一種航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化方法
【專利摘要】一種航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化方法，首先定義各個(gè)坐標(biāo)系，建立發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量、作用點(diǎn)位置向量與待定系數(shù)之間的關(guān)系式；進(jìn)而計(jì)算各次點(diǎn)火期間干擾力矩值與待定系數(shù)之間的關(guān)系式。以各次點(diǎn)火期間干擾力矩分量最大值和最小值數(shù)值相等且符號(hào)相反為優(yōu)化目標(biāo)，求解待定系數(shù)，得到航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角度以及發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的安裝位置。本發(fā)明構(gòu)建了最優(yōu)化設(shè)計(jì)的數(shù)學(xué)方程，最大程度上滿足了航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化的需求。
【專利說(shuō)明】
一種航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及一種航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化方法，屬于航天器總體設(shè)計(jì)領(lǐng) 域。
【背景技術(shù)】
[0002] 航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)干擾力矩的計(jì)算結(jié)果，是決定航天器布局的重要依據(jù)，也是檢 驗(yàn)是否滿足運(yùn)載和控制分系統(tǒng)設(shè)計(jì)指標(biāo)的依據(jù)。由于航天器質(zhì)心偏差、發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量偏 差及總裝偏差，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火期間會(huì)產(chǎn)生干擾力矩。
[0003] 在航天器總裝階段，航天器總體根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)研制單位提供的熱標(biāo)數(shù)據(jù)，需提出發(fā) 動(dòng)機(jī)的安裝要求。通常變軌期間的干擾力矩越小越好。
[0004] 現(xiàn)有技術(shù)方案規(guī)定如下：為了保證調(diào)整后的490N發(fā)動(dòng)機(jī)的推力矢量與衛(wèi)星機(jī)械坐 標(biāo)系的-z軸小于0.1°，調(diào)整角度0與推力矢量偏斜角a的關(guān)系如下：當(dāng)0.1° <a<0.12°時(shí)，0 = 〇. 5a(回調(diào)一半）；當(dāng)a>〇 . 12°時(shí)，0 = a-〇. 06?，F(xiàn)有技術(shù)方案的缺點(diǎn)是，設(shè)計(jì)質(zhì)心偏心越嚴(yán)重， 所需配重越多。目前設(shè)計(jì)質(zhì)心偏心普遍比較較大，而衛(wèi)星布局受多種因素制約，很難大幅減 少設(shè)計(jì)質(zhì)心，決定了現(xiàn)有技術(shù)方案配重普遍偏高。
[0005] 以往的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)選取方法，是一種比較簡(jiǎn)單的折中方法。通過(guò)計(jì)算發(fā)現(xiàn)，若采用 以往方法，有時(shí)方案設(shè)計(jì)自身的干擾力矩較大，有時(shí)甚至接近要求范圍的上限。有必要開展 航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化方法研究。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的技術(shù)解決問(wèn)題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī) 安裝參數(shù)的優(yōu)化方法，構(gòu)建了最優(yōu)化設(shè)計(jì)的數(shù)學(xué)方程式，求解在滿足約束條件的前提下，發(fā) 動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)的最優(yōu)值(使得各次點(diǎn)火期間干擾力矩分量最大值和最小值數(shù)值相等，符號(hào) 相反），以使得目標(biāo)函數(shù)最優(yōu)，最大程度上滿足航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化的需求。
[0007] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)的優(yōu)化方法，步驟如 下：
[0008] (1)建立航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs、航天器平移坐標(biāo)系Cs〃、航天器質(zhì)心坐標(biāo)系CG、發(fā)動(dòng) 機(jī)本體坐標(biāo)系CEB、發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系CT和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系CEI;
[0009] 所述航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的原點(diǎn)Os位于衛(wèi)星與運(yùn)載火箭的機(jī)械分離面內(nèi)，且與機(jī) 械分離面內(nèi)基準(zhǔn)定位銷所組成理論圓的圓心重合，Xs軸正方向從坐標(biāo)原點(diǎn)指向航天器東 板，Ys軸正方向從坐標(biāo)原點(diǎn)指向航天器南板，Zs軸滿足右手定則；
[0010] 所述航天器平移坐標(biāo)系Cs 〃由航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs平移得到，航天器平移坐標(biāo)系CS〃 的坐標(biāo)原點(diǎn)為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心A;
[0011] 所述航天器質(zhì)心坐標(biāo)系Ce由航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs平移得到，航天器質(zhì)心坐標(biāo)系Cc 的坐標(biāo)原點(diǎn)位于航天器質(zhì)心；
[0012] 所述發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系CEB的坐標(biāo)原點(diǎn)位于發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭的理論圓心A，XEB軸正 方向與航天器機(jī)械坐標(biāo)系Zs軸正方向一致，Yeb軸正方向與航天器機(jī)械坐標(biāo)系Ys軸負(fù)方向一 致，ZEB軸正方向與航天器機(jī)械坐標(biāo)系Xs軸正方向一致；
[0013] 所述發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系CT的由航天器平移坐標(biāo)系Cs〃旋轉(zhuǎn)得到，發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系 Ct的ZT軸負(fù)方向?yàn)檠匕l(fā)動(dòng)機(jī)理論幾何軸線指向噴口方向；
[0014] 所述發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系CEI為發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系Ct繞+XT軸旋轉(zhuǎn)180°而得到，Ze^ 的正方向?yàn)檠匕l(fā)動(dòng)機(jī)理論幾何軸線指向噴口方向；
[0015] (2)根據(jù)預(yù)先給定的推力矢量偏斜角a、推力矢量F橫移位置角0、推力矢量F偏斜 位置角Y和推力矢量作用點(diǎn)P的橫移量8,在發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系C EB下，計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量 Feb和作用點(diǎn)位置矢量s
[0016] (3)根據(jù)步驟(2)中的作用點(diǎn)位置矢量^7j,/(、發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量F EB結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)本 體坐標(biāo)系Ceb到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系Cei的坐標(biāo)變換矩陣R&,得到在發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系 Cei下 的作用點(diǎn)位置矢量和發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量FEI;
[0017] (4)令從衛(wèi)星平移坐標(biāo)系Cs 〃變換到發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系Ct的過(guò)程為：將衛(wèi)星平移坐 標(biāo)系〇5'0(5'^5〃先繞+乂 5〃軸旋轉(zhuǎn)角度€[1(°)，再繞￥1軸旋轉(zhuǎn)枷(°)，町(°)和拆(°)為待定系數(shù)； 確定發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系C EI到建立航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的旋轉(zhuǎn)矩陣RSEI與待定系數(shù)aT(° )和 扮(°)之間的關(guān)系式；以及在航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs下，建立發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭的理論圓心A到發(fā) 動(dòng)機(jī)傾斜狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭圓心C的向量fit 7!、與待定系數(shù)町(° )和拆(° )之間的關(guān)系 式；
[0018] (5)利用步驟(4)中得到的向量與待定系數(shù)aT(°)和枷(°)之間的關(guān)系式，確 定在航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs下，Os到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心A的向量(；萬(wàn)
[0019] (6)利用步驟(4)中的旋轉(zhuǎn)矩陣與待定系數(shù)aT(° )和枷(° )之間的關(guān)系式結(jié)合步 驟(3)中的發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量FEI、作用點(diǎn)位置矢量^F>￡/以及步驟(5)中的向量得 到航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的下發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量Fs、作用點(diǎn)位置向量與待定系數(shù)aT(°)和 扮(°)之間的關(guān)系式；
[0020] (7)利用步驟(6)中的兩組關(guān)系式計(jì)算各次點(diǎn)火期間干擾力矩值M與待定系數(shù)aT (°)和0T(°)之間的關(guān)系式；
[0021] (8)以各次點(diǎn)火期間干擾力矩分量最大值和最小值數(shù)值相等，且符號(hào)相反為優(yōu)化 目標(biāo)，求解步驟(7)中的關(guān)系式，得到待定系數(shù)町(°)和拆(°)，進(jìn)而得到旋轉(zhuǎn)矩陣R:|u
[0022] (9)根據(jù)旋轉(zhuǎn)矩陣得到航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角度以及發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的安裝位 置B。
[0023] 所述步驟(3)中的位置矢量和發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量FeH十算公式如下：
[0024] (^/y=R^(〇^)//;
[0025] FI；I = R^FI：II 0 0 1
[0026] R^-'b - Rv (-90°) - 0 10。 -10 0
[0027] 所述步驟(6)中的發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量Fs、作用點(diǎn)位置向量與待定系數(shù)aT(°)和 扮(°)之間的關(guān)系式如下：
[0028] Fs =
[0029] (^)v=(〇^)s.+(^P)s.
[0030] 式中，闊廣= 1^,(0,,/^。
[0031] 步驟(7)中的關(guān)系式如下：
[0032] M==(〇^P)vX/；' s'
[0033] {〇J)s ={ChP)s-{〇X)c)s
[0034] :在衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系Cs下，軌控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)衛(wèi)星質(zhì)心的位置向量。
[0035]根據(jù)步驟(7)中的結(jié)果，以各次點(diǎn)火期間干擾力矩分量最大值和最小值數(shù)值相等， 且符號(hào)相反為優(yōu)化目標(biāo)，具體表示為如下公式：
[0036] max(Mx,My,Mz)i=i,n+min(Mx,My,Mz)i=i,n = 0
[0037]其中，Mx，My，Mz為干擾力矩在航天器質(zhì)心坐標(biāo)系下的三軸分量。
[0038] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：
[0039] 本發(fā)明針對(duì)變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)選取問(wèn)題，提出一種發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)的優(yōu)化方 法。該方法以各次點(diǎn)火期間干擾力矩分量最大值和最小值數(shù)值相等且符號(hào)相反為優(yōu)化目 標(biāo)，使用多種優(yōu)化算法求解，證明該方法實(shí)現(xiàn)了變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)的最優(yōu)化設(shè)計(jì)的目的， 克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，與目前的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)確認(rèn)方法相比，可以達(dá)到干擾力矩最小化， 從而減少了衛(wèi)星所攜帶的配重，節(jié)省了航天器燃料，提高了航天器在軌壽命。
【附圖說(shuō)明】
[0040] 圖1為本發(fā)明所涉及方法的流程圖；
[0041 ]圖2為發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系與航天器機(jī)械坐標(biāo)系示意圖；
[0042] 圖3為發(fā)動(dòng)機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)支架上的安裝示意圖；
[0043] 圖4為發(fā)動(dòng)機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)支架之間緊固件安裝示意圖；
[0044] 圖5為發(fā)動(dòng)機(jī)熱標(biāo)參數(shù)在發(fā)動(dòng)機(jī)坐標(biāo)系下的空間示意圖；
[0045] 圖6為各坐標(biāo)系的相對(duì)關(guān)系不意圖；
[0046] 圖7為變軌發(fā)動(dòng)機(jī)坐標(biāo)系示意圖；
[0047]圖8為各次變軌期間的干擾力矩統(tǒng)計(jì)圖；
[0048]圖9為不同優(yōu)化算法求解精度柱狀圖；
[0049]圖10為實(shí)施例中MATLAB計(jì)算結(jié)果。
【具體實(shí)施方式】
[0050]下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】進(jìn)行進(jìn)一步的詳細(xì)描述。
[0051 ]如圖2所示為發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系與航天器機(jī)械坐標(biāo)系示意圖；衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系的 定義如下：
[0052]坐標(biāo)系原點(diǎn)Osc-一位于衛(wèi)星下端框與運(yùn)載火箭機(jī)械分離面內(nèi)，與衛(wèi)星接口上銷 釘所組成的理論圓的圓心重合；
[0053] OscXsc軸--與衛(wèi)星東板理論法線方向一致，正方向與東板外法線方向一致；
[OOM] OscYsc軸--與衛(wèi)星南板理論法線方向一致，正方向與南板外法線方向一致；
[0055] OscZsc軸一垂直于衛(wèi)星與運(yùn)載火箭的連接分離面，其正方向從原點(diǎn)指向?qū)Φ匕澹?br>[0056] OscXscYscZsc坐標(biāo)系符合右手法則。
[0057]發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系的定義如下：
[0058]發(fā)動(dòng)機(jī)自身也有一個(gè)坐標(biāo)系，其原點(diǎn)位于衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系的Zsc軸上距離其原點(diǎn) 為H處，發(fā)動(dòng)機(jī)坐標(biāo)系的X軸正向與衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系的Zsc軸正向相同，發(fā)動(dòng)機(jī)坐標(biāo)系的Y軸 正向與衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系的Ysc軸負(fù)向相同，發(fā)動(dòng)機(jī)坐標(biāo)系的Z軸與X軸、Y軸符合右手法則。 [0059]如圖3所示為發(fā)動(dòng)機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)支架上的安裝示意圖。從圖3中可知，發(fā)動(dòng)機(jī)1通過(guò)發(fā) 動(dòng)機(jī)安裝法蘭3 (上表面邊緣31、下表面邊緣32 )、安裝螺釘4固定安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)支架5的發(fā)動(dòng) 機(jī)支架法蘭盤2上，初始狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)的軸線與發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭所在的平面垂直；
[0060] 圖4為發(fā)動(dòng)機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)支架之間緊固件安裝示意圖，從圖4可知，發(fā)動(dòng)機(jī)1和發(fā)動(dòng)機(jī) 支架5之間安裝有隔熱熱墊和調(diào)整墊片6;
[0061] 圖5所示為發(fā)動(dòng)機(jī)熱標(biāo)參數(shù)在發(fā)動(dòng)機(jī)坐標(biāo)系下的空間示意圖，如圖5所示，為發(fā)動(dòng) 機(jī)熱標(biāo)參數(shù)在發(fā)動(dòng)機(jī)坐標(biāo)系下的空間示意圖，其中X、Y、Z代表發(fā)動(dòng)機(jī)坐標(biāo)系的坐標(biāo)軸，其它 參數(shù)含義如下：
[0062] a--推力矢量偏斜角（以X軸為基準(zhǔn)），單位度；
[0063] P一一推力矢量橫移位置角（以Y軸為基準(zhǔn)，由發(fā)動(dòng)機(jī)頂視方向逆時(shí)針為正），單位 度；
[0064] y一一推力矢量偏斜位置角（以Y軸為基準(zhǔn)，由發(fā)動(dòng)機(jī)頂視方向逆時(shí)針為正），單位 度；
[0065] 8--推力矢量橫移量(距坐標(biāo)原點(diǎn)的距離），單位mm。
[0066] P為發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用點(diǎn)，F(xiàn)代表推力矢量。
[0067] 根據(jù)航天器總體設(shè)計(jì)的要求，構(gòu)建發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)最優(yōu)化設(shè)計(jì)的目標(biāo)函數(shù)。在此 提出，選取以各次點(diǎn)火期間干擾力矩分量最大值和最小值數(shù)值相等，且符號(hào)相反為優(yōu)化目 標(biāo)，采用模擬退火算法、遺傳算法、最小值法、模式搜索算法四種優(yōu)化算法。對(duì)比優(yōu)化效果， 采用最好的優(yōu)化算法求解該優(yōu)化問(wèn)題。
[0068] 關(guān)于航天器平移坐標(biāo)系Cs 〃(航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs)與發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系CT的坐標(biāo) 系的關(guān)系，本文規(guī)定，從航天器平移坐標(biāo)系Cs〃(航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs)到發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系 CT的坐標(biāo)變換矩陣，假設(shè)將航天器平移坐標(biāo)系〇51545〃2 5〃(&〃)先繞+乂5〃軸旋轉(zhuǎn)角度<^(°)，成 為〇5'^'〃25〃〃，即0 5'^25〃〃，然后再繞￥了軸旋轉(zhuǎn)枷(°)，成為坐標(biāo)系(《^了2了(&)，順序不能 互換。順序不能互換。因此a T(°)和扮(°)為待定系數(shù)。
[0069] 由于發(fā)動(dòng)機(jī)支架安裝法蘭(平面)在航天器上固定的，考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭的影 響，在旋轉(zhuǎn)過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭將沿航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的+Zs向下移動(dòng)。
[0070] 為了便于安裝，規(guī)定在安裝過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)未傾斜狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓 心C到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心A的向量己i與航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的+Zs平行，即無(wú)水平移 動(dòng)。
[0071] 如圖1所示為本發(fā)明的方法流程圖，從圖1可知，本發(fā)明提出的一種航天器變軌發(fā) 動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化方法，步驟如下：
[0072] (1)建立航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs、航天器平移坐標(biāo)系Cs〃、航天器質(zhì)心坐標(biāo)系CG、發(fā)動(dòng) 機(jī)本體坐標(biāo)系C EB、發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系CT和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系CEI;各坐標(biāo)系的相互關(guān)系如圖6 所示：
[0073]航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的原點(diǎn)位于衛(wèi)星與運(yùn)載火箭的機(jī)械分離面內(nèi)，且與機(jī)械分離 面內(nèi)基準(zhǔn)定位銷所組成理論圓的圓心重合，Xs軸正方向從坐標(biāo)原點(diǎn)指向航天器東板，Ys軸正 方向從坐標(biāo)原點(diǎn)指向航天器南板，Zs軸滿足右手定則；
[0074] 航天器平移坐標(biāo)系Cs 〃由航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs平移得到，航天器平移坐標(biāo)系Cs 〃的坐 標(biāo)原點(diǎn)為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心A;
[0075]航天器質(zhì)心坐標(biāo)系CC由航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs平移得到，航天器質(zhì)心坐標(biāo)系CC的坐 標(biāo)原點(diǎn)位于航天器質(zhì)心；
[0076]發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系CEB的坐標(biāo)原點(diǎn)位于發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭的理論圓心A，XEB軸正方向 與航天器機(jī)械坐標(biāo)系Zs軸正方向一致，Yeb軸正方向與航天器機(jī)械坐標(biāo)系Ys軸負(fù)方向一致， ZEB軸正方向與航天器機(jī)械坐標(biāo)系Xs軸正方向一致；
[0077]發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系CT的由航天器平移坐標(biāo)系Cs〃旋轉(zhuǎn)得到，發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系CT的 Zt軸負(fù)方向?yàn)檠匕l(fā)動(dòng)機(jī)理論幾何軸線指向噴口方向；發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系CT坐標(biāo)軸Xt、Yt、Zt分 別與航天器平移坐標(biāo)系Cs〃坐標(biāo)軸Xs〃、Ys〃、Zs〃夾角為銳角。
[0078]發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系CEI為發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系CT繞+XT軸旋轉(zhuǎn)180°而得到，Z EI軸的正 方向?yàn)檠匕l(fā)動(dòng)機(jī)理論幾何軸線指向噴口方向；
[0079] 在安裝變軌發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)需要采取特殊工裝測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)的幾何軸線，工裝軸線2正方 向定義為沿發(fā)動(dòng)機(jī)頭部至噴管出口方向?？梢詫⒐ぱb軸線方向視為發(fā)動(dòng)機(jī)理論幾何軸線方 向，在調(diào)整變軌發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)以發(fā)動(dòng)機(jī)工裝軸線與航天器機(jī)械坐標(biāo)系坐標(biāo)軸Xs、Ys、Zs的夾角確 定。
[0080] (2)如圖7所示，根據(jù)預(yù)先給定的推力矢量偏斜角a、推力矢量#橫移位置角0、推力 矢量戸偏斜位置角y和推力矢量作用點(diǎn)p的橫移量8,在發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系C EB下，計(jì)算發(fā)動(dòng) 機(jī)推力矢量FEB和作用點(diǎn)位置矢量^；
[0081 ]發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量Feb和作用點(diǎn)位置矢量計(jì)算公式如下：
[0082] FEB = F(cosa sinacos y sinasin y )T
[0083] (U)"; .= .(〇: rfeos/i? (Vsiii/i?),
[0084] 式中，F(xiàn)為發(fā)動(dòng)機(jī)推力，推力矢量偏斜角a為發(fā)動(dòng)機(jī)XEB軸正方向與推力矢量，之間 的銳角；推力矢量橫移位置角0為Yeb軸正方向與推力矢量，在YebOebZeb平面投影之間的夾 角，推力矢量偏斜位置角T為Yeb軸與^F)//;之間的夾角，推力矢量橫移量S為推力作用點(diǎn) 距坐標(biāo)原點(diǎn)〇eb的距離。
[0085] (3)根據(jù)步驟(2)中的作用點(diǎn)位置矢量、發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量Feb結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)本 體坐標(biāo)系 Ceb到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系Cei的坐標(biāo)變換矩陣，得到在發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系Cei下的 作用點(diǎn)位置矢量和發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量F EI;
[0086] 位置矢量和發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量FeH十算公式如下:
[0087] U^P)r! ^ R^(^7)/:w
[0088] Fhi-R^Fhh '〇 〇 r
[0089] KnS = K,(-9〇°)= 〇10。 -1 0 0
[0090] (4)令從衛(wèi)星平移坐標(biāo)系Cs 〃變換到發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系CT的過(guò)程為：將衛(wèi)星平移坐 標(biāo)系〇5'0(5'^ 5〃先繞+乂5〃軸旋轉(zhuǎn)角度€[1(°)，再繞￥1軸旋轉(zhuǎn)枷(°)，町(°)和拆(°)為待定系數(shù)； 確定發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系C EI到建立航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的旋轉(zhuǎn)矩陣與待定系數(shù)aT(°)和扮 (°)之間的關(guān)系式；以及在航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs下，建立發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭的理論圓心A到發(fā) 動(dòng)機(jī)傾斜狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭圓心C的向量.與待定系數(shù)a T(° )和拆(° )之間的關(guān)系 式；
[0091] 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系CEI到建立航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的旋轉(zhuǎn)矩陣R&，具體由公式：
[0092] R& =1^.1^,給出，
[0093] 其中： "1 0 0"
[0094] R；;l =RX(180°)= 0 -10 Q 0 -1
[0095] ,R| -(Rsf
[0096] 爲(wèi).）R、（《7.) '1 0: 0
[0097] /( (a7 ) =: 0 cos aT sin aT 0 -sin aT cos ar cos/?r 0 -sin/?r
[0098] R, (A-)= 〇 1 〇 sin P， 0：娜爲(wèi)
[0099]發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭的理論圓心A到發(fā)動(dòng)機(jī)傾斜狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭圓心C的向量 計(jì)算公式如下： ' 0 '
[0i00] (jc)s. = a _rEf \ cos aT || Sin fiT \ +% | sin?r j_
[0101]假設(shè)在安裝端面邊緣上沿+ZS向上平移最大的點(diǎn)的矢量為d),具體公式：
[0103] 其中，rEf為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭的半徑。
[0104] (5)利用步驟(4)中得到的向量與待定系數(shù)aT(°)和拆(°)之間的關(guān)系式，確 定在航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs下，Os到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心A的向量
[0105] 〇s到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心A的向量((人/丨\計(jì)算公式如下：
[0106] 陽(yáng) s
[0107] 給出，^7)v為在航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs下，航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的坐標(biāo)原點(diǎn)Os到發(fā) 動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心A的向量；為在航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs下，航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs 的坐標(biāo)原點(diǎn)〇s到發(fā)動(dòng)機(jī)未傾斜狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心C的向量。
[0108] (6)利用步驟(4)中的旋轉(zhuǎn)矩陣R&與待定系數(shù)aT(° )和拆(° )之間的關(guān)系式結(jié)合步 驟(3)中的發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量FEI、作用點(diǎn)位置矢量以及步驟(5)中的向量得 到航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的下發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量Fs、作用點(diǎn)位置向量與待定系數(shù)aT(°)和 扮(°)之間的關(guān)系式；
[0109] 航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的下發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量Fs、作用點(diǎn)位置向量與待定系數(shù) aT(° )和扮(° )之間的計(jì)算公式如下：
[0110] 具體由公式：
[0111] F、'= Rj1:丨/
[0112] (^)V==(7^)V+(^P)S
[0113] 給出，式中，^:(、o「jyy:Rsri(o「八丨，在衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系cs下，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝 法蘭理論圓心A到發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量作用點(diǎn)P的向量。
[0114] (7)利用步驟(6)中的兩組關(guān)系式計(jì)算各次點(diǎn)火期間干擾力矩值M與待定系數(shù)aT (°)和0T(°)之間的關(guān)系式；
[0115] 各次點(diǎn)火期間干擾力矩值M與待定系數(shù)aT(° )和扮(° )之間的計(jì)算公式如下：
[0116] M={0(P)( xpc
[0117] 根據(jù)坐標(biāo)系定義，F(xiàn)c = Fs，((m 二(6>(./5).、,因此:
[0118] M={()( P), xFs
[0119]
[0120]其中：
[0121] FEI:在發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系(^下，發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量；
[0122] :在衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系Cs下，發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量作用點(diǎn)P的位置向量；
[0123] (-瓦5:-\ :在衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系Cs下，軌控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)衛(wèi)星質(zhì)心的位置向量。
[0124] (8)以各次點(diǎn)火期間干擾力矩分量最大值和最小值數(shù)值相等，且符號(hào)相反為優(yōu)化 目標(biāo)，求解步驟(7)中的關(guān)系式，得到待定系數(shù)a T(°)和扮(°)，進(jìn)而得到旋轉(zhuǎn)矩陣R|I:;
[0125] 以各次點(diǎn)火期間干擾力矩分量最大值和最小值數(shù)值相等，且符號(hào)相反為優(yōu)化目 標(biāo)，具體由公式：
[0126] max(Mx,My,Mz)i=i,n+min(Mx,My,Mz)i=i,n = 0
[0127] 得到待定系數(shù)aT(° )和拆(° )，進(jìn)而得到旋轉(zhuǎn)矩陣RL ;
[0128] 其中，Mx，My，Mz為干擾力矩在航天器質(zhì)心坐標(biāo)系下的三軸分量。
[0129] 關(guān)于求解，為了提高求解精度，嘗試了模擬退火算法、遺傳算法、最小值法、模式搜 索算法四種優(yōu)化算法。通過(guò)對(duì)比以上四種算法，選取精度最高的解。對(duì)比顯示，模擬退火算 法精度最高，計(jì)算精度可達(dá)1(T 12。其它三種算法精度較低，僅為1(T5~1(T8(因?yàn)橛须S機(jī)因 素，精度略有浮動(dòng)）。模擬退火算法是一種全局性搜索算法，即使給定初值不理想，也能取得 較好結(jié)果。遺傳算法對(duì)初值較為敏感，當(dāng)初值較好時(shí)，能夠取得較好結(jié)果，反之結(jié)果難以保 證。根據(jù)求解精度高低，最終采用模擬退火算法，最大程度上滿足了航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝 參數(shù)優(yōu)化的需求。
[0130] (9)根據(jù)旋轉(zhuǎn)矩陣R〉,得到航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角度以及發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的安裝位 置B。
[0131] 求解航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角度，即求解步驟(8)中旋轉(zhuǎn)矩陣此^各元素的反余弦 值;稱為由CEdljCs坐標(biāo)系的坐標(biāo)變換矩陣，方陣的元素就是相應(yīng)坐標(biāo)軸之間的方向余 弦。安裝角度為CEdPCs坐標(biāo)軸之間的夾角（范圍屬于[0,31])，即R；；,各元素反余弦值。
[0132] 發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的安裝位置B具體由公式：
[0133]
[0134] 給出，其中由公式：
[0135] {AB). = R^.(^8)r
[0136] 給出，由公式：
[0137] (W)/ = \().0,-\AB\\
[0138] 給出，| AB |為預(yù)先給定的發(fā)動(dòng)機(jī)噴口理論圓心B至安裝法蘭理論圓心A距離。
[0139] 實(shí)施例
[0140]輸入條件(已知條件）
[0141 ]發(fā)動(dòng)機(jī)熱標(biāo)數(shù)據(jù)(推力矢量和作用點(diǎn)位置矢量），具體如表1所示：
[0142]表1
[0144] 發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械尺寸(發(fā)動(dòng)機(jī)噴口理論圓心至安裝法蘭理論圓心距離)如表2所示：
[0145] 表2
[0148] 發(fā)動(dòng)機(jī)支架位置如表3所示：
[0149] 表3
[0151] 航天器質(zhì)心坐標(biāo)數(shù)據(jù)(〇s.〇f.),如表4所示:
[0152] 表4
[0155] (2)具體求解：
[0156] (a)在Matlab軟件中編寫了求解程序，包括主程序和后處理程序。主程序包含參數(shù) 輸入子程序和迭代子程序。為了提高求解精度，程序中提供了模擬退火算法、遺傳算法、最 小值法、模式搜索算法四種優(yōu)化算法。不同優(yōu)化算法的求解精度分別如表5和圖9所示。
[0157] 表5
[0159]通過(guò)對(duì)比以上四種算法，選取精度最高的解。對(duì)比顯示，模擬退火算法精度最高， 計(jì)算精度可達(dá)1(T12。其它三種算法精度較低，僅為1(T5~1(T8(因?yàn)橛须S機(jī)因素，精度略有浮 動(dòng)）。模擬退火算法是一種全局性搜索算法，即使給定初值不理想，也能取得較好結(jié)果。遺傳 算法對(duì)初值較為敏感，當(dāng)初值較好時(shí)，能夠取得較好結(jié)果，反之結(jié)果難以保證。根據(jù)求解精 度高低，最終采用模擬退火算法，最大程度上滿足了航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化的需 求。
[0160] 在搜索速度方面，模擬退火算法耗時(shí)較長(zhǎng)，每次運(yùn)行耗時(shí)約2分鐘，其他算法每次 運(yùn)行耗時(shí)約1分鐘，均滿足工程需要。
[0161] (b)根據(jù)步驟(1)，通過(guò)Matlab求解程序的輸出結(jié)果具體如圖10所示：
[0162] (c)根據(jù)步驟（1)，計(jì)算得到的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭的理論圓心A到發(fā)動(dòng)機(jī)未傾斜狀態(tài) 下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心C的向量.具體如表6所示：
[0163] 表6
[0165] (d)待定系數(shù)aT(° )和扮(° )如表7所示：
[0166] 表7

[0175] (g)安裝位置如表10所示：
[0176] 表1〇
[0178] 根據(jù)一種航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)的優(yōu)化方法得到的優(yōu)化結(jié)果，利用該組安裝 參數(shù)計(jì)算得出以下結(jié)果，見(jiàn)表11，各次變軌期間的干擾力矩，見(jiàn)圖8。
[0179] 表11
[0181] 由表11可以看出，針對(duì)變軌發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)產(chǎn)生的干擾力矩問(wèn)題，本發(fā)明提出了的 新設(shè)計(jì)方法，分量最大值和最小值分別為〇.79N.m和-0.79N.rn，兩者之和甚至可以達(dá)到-8.88e-16，表明求解精度可以控制在lE-12Nm范圍內(nèi)。
[0182] 由可以看出，使得各次點(diǎn)火期間干擾力矩分量最大值和最小值數(shù)值相等，符號(hào)相 反，說(shuō)明發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)設(shè)計(jì)比較合理，保證了各次變軌期間的干擾力矩最優(yōu)化的設(shè)計(jì)目 標(biāo)，從全周期的系統(tǒng)角度，達(dá)到了優(yōu)化設(shè)計(jì)的目的。
[0183]本發(fā)明說(shuō)明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于步驟如下： (1) 建立航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs、航天器平移坐標(biāo)系Cs〃、航天器質(zhì)心坐標(biāo)系Ce、發(fā)動(dòng)機(jī)本體 坐標(biāo)系CEB、發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系C T和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系CEI; 所述航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的原點(diǎn)Os位于衛(wèi)星與運(yùn)載火箭的機(jī)械分離面內(nèi)，且與機(jī)械分 離面內(nèi)基準(zhǔn)定位銷所組成理論圓的圓心重合，Xs軸正方向從坐標(biāo)原點(diǎn)指向航天器東板，Ys軸 正方向從坐標(biāo)原點(diǎn)指向航天器南板，Zs軸滿足右手定則； 所述航天器平移坐標(biāo)系Cs 〃由航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs平移得到，航天器平移坐標(biāo)系Cs 〃的坐 標(biāo)原點(diǎn)為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心A; 所述航天器質(zhì)心坐標(biāo)系Cc由航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs平移得到，航天器質(zhì)心坐標(biāo)系CC的坐 標(biāo)原點(diǎn)位于航天器質(zhì)心； 所述發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系Ceb的坐標(biāo)原點(diǎn)位于發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭的理論圓心A，XEB軸正方向 與航天器機(jī)械坐標(biāo)系Zs軸正方向一致，ΥΕΒ軸正方向與航天器機(jī)械坐標(biāo)系Ys軸負(fù)方向一致， ZEB軸正方向與航天器機(jī)械坐標(biāo)系Xs軸正方向一致； 所述發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系Ct的由航天器平移坐標(biāo)系Cs〃旋轉(zhuǎn)得到，發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系CT的 Ζτ軸負(fù)方向?yàn)檠匕l(fā)動(dòng)機(jī)理論幾何軸線指向噴口方向； 所述發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系CEI為發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系CT繞+Χτ軸旋轉(zhuǎn)180°而得到，ΖΕΙ軸的正 方向?yàn)檠匕l(fā)動(dòng)機(jī)理論幾何軸線指向噴口方向； (2) 根據(jù)預(yù)先給定的推力矢量偏斜角α、推力矢量聲橫移位置角β、推力矢量F偏斜位置 角γ和推力矢量作用點(diǎn)Ρ的橫移量δ，在發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐標(biāo)系Ceb下，計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量Feb和 作用點(diǎn)位置矢量 (3) 根據(jù)步驟(2)中的作用點(diǎn)位置矢量、發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量Feb結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)本體坐 標(biāo)系CEB到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系(^的坐標(biāo)變換矩陣R&，得到在發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系CEIT的作用 點(diǎn)位置矢量和發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量Fei; (4) 令從衛(wèi)星平移坐標(biāo)系Cs 〃變換到發(fā)動(dòng)機(jī)目標(biāo)坐標(biāo)系Ct的過(guò)程為:將衛(wèi)星平移坐標(biāo)系 〇5'〇(5%〃2 5〃先繞+乂5〃軸旋轉(zhuǎn)角度€^(°)，再繞￥1軸旋轉(zhuǎn)01(°)，町(°)和0 1(°)為待定系數(shù);確定 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝坐標(biāo)系CEI到建立航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的旋轉(zhuǎn)矩陣R； 1,與待定系數(shù)ατ(° )和βτ(°) 之間的關(guān)系式；以及在航天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs下，建立發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭的理論圓心Α到發(fā)動(dòng)機(jī) 傾斜狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭圓心C的向量(7(]?與待定系數(shù)α τ(°)和βτ(°)之間的關(guān)系式； (5) 利用步驟(4)中得到的向量與待定系數(shù)ατ(°)和βτ(°)之間的關(guān)系式，確定在航 天器機(jī)械坐標(biāo)系Cs下，Os到發(fā)動(dòng)機(jī)安裝法蘭理論圓心Α的向量((? ; (6) 利用步驟(4)中的旋轉(zhuǎn)矩陣R〗,與待定系數(shù)ατ(°)和βτ(°)之間的關(guān)系式結(jié)合步驟(3) 中的發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量F EI、作用點(diǎn)位置矢量以及步驟(5)中的向量、得到航天 器機(jī)械坐標(biāo)系Cs的下發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量Fs、作用點(diǎn)位置向量與待定系數(shù)ατ(° )和βτ(° ) 之間的關(guān)系式； (7) 利用步驟(6)中的兩組關(guān)系式計(jì)算各次點(diǎn)火期間干擾力矩值Μ與待定系數(shù)ατ(°)和βτ (°)之間的關(guān)系式； (8) 以各次點(diǎn)火期間干擾力矩分量最大值和最小值數(shù)值相等，且符號(hào)相反為優(yōu)化目標(biāo)， 求解步驟(7)中的關(guān)系式，得到待定系數(shù)ατ(°)和β τ(°)，進(jìn)而得到旋轉(zhuǎn)矩陣R、； (9) 根據(jù)旋轉(zhuǎn)矩陣Ri:I得到航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角度以及發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的安裝位置Β。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于:所述 步驟(3)中的位置矢量/\丨&.和發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量Fei計(jì)算公式如下：3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于:所述 步驟(6)中的發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量Fs、作用點(diǎn)位置向量^^ s.與待定系數(shù)ατ(° )和βτ(°)之間的關(guān) 系式如下：4. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于： 步驟(7)中的關(guān)系式如下：((義/)(:在衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系CsT，軌控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)衛(wèi)星質(zhì)心的位置向量。5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航天器變軌發(fā)動(dòng)機(jī)安裝參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于:根據(jù) 步驟(7)中的結(jié)果，以各次點(diǎn)火期間干擾力矩分量最大值和最小值數(shù)值相等，且符號(hào)相反為 優(yōu)化目標(biāo)，具體表示為如下公式： max(Mx,My,Mz)i=i,n+min(Mx,My ,Mz)i=i,n=0 其中，Mx，My，Mz為干擾力矩在航天器質(zhì)心坐標(biāo)系下的三軸分量。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK105930582SQ201610248593
【公開日】2016年9月7日
【申請(qǐng)日】2016年4月20日
【發(fā)明人】鄭建東, 林驍雄
【申請(qǐng)人】中國(guó)空間技術(shù)研究院