軌道轉(zhuǎn)移及軌控發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)

1、軌道轉(zhuǎn)移及相應(yīng)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)一、軌道轉(zhuǎn)移靜止衛(wèi)星一般釆用軌道轉(zhuǎn)移方法，有兩種類型，一種類型是星箭分離后，衛(wèi)星進(jìn)入近地 點(diǎn)為幾百米的遠(yuǎn)地點(diǎn)為同步高度左右的人橢圓軌道，成為轉(zhuǎn)移軌道。轉(zhuǎn)移軌道傾角i般不 為0一余下過程即進(jìn)入靜止軌道的任務(wù)由星上遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)和姿態(tài)軌道控制分系統(tǒng)完成。另 一種類型是航天飛機(jī)或人型運(yùn)載火箭，將衛(wèi)星和一級(jí)火箭（近地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)）送入停泊軌道, 停泊軌道町能是幾百r米的例軌道，也可能是近地點(diǎn)幾百米，遠(yuǎn)地點(diǎn)一多米的橢圓軌 道。在停泊軌道上近地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)工作，將衛(wèi)星送入轉(zhuǎn)移軌道，余卜的過程和第-種方式類似。在發(fā)射靜止衛(wèi)星的過程中，從轉(zhuǎn)移軌道變化為靜止軌道過程，由遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)提供速度 增

2、帚大小和由卩星姿態(tài)控制保證推力方向來實(shí)現(xiàn)。遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)分為固體發(fā)動(dòng)機(jī)和液體發(fā)動(dòng) 機(jī)兩類發(fā)動(dòng)機(jī)有不同的力學(xué)特點(diǎn)。固體發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡單，町靠性高，但比沖較低。從變軌過程分析有以下特點(diǎn)2：1、一次完成變軌2、衛(wèi)星一般用自旋穩(wěn)定來克服推力偏斜影響3,衛(wèi)星自旋軸方向和推力方向一 致，可以在一定范闈內(nèi)選擇推力方向，一旦選定，推力方向在慣性空間恒定。3、固體發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)劑發(fā)射前在地面裝填好，裝填量只能按標(biāo)準(zhǔn)轉(zhuǎn)移軌道推算, 在發(fā)射后，裝填量不能調(diào)整，衛(wèi)星獲得的速度增量為常數(shù)。4、發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間短，推力比較大，一般可視為脈沖推力液體發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)比較復(fù)雜，比沖比較高，它啟下列特點(diǎn)4-5：1、工作時(shí)間可以人為控制，可以

3、多次啟動(dòng)，變軌工作可以分幾次進(jìn)行2、多次變軌時(shí)，前次變軌的結(jié)果，可以通過衛(wèi)星遙測和軌道測量進(jìn)行參數(shù)標(biāo)定，以標(biāo) 定結(jié)果為依據(jù)來制定下次變軌計(jì)劃。這樣可以提高變軌精度。3、對三軸穩(wěn)定的衛(wèi)星，遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力方向受到限制，例如推力必須垂直衛(wèi)星地 心距矢量，稱為無徑向分量變軌。4、多次變軌時(shí)，每次變軌的誤差系數(shù)不同，依賴于各次變軌量的大小目前人多數(shù)衛(wèi)星采用三軸穩(wěn)定控制系統(tǒng)和液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)，選用固體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)的 較少。二、軌控發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的推力主要來自火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室產(chǎn)生的，是火箭推進(jìn)劑在推力室（通 常包括噴注器、燃燒室和噴管）的燃燒室中燃燒或分解生成的高溫高斥燃?xì)?，?jīng)噴管膨脹并 沿火

4、箭飛行相反方向高速噴射時(shí)，施加給火箭一個(gè)反作用力?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)推力公式F= Ihve + Ae（Pe - Pa）第一項(xiàng)為動(dòng)最推力，第二項(xiàng)壓力推力?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)推力與推進(jìn)劑質(zhì)量流量、噴管出II排 氣速度、噴管出II處橫截面積令關(guān)，還與火箭飛行高度（大氣壓強(qiáng)隨地面高度上升而下降） 有關(guān)。同時(shí)也說明實(shí)際的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)沒有得到最人的排氣速度，另外還表明火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力 與飛行器飛行速度無關(guān)?；鸺谡婵諚l件下（pa=O）工作時(shí)的推力稱為真空推力。推力室的真空推力作用Fv表 示，則有Fv = riive + Ac Pe冥空推力大小與外界壞境條件無關(guān)，頁空推力為火箭的最大推力。所以其空推力足評(píng)定 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室的

5、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)水平和內(nèi)部工作過程質(zhì)量好壞的指標(biāo)。比沖是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在穩(wěn)態(tài)工作狀態(tài)卜，每單位質(zhì)最推進(jìn)劑所產(chǎn)生的沖呈，定義式為液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖為2500“5000Ns/kg,固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)真空比沖為 25003000Ns/k甌比沖越人也說明所需要燃料的質(zhì)帛越小。貞空比沖性能的提高能夠有效延 長航天器的工作壽命或增加有效叔荷的質(zhì)量，可以帶來I分顯著的經(jīng)濟(jì)效益和軍事效益。根據(jù)汁 算，比沖每増加9. 8Ns/kg,發(fā)動(dòng)機(jī)每工作6000s,即可節(jié)約推進(jìn)劑3kg左右，工作16000s可節(jié) 約推進(jìn)劑& 5kg左右。因此國內(nèi)外對提高液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)的貞空比沖性能都I分乖視，始終堅(jiān) 持利用最新的材料和最新的

6、噴注器技術(shù)，持續(xù)不斷地提高液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)的戌空比沖性能。最 具代表性的美國R - 4D系列發(fā)動(dòng)機(jī)從貞空比沖287 S的R 4D 一 7發(fā)動(dòng)機(jī)到真空比沖327 S 的R-4D-16發(fā)動(dòng)機(jī)，歷經(jīng)40年，貞空比沖覽加了 40S之多.目前提高推力室性能的研究主 要集中在2個(gè)方向：一是推力室身部結(jié)構(gòu)采用耐高溫性能更好的新型材料，以適應(yīng)邊區(qū)內(nèi)冷卻液 膜流量減少右噴管喉部結(jié)構(gòu)溫度升高；二是改善推力室的結(jié)構(gòu)，如涉及高性能的噴注器等6-7。液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)（以雙組尤泵壓式液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為例），推進(jìn)別和燃料分別從儲(chǔ)箱中 被擠出，經(jīng)由推進(jìn)劑輸送管道進(jìn)入推力室。推進(jìn)劑通過推力室頭卻貫注器混介霧化，形成細(xì)小液滴，

7、 被燃燒室中的火焰加熱氣化并劇烈燃燒，在燃燒室中變成高溫高床燃?xì)?。燃?xì)饨?jīng)過噴管被加成超聲 速氣流向后噴出，產(chǎn)生作用在發(fā)動(dòng)Kt的推力，推動(dòng)火箭詢進(jìn)。另路會(huì)送至燃?xì)獍l(fā)'I.器.化其屮燃 燒帯動(dòng)渦輪做功，渦輪帶動(dòng)燃料泵和氧化劑泵，使得推進(jìn)劑按照要求的壓力送入推力室。Liquid Rocket EngineV Velocity m mass flow rate p* pressureThrusts F = m Ve (pt-p0) AG圖1液體火箭發(fā)動(dòng)權(quán)UM理圖三、液體發(fā)動(dòng)機(jī)的變軌策略在實(shí)際工程中，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力都是有限的。因此硏究在有限推力作用卜，空間飛行器最 優(yōu)軌道轉(zhuǎn)移問題是有必要和右意義的

8、。國外學(xué)者在有限推力軌道轉(zhuǎn)移優(yōu)化方面的工作較多, Hargraves和Paris提出直接配點(diǎn)法來求解最優(yōu)軌道轉(zhuǎn)移問題。Widhalm和Heise研究了平面 內(nèi)航天器軌道機(jī)動(dòng)中的最優(yōu)規(guī)避問題o Enright和Conway利用直接配置和卄線性規(guī)劃方法處 理同平面有限推力最優(yōu)軌道轉(zhuǎn)移問題，利用已知分段故優(yōu)軌跡無需計(jì)算來減少計(jì)算最。 Hanson和Duckman研究了將原始問題分解成多個(gè)推力弧段的軌跡優(yōu)化問題，在每個(gè)弧段求 解兩點(diǎn)邊值問題。Thorne和Hall研究了時(shí)間最短的連續(xù)推力軌道轉(zhuǎn)移問題8-10o對于靜止衛(wèi)星，在地心赤道坐標(biāo)系中，變軌過程的運(yùn)動(dòng)方程為d2x nx F- = = cos a

9、cos Sdt2 r3 md2y “y F-rr + 7 = sin a cos 8 dt2 r3 md2z nz F喬+廬=兩sin”dm-3 = mdtF發(fā)動(dòng)機(jī)推力m衛(wèi)星瞬時(shí)質(zhì)量dm/dt-推進(jìn)劑質(zhì)量秒流量a. 6推力方向的赤經(jīng)、赤緯等，-筈一地球中心引力項(xiàng)在測控地面站分布的較集中的情況卜，為了保證變軌實(shí)施計(jì)劃的實(shí)現(xiàn)，町以采用控制升 交點(diǎn)地理經(jīng)度方法來確定變軌量。假設(shè)這次變軌結(jié)束，衛(wèi)星在新軌道上運(yùn)行，在運(yùn)行到第N 個(gè)升交點(diǎn)時(shí)，衛(wèi)星處在地理經(jīng)度為入N處。九有利于下次變軌計(jì)劃實(shí)施，入N 一般應(yīng)在定點(diǎn)位 置的西邊。實(shí)際衛(wèi)星測控過程中變軌優(yōu)化問題：2、對已經(jīng)測出的軌道，選擇點(diǎn)火時(shí)間to,點(diǎn)火姿態(tài)赤

10、緯6。；2、計(jì)算方程，直到滿足N個(gè)升交點(diǎn)為入“為止，確定出熄火時(shí)間：3、變換不同的t。和6°,當(dāng)在得到目標(biāo)函數(shù)值最小時(shí)，對應(yīng)的t。，At和6。，當(dāng)在 得到目標(biāo)函數(shù)值最小時(shí)，對應(yīng)的如At和6。即為故佳點(diǎn)火參數(shù)。國內(nèi)目前第一代490 N液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)丸空比沖為305 S左右，己經(jīng)完成了包括“嫦娥- 號(hào)”在內(nèi)的29顆航天器的變軌飛行任務(wù)，第二代490 N液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)己投入使用，其貞空 比沖315 S左右，H前已投入使用。為滿足我國大容量、長壽命衛(wèi)星發(fā)展但需解決氧化劑長期相 容性等問題的需要，我國開展了貞空比沖目標(biāo)為323 S的第三代奇性能490 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)（以下 簡稱第三代490

11、N發(fā)動(dòng)機(jī)）的研究工作。截至目前，第三代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)開展了包扌舌離性能 噴注器、耐高溫抗氧化材料在內(nèi)的多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，完成了多次熱試車試驗(yàn).在多個(gè)研究方面 取得了重要進(jìn)展。49ON發(fā)動(dòng)機(jī)圖2高性能衛(wèi)星用490N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)（801所研制）參考文獻(xiàn)1董徳昌.國外固體變軌及上而級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)綜述C/中國寧航學(xué)會(huì)周體火箭推進(jìn)專業(yè)委員會(huì)第二十一屈 年會(huì).2004.1J 1J 1J 1J 1J2 3 4 5 6 fl fL rL fl fl阮崇種固體推進(jìn)劑遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)的研制和關(guān)鍵技術(shù)J.同體火箭技術(shù),2003, 26(01):4-9.李雯，肖凱.變軌發(fā)動(dòng)機(jī)工作態(tài)主動(dòng)式I旋穗定姿態(tài)控制J.宇就學(xué)報(bào),2004,第2期(02):231-234. 暢成虎，林慶國，劉昌國.島性能液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展J.火箭推進(jìn),2013,39(04):1-7.姜文龍，暢成虎，林慶國.高性能衛(wèi)星用490N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)研究進(jìn)展.火箭推進(jìn),2011,37(6):9-13 劉昌國，張中光，韓宏印，等.高比沖雙組元液體遠(yuǎn)地點(diǎn)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研究J.上海航天,2004, 20(4):30-33.7銀仁亮，周進(jìn)，張中光.液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力室