[发明专利]一种再入返回航天器推进系统优化配置方法

权利要求书

1.一种再入返回航天器推进系统优化配置方法，其特征在于该方法的具体步骤为：

第一步 推进系统类型、推进剂及增压气体种类选择

对于返回式小卫星而言，考虑到小卫星的比冲需求不强而尺寸空间紧张，采用单组元液体发动机；考虑综合性能及成熟度，推进剂采用DT-3，增压气体采用氦气；

第二步 确定有效推进剂重量

根据总体提供的小卫星总重量M，考虑在轨飞行轨道，地球引力常数为μ，地心距为r，半长轴为a，根据公式(1)和公式(2)，确定离轨制动前后轨道在离轨点的速度V₁和V₂：

公式(1)中，V₁为离轨前轨道速度；r₁为离轨前地心距；a₁为离轨前半长轴；

公式(2)中，V₂为离轨后轨道速度；r₂为离轨后地心距；a₂为离轨后半长轴；

确定离轨需要的速率增量dV：

dV＝V₁-V₂ (3)

确定离轨需要的推进剂重量M_t1：

公式(4)中，I_sp为DT-3的比冲，e为自然对数；

确定姿态控制需要的推进剂质量M_t2：

M_t2＝kM_t1 (5)

公式(5)中，k为比例系数，选取0.2～0.5；

确定有效推进剂质量M_t：

M_t＝M_t1+M_t2+dM_t (6)

公式(6)中，dM_t为推进剂余量，选取0.1M_t～0.2M_t；

第三步 确定轨控发动机推力

对于返回式卫星，离轨需要大推力轨控发动机提供大推力，保证足够的速度增量返回；

确定离轨需要的轨控发动机推力T_g：

公式(7)中，T为离轨约束时间；

确定轨控发动机推力T_gk：

公式(8)中，T_g1为T_g取整数；T_c为现有推进系统型谱中与T_g1最接近的推力；

第四步 初确定姿控发动机推力

综合考虑返回式小卫星发动机的成本及安装复杂性，采用单一种类姿控发动机；

确定姿控发动机推力T_zk：

T_zk＝mT_gk (9)

公式(9)中，m为比例系数，选取0.02～0.2；

第五步 确定姿轨控发动机个数

对于返回式小卫星而言，考虑到推进系统布局空间受限，轨控发动机只能选取1个，无法进行双路备份，但可将多个姿控发动机作为轨控发动机的备份，在此选择4个与轨控发动机相同方向安装的姿控发动机作为轨控发动机的备份；

考虑到姿控发动机的最低需求为4个发动机，考虑到4个轴向安装的姿控发动机作为轨控发动机的备份，轨控发动机和姿控发动机在离轨段都需要工作，故此至少需要4个姿控发动机；同时考虑姿控发动机的可靠性，对用于姿控的4个发动机进行双路备份，则共需求12个姿控发动机；

第六步 确定气瓶贮箱和姿轨控发动机布局

确定贮箱体积V_zx：

公式(10)中，l为推进剂挤出效率；ρ为推进剂密度；

确定气瓶体积V_qp：

V_qp＝nV_zx (11)

公式(11)中，n为压缩比，与推进系统压力气路及液路压力设计有关；

根据返回式小卫星布局空间限制开展气瓶贮箱布局，若单个气瓶+贮箱难以布置，则采用两个气瓶+贮箱布置；

完成气瓶+贮箱的布置后需要最大效率的布置姿轨控发动机；轨控发动机布置在小卫星轴线，而姿控发动机根据需要布置在舱内或舱外；考虑到最大限度利用姿控发动机能力，则要求姿控发动机贴近外壁安装；

对于12个姿控发动机而言，采用3个一组对称安装在四个象限中；

第七步 根据控制能力调整姿控发动机推力

完成布局后确定姿轨控发动机的安装位置及安装误差，控制系统根据当前的推力、推力误差、安装位置及误差，进行控制力矩与干扰力矩分析；

当控制力矩与干扰力矩的比重大于60％或小于30％，则需要调整姿控发动机推力，保证姿控发动机推力与轨控发动机推力的匹配：

当控制力矩与干扰力矩的比重大于60％，则增大姿控发动机的推力，选取1.2Tz并取整；

当控制力矩与干扰力矩的比重小于30％，则减小姿控发动机的推力，选择0.8Tz并取整；

返回第四步，直到控制力矩与干扰力矩的比例大于等于30％且小于等于60％；

至此，完成再入返回航天器推进系统优化配置。