軌道轉(zhuǎn)移及軌控發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)

軌道轉(zhuǎn)移及相應(yīng)軌控發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)一、 軌道轉(zhuǎn)移靜止衛(wèi)星一般采用軌道轉(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)為幾百千米的遠(yuǎn)地點(diǎn)為同步高度左右的大橢圓軌道，成為轉(zhuǎn)移軌道。轉(zhuǎn)移軌道傾角一般不為0。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)或大型運(yùn)載火箭，將衛(wèi)星和一級火箭（近地點(diǎn)發(fā)動機(jī)）送入停泊軌道,停泊軌道可能是幾百T?米的圓軌道，也可能是近地點(diǎn)幾百T?米，遠(yuǎn)地點(diǎn)一千多千米的橢圓軌道。在停泊軌道上近地點(diǎn)發(fā)動機(jī)工作，將衛(wèi)星送入轉(zhuǎn)移軌道，余下的過程和第一種方式類似。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)動機(jī)提供速度增量大小和由衛(wèi)星姿態(tài)控制保證推力方向來實(shí)現(xiàn)。遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)分為固體發(fā)動機(jī)和液體發(fā)動機(jī)兩類發(fā)動機(jī)有不同的力學(xué)特點(diǎn)。固體發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)簡單，可棠性高，但比沖較低。從變軌過程分析有以下特點(diǎn)［1-2］：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，可以在一定范圍內(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)動機(jī)工作時間短，推力比較大，一般可視為脈沖推力液體發(fā)動機(jī)系統(tǒng)比較復(fù)雜，比沖比較高，它有下列特點(diǎn)［4-5］：1、 工作時間可以人為控制，可以多次啟動，變軌工作可以分幾次進(jìn)行2、 多次變軌時，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，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大多數(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)動機(jī)，選用固體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)的較少。二、 軌控發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)火箭發(fā)動機(jī)系統(tǒng)的推力主要來自火箭發(fā)動機(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壓燃?xì)猓?jīng)噴管膨脹并沿火箭飛行相反方向高速噴射時，施加給火箭一個反作用力?；鸺l(fā)動機(jī)推力公式F=mve+Ae（Pe-pa）第一項(xiàng)為動量推力，第二項(xiàng)壓力推力?；鸺l(fā)動機(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處橫截面枳有關(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)。同時也說明實(shí)際的火箭發(fā)動機(jī)沒有得到最大的排氣速度，另外還表明火箭發(fā)動機(jī)推力與飛行器飛行速度無關(guān)?；鸺谡婵諚l件下（pa=0）工作時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=mve+AePe真空推力大小與外界環(huán)境條件無關(guān)，真空推力為火箭的最大推力。所以真空推力是評定火箭發(fā)動機(jī)推力室的結(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)動機(jī)在穩(wěn)態(tài)工作狀態(tài)下，每單位質(zhì)量推進(jìn)劑所產(chǎn)生的沖量，定義式為液體火箭發(fā)動機(jī)真空比沖為2500-5000Ns/kg，固體火箭發(fā)動機(jī)真空比沖為2500-3000Ns/kgo比沖越大也說明所需要燃料的質(zhì)量越小。真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載荷的質(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)計(jì)算，比沖每增加9.8Ns/kg,發(fā)動機(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8.5kg左右。因此國內(nèi)外對提高液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)的直空比沖性能都I?分重視，始終堅(jiān)持利用最新的材料和最新的噴注器技術(shù)，持續(xù)不斷地提高液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)的真空比沖性能。最具代表性的美國R—4D系列發(fā)動機(jī)從真空比沖287S的R—4D一？發(fā)動機(jī)到真空比沖32?S的R-4D-16發(fā)動機(jī)，歷經(jīng)40年，真空比沖增加了40S之多。目前提高推力室性能的研究主要集中在2個方向：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)冷卻液膜流量減少后噴管喉部結(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]o液體火箭發(fā)動機(jī)工作時（以雙組元泵壓式液體火箭發(fā)動機(jī)為例），推進(jìn)劑和燃料分別從儲箱中被擠出，經(jīng)由推進(jìn)齊I驗(yàn)送管道進(jìn)入推力室。推進(jìn)齊I姬過推力室頭部唯主器混合霧化，形成細(xì)小液滴，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壓燃?xì)?。燃?xì)饨?jīng)過噴管被加速成超聲速氣流向后噴出，產(chǎn)生作用在發(fā)動和1±的推力，推動火箭前進(jìn)。另一路會送至燃?xì)獍l(fā)生器，在其中燃燒帶動渦輪做功，渦輪帶動燃料泵和氧化劑泵，使得推進(jìn)劑按照要求的壓力送入推力室。LiquidRocketEngineThrust=F=ni&?（p（j-Po）A。圖1液體火箭發(fā)動機(jī)原理圖三、液體發(fā)動機(jī)的變軌策略在實(shí)際工程中，發(fā)動機(jī)的推力都是有限的。因此研究在有限推力作用下，空間飛行器最優(yōu)軌道轉(zhuǎn)移問題是有必要和有意義的。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)動中的最優(yōu)規(guī)避問題。Enright和Conway利用直接配置和非線性規(guī)劃方法處理同平面有限推力最優(yōu)軌道轉(zhuǎn)移問題，利用己知分段最優(yōu)軌跡無需計(jì)算來減少計(jì)算量。Hanson和Duckman研究了將原始問題分解成多個推力弧段的軌跡優(yōu)化問題，在每個孤段求解兩點(diǎn)邊值問題。Thorne和Hall研究了時間最短的連續(xù)推力軌道轉(zhuǎn)移問題[8-10]o對于靜止衛(wèi)星，在地心赤道坐標(biāo)系中，變軌過程的運(yùn)動方程為d2?iir-d2xfixF=—cosacos8at2r3md2ynyF+-7=—sinacosS

dt2r3md2z[izF 1 =—sinS擊2十r3mS°dm頑=FF—發(fā)動機(jī)推力m一衛(wèi)星瞬時質(zhì)量dm/dL推進(jìn)劑質(zhì)量秒流量a,6—推力方向的赤經(jīng)、赤緯一井，_當(dāng)_與—地球中心引力項(xiàng)r6r6r6在測控地面站分布的較集中的情況下，為了保證變軌實(shí)施計(jì)劃的實(shí)現(xiàn)，可以采用控制升交點(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個升交點(diǎn)時，衛(wèi)星處在地理經(jīng)度為化處。入n有利于下次變軌計(jì)劃實(shí)施，Z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：1、 對己經(jīng)測出的軌道，選擇點(diǎn)火時間to,點(diǎn)火姿態(tài)赤緯6。；2、 計(jì)算方程，直到滿足N個升交點(diǎn)為入n為止，確定出熄火時間；3、 變換不同的t。和6°,當(dāng)在得到目標(biāo)函數(shù)值最小時，對應(yīng)的to,At和6。，當(dāng)在得到目標(biāo)函數(shù)值最小時，對應(yīng)的t°,At和6。即為最佳點(diǎn)火參數(shù)。國內(nèi)目前第一代490N液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)真空比沖為305S左右，己經(jīng)完成了包括“嫦娥一號”在內(nèi)的29顆航天器的變軌飛行任務(wù)，第二代490N液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)己投入使用，其真空比沖315S左右，目前己投入使用。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，我國開展了直空比沖目標(biāo)為323S的第三代高性能490N軌控發(fā)動機(jī)（以下簡稱第三代490N發(fā)動機(jī)）的研究工作。截至目前，第三代490N發(fā)動機(jī)己經(jīng)開展了包括高性能噴注器、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)，在多個研究方面取得了重要進(jìn)展。490N發(fā)動料圖2高性能衛(wèi)星用490N軌控發(fā)動機(jī)（801所研制）參考文獻(xiàn)［1］ 黃德昌.國外固體變軌及上面級發(fā)動機(jī)綜述［C］//中國宇航學(xué)會固體火箭推進(jìn)專業(yè)委員會第二十一屆年會.2004.［2］ 阮崇智.固體推進(jìn)劑遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)的研制和關(guān)鍵技術(shù)［J］.固體火箭技術(shù),2003,26(01):4-9.［3］ 李雯，肖凱.變軌發(fā)動機(jī)工作態(tài)主動式|'|旋穩(wěn)定姿態(tài)控制［J］.宇航學(xué)報(bào),2004,第2期(02):231-234.［4］ 楊成虎，林慶國，劉昌國.高性能液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展［J］.火箭推進(jìn),2013,39(04):1-7.［5］ 姜文龍，楊成虎，林慶國.高性能衛(wèi)星用490N軌控發(fā)動機(jī)研究進(jìn)展［J］.火箭推進(jìn),2011,37(6):9-13.［6］ 劉昌國，張中光，薜宏印，等一高比沖雙組元液體遠(yuǎn)地點(diǎn)火箭發(fā)動機(jī)研究［J］.上海航天,2004,20(4):30-33.［7］ 銀仁亮，周進(jìn)，張中光一液體遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)推力室工作過程數(shù)值仿且［J］.火箭推進(jìn),20