基于向量理论的航天器变轨发动机干扰力矩计算方法

摘要

基于向量理论的航天器变轨发动机干扰力矩计算方法，首先定义各个坐标系，在发动机本体坐标系C_EB坐标系下，计算发动机推力矢量F_EB和作用点位置矢量然后在发动机安装坐标系C_EI下发动机推力矢量F_EI、在航天器机械坐标系C_S下坐标原点O_S到发动机安装法兰理论圆心A的向量发动机安装法兰理论圆心A到发动机推力矢量作用点P的向量发动机推力矢量F_S和作用点位置向量最后计算航天器变轨发动机干扰力矩，并根据力矩增加航天器配重或调整发动机指向，本发明实现了航天器变轨发动机干扰力矩的精确计算，提高了航天器变轨发动机干扰力矩的精确度，最大程度上满足了航天器变轨发动机干扰力矩计算的需求。

主权项

基于向量理论的航天器变轨发动机干扰力矩计算方法，其特征在于步骤如下：(1)定义航天器机械坐标系C_S、航天器质心坐标系C_C、发动机本体坐标系C_EB、发动机精测镜本体坐标系C_M、发动机精测镜镜面与法线坐标系C_N和发动机安装坐标系C_EI，并确定各个坐标系之间的相对关系；所述航天器机械坐标系C_S的原点位于卫星与运载火箭的机械分离面内，且与机械分离面内基准定位销所组成理论圆的圆心重合，X_S轴正方向从坐标原点指向航天器东板，Y_S轴正方向从坐标原点指向航天器南板，Z_S轴满足右手定则；所述航天器质心坐标系C_C由所述航天器机械坐标系C_S平移得到，航天器质心坐标系C_C的原点位于航天器质心；所述发动机本体坐标系C_EB的坐标原点位于发动机安装法兰的理论圆心A，X_EB轴正方向与航天器机械坐标系Z_S轴正方向一致，Y_EB轴正方向与航天器机械坐标系Y_S轴负方向一致，Z_EB轴正方向与航天器机械坐标系X_S轴正方向一致；所述发动机精测镜本体坐标系C_M的坐标原点位于发动机喷口理论圆心B，Z_M轴正方向与X_EB轴的负方向一致，X_M轴正方向与C_EB坐标系下X_EB轴正方向之间的夹角为θ°，Y_M轴正方向与Y_EB轴正方向之间的夹角为θ°；所述发动机精测镜镜面与法线坐标系C_N由发动机精测镜本体坐标系C_M旋转得到，发动机精测镜镜面与法线坐标系C_N的坐标原点位于发动机喷口理论圆心B，Z_N轴的正方向沿发动机的几何轴线指向喷口方向，X_N轴和Y_N轴所在平面与精测镜的镜面共面；所述发动机安装坐标系C_EI由发动机精测镜镜面与法线坐标系C_N平移得到，发动机安装坐标系C_EI的坐标原点与安装法兰的理论圆心A重合；(2)根据预先给定的推力矢量偏斜角α、推力矢量横移位置角β、推力矢量偏斜位置角γ和推力矢量作用点P的横移量δ，在发动机本体坐标系C_EB坐标系下，计算发动机推力矢量F_EB和作用点位置矢量具体由公式：F_EB＝F(cosα sinαcosγ sinαsinγ)^T给出，式中，F为发动机推力，推力矢量偏斜角α为发动机X_EB轴正方向与推力矢量之间的锐角；推力矢量横移位置角β为Y_EB轴正方向与推力矢量在Y_EBO_EBZ_EB平面投影之间的夹角，推力矢量偏斜位置角γ为Y_EB轴与之间的夹角，推力矢量横移量δ为推力作用点距坐标原点O_EB的距离；(3)根据步骤(2)中计算的发动机推力矢量F_EB和作用点位置矢量计算发动机安装坐标系C_EI下发动机推力矢量F_EI、航天器机械坐标系C_S下坐标原点O_S到发动机安装法兰理论圆心A的向量和航天器机械坐标系C_S下发动机安装法兰理论圆心A到发动机推力矢量作用点P的向量具体由公式：$F_{EI}=R_{EB}^{EI}{F}_{EB}$给出，式中，为在发动机安装坐标系C_EI下，发动机推力作用点位置矢量；为从发动机本体坐标系C_EB到发动机安装坐标系C_EI的坐标变换矩阵；为航天器机械坐标系C_S原点O_S到发动机喷口理论圆心B的向量；为在航天器机械坐标系C_S下，发动机喷口理论圆心B到发动机安装法兰理论圆心A的向量；(4)利用步骤(3)中的结果，计算航天器机械坐标系C_S下，发动机推力矢量F_S和作用点位置向量(5)根据步骤(4)中的结果，以及航天器机械坐标系C_S下变轨发动机点火时航天器质心的位置向量计算推力矢量F对航天器质心O_C的力矩M，即为航天器变轨发动机干扰力矩；(6)若步骤(5)中的干扰力矩大于预先设定的阈值，则增加航天器配重或调整发动机指向，重复步骤(3)～步骤(5)，直至干扰力矩小于等于预先设定的阈值。