[发明专利]一种再入返回航天器推进系统优化配置方法

说明书

本发明公开了一种再入返回航天器推进系统优化配置方法，解决以往的配置方法难以满足小型返回航天器动力系统配置体积质量受限下的配置问题。在对任务进行分析的基础上，为适应小型返回航天器的特点，合理选择确定推进系统类型及推进剂，计算确定有效推进剂重量，优化选择挤压气体类型，从而进一步分析初步确定轨控发动机和姿控发动机推力及个数，明确姿轨控发动机及气瓶贮箱布局，根据计算得到的控制能力优化调整姿控发动机推力，直到满足控制能力要求，实现推进系统优化配置。

技术领域

本发明涉及一种推进系统优化配置方法，特别是一种再入返回航天器推进系统优化配置方法。

背景技术

随着我国航天技术的发展，航天器按不同应用可分为在轨航天器和返回航天器。其中神舟系列飞船及返回式卫星都属于此类型。神舟飞船由推进舱、返回舱和轨道舱三舱组成。推进分系统分别安装在三个不同的舱实现不同的功能需要。其中推进舱子系统主要实现在轨飞行时提供变轨机动、轨道保持、姿态稳定、姿态调整的冲量等。返回舱子系统为飞船返回提供姿态控制的冲量。轨道舱子系统为飞船主任务结束后，为轨道舱留轨工作提供轨道控制和姿态控制的冲量。

以往方法中，神舟飞船推进舱推进子系统由四氧化二氮/甲基肼的双组元定压挤压系统工作，配置8台150N大姿控发动机+16台25N小姿控发动机。全系统除气瓶和贮箱外其余均采用冗余配置，分主副两组，既可单独工作互为备份，也能共同为任一组发动机工作输送推进剂。神舟飞船返回舱推进子系统由无水肼的单组元定压挤压系统工作，配置8台150N肼分解发动机。系统呈对称配置，分两组，除推进剂外其余可视为全冗余。神舟飞船轨道舱推进子系统由无水肼的单组元定压挤压系统工作，配置16台5N肼分解发动机。综上所述，神舟飞船为了完成变轨、姿态稳定及调整，配置了共48台发动机，冗余配置较多，不同功能采用分舱布置，占用体积较大。

发明内容

本发明目的在于提供一种再入返回航天器推进系统优化配置方法，解决以往配置方法的冗余较多，体积较大，重量较高而且系统复杂，难以满足返回式小卫星体积空间及重量受限的问题。

一种再入返回航天器推进系统优化配置方法的具体步骤为：

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：