一种卫星轨控发动机安装参数确定方法

摘要

一种卫星轨控发动机安装参数确定方法，采用发动机精测镜法线-O_mX_m分别与卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴的夹角α_E、β_E、γ_E以及发动机精测镜中心O_m在卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴上的坐标x_E、y_E、z_E来确定发动机的安装位置。本发明方法综合考虑了卫星质心变化情况和发动机推力矢量热标结果，对发动机安装参数进行了优化确定，可减少卫星变轨期间的干扰力矩，节省卫星推进剂，延长卫星在轨寿命。同时，由于发动机推力指向卫星变轨期间的平均质心，可减少卫星配量，或者不对卫星进行配重，提高了卫星有效载荷重量。

主权项

一种卫星轨控发动机安装参数确定方法，其特征在于：采用发动机精测镜法线‑O_mZ_m分别与卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴的夹角α_E、β_E、γ_E以及发动机精测镜中心O_m在卫星机械坐标系O_scX_sc轴、O_scY_sc轴和O_scZ_sc轴上的坐标x_E、y_E、z_E来确定发动机的安装位置，其中：[α_E β_E γ_E]＝arc cos(j·R)，[x_E y_E z_E]＝J·R+S+[0 0 D]，S＝A‑A·R，j＝[0 0 ‑1]，J＝[0 0 ‑d]，$R=cos\theta I+(1-cos\theta )e^{T}e-sin\theta \tilde{E},I=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& 1& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],\tilde{E}=\left[\begin{array}{ccc}0& -e_z& e_y\\ e_z& 0& -e_x\\ -e_y& e_x& 0\end{array}\right],$$e=\left[\begin{array}{ccc}{e}_x& e_y& e_z\end{array}\right]=\frac{F_0\times F_1}{\left|F_0\times F_1\right|},$θ＝arccos(F₀·F₁)，$F_1=\frac{AC}{\left|AC\right|},$AC＝(C‑[0 0 D])‑A，F₀＝[sinαsinγ ‑sinαcosγ cosα]，A＝[δsinβ ‑δcosβ 0]，C＝[x₀ y₀ z₀]，x(t)、y(t)、z(t)分别为卫星质心在卫星机械坐标系下O_scX_sc轴、O_scY_sc轴、O_scZ_sc轴坐标随轨控发动机在轨工作时间t的变化函数，T为发动机在轨总工作时间，α为发动机推力F与发动机本体坐标系OZ轴的夹角，β为发动机本体坐标系原点O与发动机推力作用点A点之间的连线与发动机本体坐标系OX轴之间的夹角，γ为发动机推力F在发动机本体坐标系XOY平面内的投影与卫星本体坐标系OX轴之间夹角，δ为发动机推力作用点A点到发动机本体坐标系原点O的距离，D为发动机安装支架的下端安装端面与卫星下端框分离面的距离，d为发动机法兰平面与发动机精测镜中心的距离；所述的卫星机械坐标系原点O_sc位于卫星下端框与运载火箭机械分离面内，与卫星接口上销钉所组成的圆的圆心重合，O_scX_sc轴与卫星东板法线平行且正方向与东板外法线方向一致，O_scY_sc轴与卫星南板法线平行且正方向与南板外法线方向一致，O_scZ_sc轴垂直于卫星与运载火箭的连接分离面且其正方向从原点指向对地板；所述的发动机本体坐标系原点O位于发动机法兰平面内，发动机与卫星发动机支架安装后不进行调整时，发动机本体坐标系原点O与发动机安装坐标系原点O_n重合，OX轴与发动机安装坐标系O_nX_n轴平行，方向相同，OY轴与发动机安装坐标系O_nY_n轴平行，方向相同，OZ轴与发动机安装坐标系O_nZ_n轴平行，方向相同；发动机安装坐标系O_nX_nY_nZ_n的坐标系原点O_n位于卫星发动机安装支架的下端安装端面内，与卫星机械坐标系原点O_sc沿O_scX_sc方向平移D后的坐标位置重合，O_nX_n轴与卫星机械坐标系O_scX_sc轴平行，方向相同，O_nY_n轴与卫星机械坐标系O_scY_sc轴平行，方向相同，O_nZ_n轴与卫星机械坐标系O_scZ_sc轴平行，方向相同；所述的发动机精测镜法线‑O_mZ_m与发动机安装坐标系O_nZ_n轴平行，方向相反；所述的发动机精测镜中心O_m与发动机本体坐标系原点O沿OX轴相反方向平移d后的坐标位置重合。