繞+X_M"軸旋轉(zhuǎn)角度成為坐標(biāo)系O_MX_N"Y_N"Z_N"(C_N")，則按照該旋轉(zhuǎn)順序，R_M^N具體由公式：

給出；

根據(jù)坐標(biāo)變換性質(zhì)，R_N^M具體由公式：

RNM=(RMN)T]]>

給出；

(3)根據(jù)預(yù)先給定的推力矢量偏斜角α、推力矢量橫移位置角β、推力矢量偏斜位置角γ和推力矢量作用點(diǎn)P的橫移量δ，在發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系C_EB坐標(biāo)系下，計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量F_EB和作用點(diǎn)位置矢量

具體由公式：

F_EB＝F(cosα sinαcosγ sinαsinγ)^T

給出，式中，F(xiàn)為發(fā)動(dòng)機(jī)推力，推力矢量偏斜角α為發(fā)動(dòng)機(jī)X_EB軸正方向與推力矢量之間的銳角；推力矢量橫移位置角β為Y_EB軸正方向與推力矢量在Y_EBO_EBZ_EB平面投影之間的夾角，推力矢量偏斜位置角γ為Y_EB軸與之間的夾角，推力矢量橫移量δ為推力作用點(diǎn)距坐標(biāo)原點(diǎn)O_EB的距離；

(4)根據(jù)步驟(3)中計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量F_EB和作用點(diǎn)位置矢量計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系C_EI下發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量F_EI、航天器機(jī)械坐標(biāo)系C_S下坐標(biāo)原點(diǎn)O_S到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心A的向量和航天器機(jī)械坐標(biāo)系C_S下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心A到發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量作用點(diǎn)P的向量

具體由公式：

FEI=REBEIFEB]]>

給出，式中，為在發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系C_EI下，發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用點(diǎn)位置矢量，具體由公式：

給出；

為從發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系C_EB到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系C_EI的坐標(biāo)變換矩陣，也是即從發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系C_EB(局部坐標(biāo)系)到發(fā)動(dòng)機(jī)精測(cè)鏡本體坐標(biāo)系C_M的坐標(biāo)變換矩陣；

具體由公式：

為航天器機(jī)械坐標(biāo)系C_S原點(diǎn)O_S到發(fā)動(dòng)機(jī)噴口理論圓心B的向量；為在航天器機(jī)械坐標(biāo)系C_S下，發(fā)動(dòng)機(jī)噴口理論圓心B到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心A的向量；具體由公式：

給出，其中，為發(fā)動(dòng)機(jī)精測(cè)鏡鏡面與法線坐標(biāo)系C_N下，發(fā)動(dòng)機(jī)噴口理論圓心B到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心A的向量，為預(yù)先給定的發(fā)動(dòng)機(jī)精測(cè)鏡鏡面與法線坐標(biāo)系C_N到航天器機(jī)械坐標(biāo)系C_S的坐標(biāo)變換矩陣；

(5)利用步驟(4)中的結(jié)果，計(jì)算航天器機(jī)械坐標(biāo)系C_S下，發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量F_S和作用點(diǎn)位置向量

(6)根據(jù)步驟(5)中的結(jié)果，以及航天器機(jī)械坐標(biāo)系C_S下變軌發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)航天器質(zhì)心的位置向量計(jì)算推力矢量F對(duì)航天器質(zhì)心O_C的力矩M，即為航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)干擾力矩；

(7)若步驟(6)中的干擾力矩超過(guò)預(yù)先設(shè)定的閾值(通常，東四平臺(tái)衛(wèi)星要求：|Mx|≤4.87N.m，|My|≤4.87N.m，|Mz|≤0.1N.m,即在質(zhì)心坐標(biāo)系下，X軸和Y軸方向干擾力矩值均不超過(guò)4.87N.m，Z軸方向干擾力矩值均不超過(guò)0.1Nm)，則需要通過(guò)調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)指向或者增加航天器配重，重復(fù)步驟(3)～步驟(5)，直至干擾力矩不超過(guò)預(yù)先設(shè)定的閾值。