一种适用于多舱段复杂航天器的质量特性设计及验证方法

摘要

本发明公开了一种适用于多舱段复杂航天器的质量特性设计及验证方法，可以高效、准确的给出多舱段复杂航天器质量特性设计结果，并给出验证方案，确保航天器实际状态满足设计要求，简化了工作量，可以提高航天器整体研制效率。

说明书

技术领域

本发明属于航天器总体总装设计技术领域，具体涉及一种适用于多舱段复杂航天器的质量特性设计及验证方法。

背景技术

深空探测航天器大部分具有多舱段的特点，在轨飞行中，根据任务需求进行舱段分解和对接，此时航天器质量特性会发生较大变化，而深空探测航天器在轨飞行的各阶段均有较高的质量特性要求。在总重量有严格限制的前提下，如何对航天器质量特性进行最优设计，使航天器在轨各个阶段的质量特性均满足要求一直是多舱段结构形式的深空探测航天器设计的难点。

北京空间技术研制试验中心的专利《确定航天器质量特性的方法》(CN201711031544.4)给出了航天器质量特性的确认方法，此方法主要是通过实物测量，获得质量特性数据，然后修正模型参数，最终计算出航天器质量特性。此方法对于单舱段形式的航天器有效，但对于多舱段复杂航天器来说，缺乏将各阶段质量特性要求和各阶段推进剂剩余状态分解至每个舱段的质量特性设计方法，因此不适用于多舱段复杂航天器的质量特性设计及验证。

北京空间飞行器总体设计部的专利《一种航天器质量特性快速分析方法》(CN201310059681.4)给出了航天器质量特性快速分析方法，此方法主要是采用航天器各设备、产品的理论质量特性，计算出航天器初步质量特性。此方法只是数值计算方法，采用理论值计算出来的质量特性与实际误差较大，因此不适用于多舱段复杂航天器的质量特性设计及验证。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是提供一种适用于多舱段复杂航天器的质量特性设计及验证方法，可以在多舱段复杂航天器设计初期高效、准确的给出质量特性设计结果，并给出验证方案，在航天器完成总装工作后，可以快速获取航天器质量特性，有效的简化了工作量，提高航天器整体研制效率。

一种适用于多舱段复杂航天器的质量特性设计方法，包括如下步骤：

第一步，对探测任务进行分析，获取航天器质量特性设计输入；

第二步，根据第一步的输入，重复执行如下S21-S23，得到每个阶段航天器不含推进剂状态的各阶段质量特性要求，具体方法如下：

S21、根据贮箱大小和当前阶段剩余推进剂，获得单个贮箱推进剂的质量特性；

S22、根据贮箱位置并结合步骤S21的结果获得推进剂的总质量特性；

S23、利用步骤S22的结果结合当前阶段航天器的质量特性要求，获得不含推进剂的航天器质量特性要求；

第三步，分析每个阶段中航天器的舱段组合状态，选择典型组合状态，结合不含推进剂的航天器质量特性要求，得到航天器每个舱段的质量特性设计结果，并复核其他组合状态的质量特性满足性，如果满足，得到最终的航天器的质量特性要求；如果不满足，根据不满足状态修改部分舱段质量特性要求。

较佳的，所述步骤S21的具体方法为：

设推进剂氧化剂密度为ρ

①获得每个贮箱中的推进剂质量，其中每个燃烧剂贮箱中的燃烧剂质量为m

②通过如下方程组

③假设燃烧剂质心(x

推进剂相对贮箱自身质心坐标系的转动惯量和惯性积：

较佳的，所述步骤S22的具体方法为：

假设贮箱球心在航天器机械坐标系下，氧化剂贮箱1的坐标为(x，y，z)、氧化剂贮箱2的坐标为(x，-y，-z)、燃烧剂贮箱1的坐标为(x，-y，z)、燃烧剂贮箱2的坐标为(x，y，-z)，则推进剂总质量特性如下：

质心坐标为：

转动惯量(Ix

较佳的，所述步骤S23的具体方法为：

已知航天器质量为M，质心为(X，Y，Z)，转动惯量(IX，IY，IZ)、惯性积(IXY，IYZ，IXZ)，则不含推进剂的航天器质量特性为：

质量为M’＝M-m；

质心坐标为：

转动惯量(IX'，IY'，IZ')和惯性积(IX'Y'，IY'Z'，IX'Z')为：

较佳的，所述第三步中，得到航天器每个舱段的质量特性设计结果时，已知整体航天器质量特性和部分舱段质量特性，根据如下方法得到剩余舱段质量特性：

已知整体质量为M，相对整体机械坐标系的质心为(X，Y，Z),相对整体质心坐标系的转动惯量为(IX，IY，IZ)，惯性积为(IXY，IYZ，IXZ)；设有n部分，第i个部分的质量为m

剩余部分质量：

剩余部分质心：

剩余部分转动惯量和惯性积：

较佳的，所述第三步中，得到航天器每个舱段的质量特性设计结果时，如果已知每个舱段质量特性，得到整体航天器质量特性的方法如下：

设包括n部分，第i个部分的质量为m

整体质量：

整体质心：

整体转动惯量和惯性积：

较佳的，所述第三步中，如果整体航天器中有部分舱段的质量特性已知，但参考坐标系不一致，则将坐标系转化成一致。

较佳的，所述第三步中，如果航天器中存在变质量舱段，已知航天器及变质量舱段的变化规律，得到航天器最优的质心的方法为：

变质量舱段的质心仅在一个方向变化，假设为x方向；航天器整体质量为m，变质量舱段质量为m

(m-m

(m-m

得到：m

由此得到航天器的质心。

一种多舱段复杂航天器的质量特性的验证方法，根据航天器质量特性设计结果和各阶段航天器舱段组合状态，结合质量特性测试设备的能力和时间成本，选择典型组合状态进行测试验证，具体为：

根据质量特性设计结果，选择质量特性要求较高的典型组合状态进行测试验证；其中，考虑测试设备，若测试设备能力不满足，就需要考虑新研或采购能力满足要求的设备，或选择其他状态进行测试；

考虑时间成本，选择能覆盖所有组合状态的最少舱段组合状态进行测量，考虑测试设备的能力，若测试设备不满足，就需要考虑新研或采购能力满足要求的设备，或选择其他状态进行测试。

经过多轮迭代，得到最优的典型状态进行航天器质量特性的测试验证。

进一步的，根据测试结果，对航天器进行配平，确保航天器实际状态质量特性满足质量特性设计要求。

本发明具有如下有益效果：

本发明的一种适用于多舱段复杂航天器的质量特性设计及验证方法，可以高效、准确的给出多舱段复杂航天器质量特性设计结果，并给出验证方案，确保航天器实际状态满足设计要求，简化了工作量，可以提高航天器整体研制效率。

附图说明

图1(a)为本发明的质量特性设计方法流程图，图1(b)为本发明的验证方法流程图。

图2为球台质量特性计算示意图。

图3为航天器在轨结构状态1，此时所有舱段均对接在一起。

图4为航天器在轨结构状态2，此时舱段1和舱段2与其他舱段分解，单独飞行。

图5为航天器在轨结构状态3，此时舱段3和舱段4与其他舱段分解，单独飞行。

图6为航天器在轨结构状态4，此时舱段1单独飞行。

图7为航天器在轨结构状态5，此时舱段1与舱段3、舱段4对接飞行。

图8为航天器在轨结构状态6，此时舱段4单独飞行。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明的技术方案流程图见附图1(a)。

第一步，对探测任务进行分析，获取航天器质量特性设计输入，主要包括有任务阶段划分、各阶段航天器结构状态、各阶段航天器质量特性要求、各阶段初始航天器剩余推进剂质量、航天器贮箱的位置及大小等。

第二步，根据上述输入条件，获得航天器不含推进剂状态的各阶段质量特性要求，具体方法如下：

1)获得单个贮箱推进剂的质量特性

推进剂按沉底考虑，即推进剂的形状为球台体，其截面如附图2所示。已知推进剂氧化剂密度为ρ

①获得每个贮箱中的推进剂质量，其中每个燃烧剂贮箱中的燃烧剂质量为m

②获得贮箱中的液面高度h(顶部距离球心的高度)，h的定义见附图2，以燃烧剂贮箱为例，氧化剂贮箱方法相同，为区别氧化剂和燃烧剂液面高度表示，假设燃烧剂液面高度为h

③获得单个贮箱中的推进剂质心、转动惯量，由于贮箱为对称体，所有惯性积为0kg·mm

相对贮箱自身机械坐标系的质心：

相对贮箱自身质心坐标系的转动惯量和惯性积：

2)获得推进剂的总质量特性

假设贮箱球心在航天器机械坐标系下的坐标为氧化剂贮箱1(x，y，z)、氧化剂贮箱2(x，-y，-z)、燃烧剂贮箱1(x，-y，z)、燃烧剂贮箱2(x，y，-z)，则推进剂总质量特性如下：

质量为m；

质心坐标为：

转动惯量(Ix

3)获得不含推进剂的航天器质量特性要求:

已知航天器质量为M，质心为(X，Y，Z)，转动惯量(IX，IY，IZ)、惯性积(IXY，IYZ，IXZ)，则不含推进剂的航天器质量特性为：

质量为M’＝M-m；

质心坐标为：

转动惯量(IX'，IY'，IZ')和惯性积(IX'Y'，IY'Z'，IX'Z')为：

第三步，分析每个阶段中航天器的舱段组合状态，选择典型组合状态，结合不含推进剂的航天器质量特性要求，得到航天器每个舱段的质量特性设计结果，并复核其他组合状态的质量特性满足性，如果满足，得到最终的航天器的质量特性要求；如果不满足，根据不满足状态修改部分舱段质量特性要求。此阶段中主要使用到的质量特性计算方法如下：

1)已知航天器整体和部分舱段质量特性，得到剩余舱段质量特性：

已知整体质量为M，相对整体机械坐标系的质心为(X，Y，Z),相对整体质心坐标系(方向与机械坐标系一致)的转动惯量为(IX，IY，IZ)，惯性积为(IXY，IYZ，IXZ)。已知整体中的部分质量特性，这些部分又分为n部分，第i个部分的质量为m

剩余部分质量

剩余部分质心

剩余部分转动惯量和惯性积：

2)已知每个部分质量特性，得到整体质量特性：

整体分为n部分，每个部分的质量特性已知，第i个部分的质量为m

整体质量

整体质心

整体转动惯量和惯性积：

3)整体中有两个部分的质量特性已知，但参考坐标系不一致，通过如下方法可以将坐标系转化成一致：

部分1的质量为m1，相对自身机械坐标系的质心为(x1，y1，z1)，相对自身质心坐标系(方向与自身机械坐标系一致)的转动惯量为(Ix1，Iy1，Iz1)，惯性积为(Ix1y1，Iy1z1，Ix1z1)。部分2的质量为m2，相对自身机械坐标系的质心为(x2，y2，z2)，相对自身质心坐标系(方向与自身机械坐标系一致)的转动惯量为(Ix2，Iy2，Iz2)，惯性积为(Ix2y2，Iy2z2，Ix2z2)。部分2的自身机械坐标系原点在部分1的自身机械坐标系下的坐标为(X，Y，Z)，部分2的自身机械坐标系绕其x轴旋转θ角度后方向与部分1的自身机械坐标系重合。部分2相对部分1的自身机械坐标系的质量特性如下：

质量不变

质心

整体转动惯量和惯性积

4)整体中存在变质量体，已知整体及变质量体变化规律，得到整体最优的质心设计

变质量体的质心仅在一个方向变化，假设为x方向。整体质量为m，变质量体质量为m

(m-m

(m-m

可以得到：

m

结合质量特性偏差要求，可以得到最优的质心设计。

进一步的，本发明还提出了对质量特征设计结果的验证方法，具体如图1(b)所示，具体包括如下步骤：

第四步，根据航天器质量特性设计结果和各阶段航天器舱段组合状态，结合质量特性测试设备的能力和时间成本，选择典型状态进行测试验证。

选择典型状态的四大要素为：质量特性设计结果、舱段组合状态、测试设备能力、时间成本。这四大要素是相互制约相互匹配的，通过平衡四大要素，最终得到典型状态。

根据质量特性设计结果，质量特性要求越高的(一般横向质心偏差优于3mm的要求属于较高要求)，就越需要进行测量，考虑测试设备，若测试设备能力不满足，就需要考虑新研或采购能力满足要求的设备，或选择其他状态进行测试。

考虑时间成本，选择能覆盖所有状态的最少舱段组合状态进行测量，考虑测试设备的能力，若测试设备不满足，就需要考虑新研或采购能力满足要求的设备，或选择其他状态进行测试。

经过多轮迭代，得到最优的典型状态进行测试验证。

第五步，根据测试结果，对航天器进行配平，确保航天器实际状态质量特性满足质量特性设计要求。

实施例：

附图3～8为本发明具体实施的案例，以下结合附图对本发明作详细说明。

航天器分为4个舱段，具体如附图3所示。航天器的任务是探测目标星球M，并在目标星球M上采集样品返回地球。

1)获取质量特性设计输入条件

航天器探测任务划分为6个阶段，各个阶段及相应的航天器结构状态具体如下：

阶段1，发射及飞往M星阶段，对应结构状态见图3；

阶段2，绕M星飞行阶段，对应结构状态见图4；

阶段3，落M星阶段，对应结构状态见图5；

阶段4，从M星起飞阶段，对应结构状态见图6；

阶段5，样品转移阶段，对应结构状态见图7；

阶段6，返回地球阶段对应结构状态见图8。

航天器各阶段质量特性要求具体如下表。

上表中的质量特性均包含推进剂，氧化剂的密度为1445.1kg/m

各舱段机械坐标系方向一致，以舱段4机械坐标系为参考，舱段1机械坐标系距离舱段4机械坐标系4600mm，舱段2机械坐标系距离舱段4机械坐标系2800mm，舱段3机械坐标系距离舱段4机械坐标系1400mm。

各阶段推进剂剩余量见下表。

2)根据输入条件，获得航天器不含推进剂的各阶段质量特性要求

航天器不含推进剂状态的各阶段质量特性要求如下表。

3)不含推进剂的航天器质量特性要求，结合航天器各结构状态，得到各舱段不含推进剂的质量特性要求

(1)选择典型状态

通过阶段3和阶段4的航天器状态可以获得舱段1、舱段2的质量特性，通过阶段2和阶段6的航天器状态可以获得舱段3、舱段4的质量特性，所有选择阶段2、3、4、6的航天器状态作为典型状态来获得各舱段的质量特性。

(2)舱段1和舱段2质量特性要求

阶段3过程中有变质量体，变质量体的质量为5kg，变质量体的质心只在Z方向发生变化，初始为500mm，最终为0mm，则阶段3状态的航天器初始Z向质心和最终Z向质心关系如下。

5kg×500mm＝1300kg×(Z-Z’)

由上述公式可得：

(Z-Z’)＝1.92mm

为保证阶段3中，航天器Z向质心最接近要求值，舱段1和舱段2组合体初始的最优Z向质心为0.96mm，偏差为±1mm。

由此，结合阶段4中的舱段1质量特性要求，可以得到舱段2的质量特性要求如下，Z向偏差为±1mm，考虑到阶段1的X向偏差为±50mm，因此舱段2的X向偏差要求为±50mm。

阶段4中仅有舱段1，因此舱段1的质量特性要求如下，考虑到阶段3的质量特性要求，Z向偏差为±1mm。

(3)舱段3和舱段4质量特性要求

阶段6中仅有舱段4，因此舱段4的质量特性要求如下，考虑到阶段1的X向偏差为±50mm，因此舱段4的X向偏差要求为±50mm。

阶段2中航天器状态为舱段3、舱段4组合体，所有可以得到舱段3的质量特性要求如下.，考虑到阶段1的X向偏差为±50mm，因此舱段3的X向偏差要求为±50mm。

(4)阶段1质量特性复核

通过4个舱段的质量特性，计算出阶段1中航天器状态的质量特性，具体如下，满足阶段1质量特性要求。

(5)阶段5质量特性复核

通过舱段1、舱段3、舱段4的质量特性，计算出阶段5中航天器状态的质量特性，具体如下，满足阶段5质量特性要求。

4)根据航天器质量特性设计结果和各阶段航天器舱段组合状态，结合质量特性测试设备的能力，选择图4、图5、图6、图8为典型状态，进行航天器质量特性测试。

5)具体测试结果如下，航天器实际质量特性满足设计要求。

得到航天器各阶段质量特性，具体如下。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。