轨道转移及轨控发动机设计

1、轨道转移及相应轨控发动机设计一、轨道转移静止卫星一般釆用轨道转移方法，有两种类型，一种类型是星箭分离后，卫星进入近地 点为几百米的远地点为同步高度左右的人椭圆轨道，成为转移轨道。转移轨道倾角i般不 为0一余下过程即进入静止轨道的任务由星上远地点发动机和姿态轨道控制分系统完成。另 一种类型是航天飞机或人型运载火箭，将卫星和一级火箭（近地点发动机）送入停泊轨道, 停泊轨道町能是几百r米的例轨道，也可能是近地点几百米，远地点一多米的椭圆轨 道。在停泊轨道上近地点发动机工作，将卫星送入转移轨道，余卜的过程和第-种方式类似。在发射静止卫星的过程中，从转移轨道变化为静止轨道过程，由远地点发动机提供速度 增

2、帚大小和由卩星姿态控制保证推力方向来实现。远地点发动机分为固体发动机和液体发动 机两类发动机有不同的力学特点。固体发动机结构简单，町靠性高，但比冲较低。从变轨过程分析有以下特点2：1、一次完成变轨2、卫星一般用自旋稳定来克服推力偏斜影响3,卫星自旋轴方向和推力方向一 致，可以在一定范闱内选择推力方向，一旦选定，推力方向在惯性空间恒定。3、固体发动机的推进剂发射前在地面装填好，装填量只能按标准转移轨道推算, 在发射后，装填量不能调整，卫星获得的速度增量为常数。4、发动机工作时间短，推力比较大，一般可视为脉冲推力液体发动机系统比较复杂，比冲比较高，它启下列特点4-5：1、工作时间可以人为控制，可以

3、多次启动，变轨工作可以分几次进行2、多次变轨时，前次变轨的结果，可以通过卫星遥测和轨道测量进行参数标定，以标 定结果为依据来制定下次变轨计划。这样可以提高变轨精度。3、对三轴稳定的卫星，远地点发动机的推力方向受到限制，例如推力必须垂直卫星地 心距矢量，称为无径向分量变轨。4、多次变轨时，每次变轨的误差系数不同，依赖于各次变轨量的大小目前人多数卫星采用三轴稳定控制系统和液体远地点发动机，选用固体远地点发动机的 较少。二、轨控发动机设计火箭发动机系统的推力主要來自火箭发动机推力室产生的，是火箭推进剂在推力室（通 常包括喷注器、燃烧室和喷管）的燃烧室中燃烧或分解生成的高温高斥燃气，经喷管膨胀并 沿火

4、箭飞行相反方向高速喷射时，施加给火箭一个反作用力。火箭发动机推力公式F= Ihve + Ae（Pe - Pa）第一项为动最推力，第二项压力推力。火箭发动机推力与推进剂质量流量、喷管出II排 气速度、喷管出II处横截面积令关，还与火箭飞行高度（大气压强随地面高度上升而下降） 有关。同时也说明实际的火箭发动机没有得到最人的排气速度，另外还表明火箭发动机推力 与飞行器飞行速度无关。火箭在真空条件下（pa=O）工作时的推力称为真空推力。推力室的真空推力作用Fv表 示，则有Fv = riive + Ac Pe冥空推力大小与外界坏境条件无关，頁空推力为火箭的最大推力。所以其空推力足评定 火箭发动机推力室的

5、结构设计水平和内部工作过程质量好坏的指标。比冲是火箭发动机在稳态工作状态卜，每单位质最推进剂所产生的冲呈，定义式为液体火箭发动机真空比冲为2500“5000Ns/kg,固体火箭发动机真空比冲为 25003000Ns/k甌比冲越人也说明所需要燃料的质帛越小。貞空比冲性能的提高能够有效延 长航天器的工作寿命或增加有效叔荷的质量，可以带來I分显著的经济效益和军事效益。根据汁 算，比冲每増加9. 8Ns/kg,发动机每工作6000s,即可节约推进剂3kg左右，工作16000s可节 约推进剂& 5kg左右。因此国内外对提高液体远地点发动机的貞空比冲性能都I分乖视，始终坚 持利用最新的材料和最新的

6、喷注器技术，持续不断地提高液体远地点发动机的戌空比冲性能。最 具代表性的美国R - 4D系列发动机从貞空比冲287 S的R 4D 一 7发动机到真空比冲327 S 的R-4D-16发动机，历经40年，貞空比冲览加了 40S之多.目前提高推力室性能的研究主 要集中在2个方向：一是推力室身部结构采用耐高温性能更好的新型材料，以适应边区内冷却液 膜流量减少右喷管喉部结构温度升高；二是改善推力室的结构，如涉及高性能的喷注器等6-7。液体火箭发动机工作时（以双组尤泵压式液体火箭发动机为例），推进別和燃料分别从储箱中 被挤出，经由推进剂输送管道进入推力室。推进剂通过推力室头却贯注器混介雾化，形成细小液滴，

7、 被燃烧室中的火焰加熱气化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成高温高床燃气。燃气经过喷管被加成超声 速气流向后喷出，产生作用在发动Kt的推力，推动火箭询进。另路会送至燃气发'I.器.化其屮燃 烧帯动涡轮做功，涡轮帶动燃料泵和氧化剂泵，使得推进剂按照要求的压力送入推力室。Liquid Rocket EngineV Velocity m mass flow rate p* pressureThrusts F = m Ve (pt-p0) AG图1液体火箭发动权UM理图三、液体发动机的变轨策略在实际工程中，发动机的推力都是有限的。因此硏究在有限推力作用卜，空间飞行器最 优轨道转移问题是有必要和右意义的

8、。国外学者在有限推力轨道转移优化方面的工作较多, Hargraves和Paris提出直接配点法來求解最优轨道转移问题。Widhalm和Heise研究了平面 内航天器轨道机动中的最优规避问题o Enright和Conway利用直接配置和卄线性规划方法处 理同平面有限推力最优轨道转移问题，利用已知分段故优轨迹无需计算来减少计算最。 Hanson和Duckman研究了将原始问题分解成多个推力弧段的轨迹优化问题，在每个弧段求 解两点边值问题。Thorne和Hall研究了时间最短的连续推力轨道转移问题8-10o对于静止卫星，在地心赤道坐标系中，变轨过程的运动方程为d2x nx F- = = cos a

9、cos Sdt2 r3 md2y “y F-rr + 7 = sin a cos 8 dt2 r3 md2z nz F乔+庐=两sin”dm-3 = mdtF发动机推力m卫星瞬时质量dm/dt-推进剂质量秒流量a. 6推力方向的赤经、赤纬等，-筈一地球中心引力项在测控地面站分布的较集中的情况卜，为了保证变轨实施计划的实现，町以采用控制升 交点地理经度方法來确定变轨量。假设这次变轨结束，卫星在新轨道上运行，在运行到第N 个升交点时，卫星处在地理经度为入N处。九有利于下次变轨计划实施，入N 一般应在定点位 置的西边。实际卫星测控过程中变轨优化问题：2、对已经测出的轨道，选择点火时间to,点火姿态赤

10、纬6。；2、计算方程，直到满足N个升交点为入“为止，确定出熄火时间：3、变换不同的t。和6°,当在得到目标函数值最小时，对应的t。，At和6。，当在 得到目标函数值最小时，对应的如At和6。即为故佳点火参数。国内目前第一代490 N液体远地点发动机丸空比冲为305 S左右，己经完成了包括“嫦娥- 号”在内的29颗航天器的变轨飞行任务，第二代490 N液体远地点发动机己投入使用，其貞空 比冲315 S左右，H前已投入使用。为满足我国大容量、长寿命卫星发展但需解决氧化剂长期相 容性等问题的需要，我国开展了貞空比冲目标为323 S的第三代奇性能490 N轨控发动机（以下 简称第三代490

11、N发动机）的研究工作。截至目前，第三代490 N发动机已经开展了包扌舌离性能 喷注器、耐高温抗氧化材料在内的多项关键技术攻关，完成了多次热试车试验.在多个研究方面 取得了重要进展。49ON发动机图2高性能卫星用490N轨控发动机（801所研制）参考文献1董徳昌.国外固体变轨及上而级发动机综述C/中国宁航学会周体火箭推进专业委员会第二十一屈 年会.2004.1J 1J 1J 1J 1J2 3 4 5 6 fl fL rL fl fl阮崇种固体推进剂远地点发动机的研制和关键技术J.同体火箭技术,2003, 26(01):4-9.李雯，肖凯.变轨发动机工作态主动式I旋穗定姿态控制J.宇就学报,2004,第2期(02):231-234. 畅成虎，林庆国，刘昌国.岛性能液体远地点发动机技术发展J.火箭推进,2013,39(04):1-7.姜文龙，畅成虎，林庆国.高性能卫星用490N轨控发动机研究进展.火箭推进,2011,37(6):9-13 刘昌国，张中光，韩宏印，等.高比冲双组元液体远地点火箭发动机研究J.上海航天,2004, 20(4):30-33.7银仁亮，周进，张中光.液体远地点发动机推力室