技术领域
[0001] 本
发明属于高轨卫星设计领域，具体涉及一种飞行器的推力器布局及基于该布局的飞行器位保方法。
背景技术
[0002] 多任务飞行器在轨后可独立工作或进行在轨组合体式操作，随着航天事业的发展，构型各异的多任务卫星应运而生。多任务卫星的优势主要是降低卫星任务失败的
风险，减少任务
费用，增强任务系统功能及提高任务的灵活性等，在经济、国防和促进空间技术发展方面有重要意义。辅助变轨、
燃料补给和故障修复等功能属于在轨操作类的多任务飞行器，可以进行空间故障排查、延长被服务对象寿命等一系列的操作，均需要与被服务对象进行近距离的
接触并与被服务对象形成组合体进行在轨位保，这就要求多任务飞行器的推力器布局既要满足自身要求又应保证形成组合体后不对被服务对象产生影响，而且组合体的位保方式及策略也与两者均相关，现有推力器的布局方式会与被服务对象发生干涉，推力器的羽流会影响被服务对象，且无法进行组合体的位保，采用现有的卫星推力器计算方法已无法满足在多任务飞行器的要求。
发明内容
[0003] 本发明解决的技术问题是：克服
现有技术的不足，针对在轨多任务飞行器与被服务对象形成的组合体，提供一种飞行器的推力器布局及基于该布局的飞行器位保方法，有效解决飞行器的推力器布局问题，使得推力器既满足多任务飞行器自身的布局条件，又不对组合体形成干扰。
[0004] 本发明解决技术的方案是：一种多任务飞行器的推力器布局，该飞行器包括10个推力器，分别记为：第四推力器、第二推力器沿飞行器质心
坐标系X轴方向成对安装，第四推力器用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴顺
时针，第二推力器用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴逆时针方向的力矩；
[0005] 第九推力器、第十推力器沿飞行器质心坐标系Y轴方向成对安装，第九推力器用于产生绕飞行器质心坐标系X轴逆时针方向的力矩，第十推力器用于产生绕飞行器质心坐标系X轴顺时针方向的力矩；
[0006] 第一推力器、第三推力器、第五推力器、第七推力器安装在背地面；
[0007] 第一推力器、第三推力器沿飞行器质心坐标系X轴方向成对安装在飞行器背地面，第一推力器用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴顺时针方向力矩，第三推力器用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴逆时针方向的力矩；
[0008] 第五推力器、第七推力器成对安装在飞行器对地面对
角线上，用于绕飞行器质心坐标系Z轴顺时针方向的力矩；
[0009] 各推力器羽流与被服务对象之间无干涉。
[0010] 所述第六推力器与第八推力器的推力线相互平行且方向相反，第五推力器、第七推力器的推力线相互平行且方向相反。
[0011] 第二推力器、第四推力器的推力线与飞行器质心坐标系X轴的夹角互补。
[0012] 第九推力器、第十推力器的推力线与飞行器质心坐标系Y轴的夹角互补。
[0013] 所述第一推力器、第三推力器的推力线与飞行器质心坐标系X轴的夹角互补。
[0014] 上述多任务飞行器的推力器布局，还包括第十一推力器、第十二推力器、第十三推力器、第十四推力器、第十五推力器、第十六推力器、第十七推力器、第十八推力器、第十九推力器、第二十推力器；
[0015] 第十二推力器、第十四推力器、第十六推力器、第十八推力器、第十九推力器、第二十推力器安装在对地面；
[0016] 第十六推力器、第十八推力器成对安装在飞行器对地面对角线上，用于产生绕飞行器质心坐标系Z轴顺时针方向的力矩；
[0017] 第十四推力器、第十二推力器沿飞行器质心坐标系X轴方向成对安装，第十四推力器用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴顺时针，第十二推力器用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴逆时针方向的力矩；
[0018] 第十九推力器、第二十推力器沿飞行器质心坐标系Y轴方向成对安装，第十九推力器用于产生绕飞行器质心坐标系X轴逆时针方向的力矩，第二十推力器用于产生绕飞行器质心坐标系X轴顺时针方向的力矩；
[0019] 第十一推力器、第十三推力器、第十五推力器、第十七推力器安装在背地面；
[0020] 第十一推力器、第十三推力器沿飞行器质心坐标系X轴方向成对安装在飞行器背地面，第十一推力器用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴顺时针方向力矩，第十三推力器用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴逆时针方向的力矩；
[0021] 第十五推力器、第十七推力器成对安装在飞行器对地面对角线上，用于绕飞行器质心坐标系Z轴逆时针方向的力矩；
[0022] 各推力器羽流与被服务对象之间无干涉。
[0023] 本发明的另一个技术解决方案是：基于上述推力器布局的多任务飞行器位保方法，该方法包括如下步骤：
[0024] (1)、组合体南北位保策略如下：
[0025] (1.1)、初步确定南北位策略：第一南北策略为：在升交点采用第九推力器进行向南位保，在降交点采用第十推力器或者在升交点采用第十九推力器进行向南位保，在降交点采用第二十推力器进行向北位保；第二南北策略为：采用第六推力器第十八推力器向南位保，采用第八推力器第十六推力器向北位保；
[0026] (1.2)、在轨辨识组合体质心
位置，所述质心位置包括组合体质心高度hc和组合体两飞行器间距L，调整组合体的质心位置，将组合体两飞行器间距调整至期望值Lexp，同时组合体质心高度达到期望值hc_exp，使得各推力器与组合体质心的
力臂尽可能小；
[0027] (1.3)、计算第一南北策略和第二南北策略的南北位保效率；
[0028] (1.4)、选择效率高第一南北策略或者第二南北策略作为最终的南北位保策略。
[0029] (2)、组合体东西位保策略如下：
[0030] 采用第四推力器进行向东位保、采用第十二推力器进行向西位保，或采用第十四推力器进行向东位保、采用第二推力器进行向西位保。
[0031] 所述组合体质心高度期望值hc_exp为：
[0032]
[0033] 其中，
[0034]
[0035] h0＝zthruster
[0036]
[0037] h2＝zthruster+ythrustertanα
[0038] 其中，L为hc为当前组合体质心高度，m1、m2分别为多任务飞行器以及被服务卫星的
质量；zthruster为推力器第六推力器、第十六推力器、第八推力器或者第十八推力器的Z向安装坐标值，ythruster为第九推力器、第十推力器、第十九推力器、第二十推力器的Y向安装坐标的绝对值，α为推力器第九推力器、第十推力器推力线与+Y轴的夹角，取锐角；第十九推力器、第二十推力器与-Y轴的安装角度，取锐角；Troll为滚动控制力矩，F为推力器标称推力，Lmin为两个飞行器的最小安全间距，h0为第一特征高度、h1为第二特征高度，h2为第三特征高度。
[0039] 所述组合体两飞行器间距的期望值Lexp为：
[0040]
[0041] 其中，L为组合体两飞行器间距L，hc为组合体质心高度。
[0042] 所述步骤(1.3)计算第一南北策略和第二南北策略的南北位保效率的公式为：
[0043]
[0044] 其中，Troll为滚动控制力矩，F为推力器标称推力，hc_min为当前组合体质心高度所能达到的最小值。
[0045] 本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0046] (1)、本发明提供的一种多任务飞行器的推力器布局及组合体位保方法，有效的解决了飞行器的推力器布局问题，使得推力器既满足多任务飞行器自身的布局条件，又不对组合体形成干扰。
[0047] (2)、本发明提供的一种多任务飞行器的推力器布局方法中推力器组合使用方式多，采用较少的推力器配置实现了组合体的三轴姿控、南北位保、东西位保、沉底等任务，且推力器使用方式均包含备份。
[0048] (3)、本发明方法将多任务飞行器与被服务对象形成组合体后的质心与推力器布局有机的结合，以组合体质心位置和位保效率为判据选择组合体的位保方式，使得位保效率最大化。
[0049] (4)、本发明提供的一种多任务飞行器的推力器布局方法采用公式计算的方式通过推力器的位保效率反指导在轨组合体的质心位置，使得组合体的位保方式最节省燃料，即位保效率最大化。
附图说明
[0050] 图1为本发明
实施例所述的多任务飞行器组合体质心的调整策略；
[0051] 图2为本发明实施例多任务飞行器形成组合体后质心的调整策略；
具体实施方式
[0052] 下面结合附图对本发明的具体实施方法进行详细说明:
[0053] 为与变轨
发动机相区分，推力器定义为飞行器上成组使用的小推力推力器，主要用于飞行器变轨期间的星体
姿态控制，在轨期间的轨道位置、姿态控制等。布局时推力器的基本属性包括推力器的推力场分布模型、推力器的羽流热影响模型、推力器的羽流力影响模型等。这里定义该飞行器使用的推力器推力为F＝10N，为保持推力及力矩平衡，在设计阶段推力器一般设计为成对或成组使用，每对推力器可以完成一个位移方向的推力或一个转动方向的力矩。
[0054] 如图1所示，给出一个多任务飞行器的推力器布局的具体实施例，该具体实施例中多任务飞行器使用的推力器数量为20个，分别记为：第一推力器2A、第二推力器3A、第三推力器4A、第四推力器5A、第五推力器6A、第六推力器7A、第七推力器8A、第八推力器9A、第九推力器10A、第十推力器11A、第十一推力器2B、第十二推力器3B、第十三推力器4B、第十四推力器5B、第十五推力器6B、第十六推力器7B、第十七推力器8B、第十八推力器9B、第十九推力器10B、第二十推力器11B。
[0055] 第二推力器3A、第四推力器5A、第六推力器7A、第八推力器9A、第九推力器10A、第十推力器11A、第十二推力器3B、第十四推力器5B、第十六推力器7B、第十八推力器9B、第十九推力器10B、第二十推力器11B安装在对地面；
[0056] 第六推力器7A、第八推力器9A成对安装在飞行器对地面对角线上，用于产生绕飞行器质心坐标系Z轴逆时针方向的力矩；
[0057] 第四推力器5A、第二推力器3A沿飞行器质心坐标系X轴方向成对安装，第四推力器5A用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴顺时针，第二推力器3A用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴逆时针方向的力矩；
[0058] 第九推力器10A、第十推力器11A沿飞行器质心坐标系Y轴方向成对安装，第九推力器10A用于产生绕飞行器质心坐标系X轴逆时针方向的力矩，第十推力器11A用于产生绕飞行器质心坐标系X轴顺时针方向的力矩；
[0059] 第十六推力器7B、第十八推力器9B成对安装在飞行器对地面对角线上，第十六推力器7B用于产生绕飞行器质心坐标系Z轴逆时针方向的力矩，第十八推力器9B用于产生绕飞行器质心坐标系Z轴顺时针方向的力矩；
[0060] 第十四推力器5B、第十二推力器3B沿飞行器质心坐标系X轴方向成对安装，第十四推力器5B用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴顺时针，第十二推力器3B用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴逆时针方向的力矩；
[0061] 第十九推力器10B、第二十推力器11B沿飞行器质心坐标系Y轴方向成对安装，第十九推力器10B用于产生绕飞行器质心坐标系X轴逆时针方向的力矩，第二十推力器11B用于产生绕飞行器质心坐标系X轴顺时针方向的力矩；
[0062] 第一推力器2A、第三推力器4A、第五推力器6A、第七推力器8A、第十一推力器2B、第十三推力器4B、第十五推力器6B、第十七推力器8B安装在背地面；
[0063] 第一推力器2A、第三推力器4A沿飞行器质心坐标系X轴方向成对安装在飞行器背地面，第一推力器2A用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴顺时针方向力矩，第三推力器4A用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴逆时针方向的力矩；
[0064] 第五推力器6A、第七推力器8A成对安装在飞行器对地面对角线上，用于绕飞行器质心坐标系Z轴顺时针方向的力矩；
[0065] 第十一推力器2B、第十三推力器4B沿飞行器质心坐标系X轴方向成对安装在飞行器背地面，第十一推力器2B用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴顺时针方向力矩，第十三推力器4B用于产生绕飞行器质心坐标系Y轴逆时针方向的力矩；
[0066] 第十五推力器6B、第十七推力器8B成对安装在飞行器对地面对角线上，用于绕飞行器质心坐标系Z轴逆时针方向的力矩；
[0067] 所述第六推力器7A与第八推力器9A的推力线相互平行且方向相反，第五推力器6A、第七推力器8A的推力线相互平行且方向相反。
[0068] 第二推力器3A、第四推力器5A的推力线与飞行器质心坐标系X轴的夹角互补。
[0069] 第九推力器10A、第十推力器11A的推力线与飞行器质心坐标系Y轴的夹角互补。
[0070] 第一推力器2A、第三推力器4A的推力线与飞行器质心坐标系X轴的夹角互补。
[0071] 所述第十六推力器7B与第十八推力器9B的推力线相互平行且方向相反，第十五推力器6B、第十七推力器8B的推力线相互平行且方向相反。
[0072] 第十二推力器3B、第十四推力器5B的推力线与飞行器质心坐标系X轴的夹角互补。
[0073] 第十九推力器10B、第二十推力器11B的推力线与飞行器质心坐标系Y轴的夹角互补。
[0074] 第十一推力器2B、第十三推力器4B的推力线与飞行器质心坐标系X轴的夹角互补。
[0075] 推力器初步布局完成后，应开展推力器羽流与天线、太阳翼等星外部件的干涉检查，星上推力器的热流不得影响星外部件。同时，还应当根据在轨服务过程中组合体的整体构型，进行多任务飞行器对组合体的推力器羽流干涉检查，要求飞行器的推力器羽流与被服务对象之间无干涉。
[0076] 在上述具体实施例中，各推力器与星体的角度如表1所示：
[0077] 表1推力器与星体的角度值
[0078]
[0079]
[0080] 多任务飞行器轨道控制、姿态控制使用的推力器的代号及组合如表2所示：
[0081] 表2姿轨控时各推力器的组合方式
[0082]
[0083]
[0084] 上述推力器布局一共提供了20台推力器分为两个分支，每个分支10台推力器，每个分支均能单独完成对服务飞行器自身6
自由度姿轨解耦控制，以及对组合体南北、东西位置保持与姿态控制。
[0085] 基于上述推力器布局的多任务飞行器位保方法，多任务飞行器达到预定工作轨道后，与被服务对象形成组合体，将开展以在轨服务飞行器为主体的组合体位保，该方法包括如下步骤：
[0086] (1)、组合体南北位保策略如下：
[0087] (1.1)、初步确定南北位策略：第一南北策略为：在升交点采用第九推力器10A进行向南位保，在降交点采用第十推力器11A或者在升交点采用第十九推力器10B进行向南位保，在降交点采用第二十推力器11B进行向北位保，考虑到推力器存在径向推力分量，南北位保时对偏心率干扰较大，因此不能只做向南或向北位保，在升交点进行向南位保，在降交点作向北位保，抵消对偏心率的耦合影响；；第二南北策略为：采用第六推力器7A+第十八推力器9B向南位保，采用第八推力器9A+第十六推力器7B向北位保，由于7A、7B、9A、9B推力器指向为正南正北方向，因此位保时只做向南位保或向北位保即可。；
[0088] 策略一的两种推力器选用方式互为备份，策略二的两种推力器选用方式互为备份，同时策略一、策略二互为备份；
[0089] (1.2)、通过惯性测量单元IMU在轨辨识组合体质心位置，根据质心位置估算策略一与策略二位保过程干扰力矩大小，并在星体内改变反作用轮的力矩来进行干扰力矩补偿。将考虑干扰力矩补偿情况下的位保效率作为策略一和策略二的选择依据。所述质心位置包括组合体质心高度hc和组合体两飞行器间距L，调整组合体的质心位置，将组合体两飞行器间距调整至期望值Lexp，同时组合体质心高度达到期望值hc_exp，使得各推力器与组合体质心的力臂尽可能小
[0090] 所述组合体质心高度期望值hc_exp为：
[0091]
[0092] 其中hc_min为当前组合体质心高度所能达到的最小值(即两星近距为最小安全间距Lmin时)，h0、h1、h2为特征高度，与推力器布局参数有关，其中，
[0093]
[0094] h0＝zthruster
[0095]
[0096] h2＝zthruster+ythrustertanα
[0097] 其中，L为，hc为当前组合体质心高度，m1、m2分别为多任务飞行器以及被服务卫星的质量；zthruster为推力器第六推力器7A、第十六推力器7B、第八推力器9A或者第十八推力器9B的Z向安装坐标值，ythruster为第九推力器10A、第十推力器11A、第十九推力器10B、第二十推力器11B的Y向安装坐标的绝对值，α为推力器第九推力器10A、第十推力器11A推力线与+Y轴的夹角，取锐角；第十九推力器10B、第二十推力器11B与-Y轴的安装角度，取锐角；Troll为滚动控制力矩，F为推力器标称推力，Lmin为两个飞行器的最小安全间距，h0为第一特征高度、h1为第二特征高度，h2为第三特征高度。
[0098] 所述组合体两飞行器间距的期望值Lexp为：
[0099]
[0100] 其中，L为组合体两飞行器间距L，hc为组合体质心高度。按照上述组合体质心调整策略，服务期内随着组合体最小质心高度逐渐升高，期望的组合体质心高度按照图2所示的规律变化。
[0101] (1.3)、计算第一南北策略和第二南北策略的南北位保效率；
[0102] 计算第一南北策略和第二南北策略的南北位保效率的公式为：
[0103]
[0104] 其中，Troll为滚动控制力矩，F为推力器标称推力，hc_min为当前组合体质心高度所能达到的最小值。当在轨服务飞行器与被服务卫星之间的距离不同时，即组合体的质心高度不同时或南北位保效率不同时可以选择不同的南北位保策略。当hc_min≤h1时，南北位保采用策略二效率较高；当hc_min>h1时，南北位保采用策略一效率较高。
[0105] (1.4)、选择效率高第一南北策略或者第二南北策略作为最终的南北位保策略。
[0106] (2)、组合体东西位保策略如下：
[0107] 采用第四推力器5A进行向东位保、采用第十二推力器3B进行向西位保，或采用第十四推力器5B进行向东位保、采用第二推力器3A进行向西位保。
[0108] 东西位保时效率如下：
[0109]
[0110] 其中，β为第二推力器3A、第四推力器5A、第十二推力器3B、第十四推力器5B与±X轴的夹角，取锐角；Tpitch为
俯仰控制力矩，F为推力器标称推力，hc为组合体质心高度，hEW为东西位保推力器的推力方向与Z轴交点的高度：
[0111] hEW＝zEW+xEWtanβ
[0112] 其中，zEW为推力器3A、5A、3B、5B的Z向安装坐标值，xEW为推力器3A、5A、3B、5B的X向安装坐标值。
[0113] 本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和
修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
