茅永興 朱振華 向 頡 倪曉秋 徐曼睿
1.中國衛(wèi)星海上測控部,江蘇江陰214400 2.東南大學(xué),南京211189
運(yùn)載火箭的衛(wèi)星整流罩作為衛(wèi)星的保護(hù)罩,主要保護(hù)衛(wèi)星在飛行過程中穿越稠密大氣層時免受塵埃、雨水、潮濕、溫度及輻射等環(huán)境因素的影響,它在飛行過程中需要承受風(fēng)載(大氣阻力)、振動以及雨水等外物的撞擊力等外載荷,因此,應(yīng)有足夠的強(qiáng)度和剛度。但為了提高效率,增大運(yùn)載能力,要求其結(jié)構(gòu)質(zhì)量應(yīng)盡可能的輕[1]。因此,大多數(shù)風(fēng)云系列近地軌道衛(wèi)星整流罩采用復(fù)合材料和鋁合金材料相結(jié)合的方法生產(chǎn)制造,整流罩柱段和倒錐段一般采用鋁合金蜂窩夾層結(jié)構(gòu)[2],結(jié)構(gòu)強(qiáng)度高,重量輕。為了滿足星箭在發(fā)射塔架的發(fā)射陣地?zé)o線測試,還需要在整流罩上開設(shè)靜態(tài)測試透波口,這也給整流罩的優(yōu)化設(shè)計帶來了一定的難度[3]。
在以往的航天發(fā)射任務(wù)中,受測控網(wǎng)布局、有效載荷系統(tǒng)的測控需求以及整流罩強(qiáng)度設(shè)計要求等多種因素的影響,地面測控系統(tǒng)只提供拋棄整流罩以后的飛行段對衛(wèi)星的測控支持[4]。也就是說,在火箭起飛后至衛(wèi)星整流罩拋棄前,對于衛(wèi)星來說是測控盲區(qū)。若該期間衛(wèi)星狀態(tài)發(fā)生異常,則無分析排查用的實(shí)測數(shù)據(jù)[5-6]。因此,近期衛(wèi)星研制部門提出在首區(qū)增裝一套簡易衛(wèi)星遙測接收設(shè)備,以彌補(bǔ)發(fā)射前段衛(wèi)星遙測監(jiān)視空白的需求。但為了實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星起飛后至拋整流罩前對衛(wèi)星的狀態(tài)監(jiān)視,除了在首區(qū)合適的位置(一般選擇地理位置比較高的山頭以便有較好的視角)安裝衛(wèi)星遙測接收設(shè)備外,需要在衛(wèi)星整流罩上開設(shè)相應(yīng)的透波口。但是,透波口開在什么位置、開多大才能滿足火箭飛行過程中對衛(wèi)星信號接收的需要,同時又滿足整流罩強(qiáng)度要求,是值得研究的課題。
首先根據(jù)運(yùn)載火箭理論飛行彈道數(shù)據(jù)以及測站站址坐標(biāo),計算測站跟蹤衛(wèi)星時的α和β角[7],得到與運(yùn)載火箭理論飛行彈道數(shù)據(jù)時間節(jié)點(diǎn)相匹配的α和β角數(shù)據(jù)序列αi和βi,i=1,2,3,…。
(1)
其中,Lfsd,Bfsd和Hfsd分別為發(fā)射工位的大地經(jīng)度、緯度和高程;eE為地球參考橢球體的偏心率;ae為地球赤道平均半徑。
由測站站址參數(shù)計算其在地固坐標(biāo)系中的位置矢量rcz:
(2)
(3)
其中,Lcz,Bcz和Hcz分別為測站的大地經(jīng)度、緯度和高程。
由測站和發(fā)射工位在地固坐標(biāo)系中的位置矢量,以及發(fā)射工位的天文經(jīng)度、天文緯度和天文發(fā)射方位角,計算測站在發(fā)射坐標(biāo)系[8]中的位置矢量rcz-fsd:
(4)
其中,G為發(fā)射坐標(biāo)系至地固坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣:
(5)
這里,Rx(θ),Ry(θ)和Rz(θ)分別為繞x,y和z軸按逆時針旋轉(zhuǎn)θ角的旋轉(zhuǎn)矩陣,λfsd和φfsd分別為發(fā)射點(diǎn)的天文經(jīng)度和緯度,Afsd為發(fā)射方位角。
由測站、運(yùn)載火箭在發(fā)射坐標(biāo)系中的位置矢量,以及運(yùn)載火箭飛行姿態(tài)角數(shù)據(jù),計算測站在箭體坐標(biāo)系[8]中的位置矢量rcz-jt:
(6)
其中,rjt為發(fā)射軌道計算結(jié)果中運(yùn)載火箭在發(fā)射坐標(biāo)系中的位置矢量;E為發(fā)射坐標(biāo)系至箭體坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)矩陣,其計算公式為:
E=Rx(Γ)Ry(Ψ)Rz(Φ)
(7)
這里,Φ,Ψ和Γ分別為運(yùn)載火箭在發(fā)射坐標(biāo)系中的俯仰角、偏航角和滾動角。
由測站在箭體坐標(biāo)系中的位置矢量,計算測控線—測站與運(yùn)載火箭的連線在箭體坐標(biāo)系中的α和β角[7],其計算公式為:
(8)
(9)
其中,α角為測控線在箭體坐標(biāo)系OjXjYjZj平面的投影與Yj軸的夾角,逆時針為正,且α∈[0,π];β角為測控線與箭體坐標(biāo)系Xj軸的夾角,且β∈[0,π]。
根據(jù)運(yùn)載火箭的理論飛行彈道和上述α角的計算方法,可以得到與運(yùn)載火箭理論飛行彈道數(shù)據(jù)時間節(jié)點(diǎn)相匹配的α角序列αi,i=1,2,3…;同理,可以得到β角序列βi,i=1,2,3…。
圖1 測控線α和β角示意圖
由測控線在箭體坐標(biāo)系中的α和β角,以及衛(wèi)星整流罩設(shè)計參數(shù)和衛(wèi)星測控天線在箭體坐標(biāo)系下所處的位置,計算得到測控線在衛(wèi)星整流罩蒙皮上的軌跡,計算方法如式(10)。
(10)
圖2 測控線α角示意圖a
圖3 測控線α角示意圖b
(11)
(12)
得:
(13)
其中,d為衛(wèi)星整流罩的直徑。
由圖4可以看出,測控線軌跡在縱截面上相對于衛(wèi)星天線位置的柱面長度計算方法為:
(14)
將整流罩柱段蒙皮從第Ⅲ象限線[8]切開沿柱段上下底面圓周線展開成平面矩形,建立如下整流罩柱段蒙皮的平面坐標(biāo)系(圖5):坐標(biāo)系原點(diǎn)Oz為
圖4 測控線β角示意圖
柱段下底面(與星箭安裝面重合)圓周線與第Ⅲ象限線的交點(diǎn);xz軸與柱段下底面圓周線(展開后)重合,指向第Ⅳ象限線方向;yz軸與第Ⅲ象限線重合,指向火箭頭部(與箭體坐標(biāo)系xj指向一致)。
由此可得到測控軌跡線在整流罩柱段蒙皮的平面坐標(biāo)系中的坐標(biāo)(xz,yz),即:
(15)
(16)
其中,c為衛(wèi)星天線相對于整流罩柱段底面(星箭安裝面)的距離。
由測站跟蹤弧段內(nèi)連續(xù)的測控線αi和βi,i=1,2,3,…,可以得到測控軌跡線在整流罩柱段蒙皮的平面坐標(biāo)系中的連續(xù)坐標(biāo)(xzi,yzi),如圖5中深色細(xì)線所示。
圖5 整流罩柱段蒙皮的平面坐標(biāo)系示意圖
最后,根據(jù)衛(wèi)星天線尺寸大小,確定穿過整流罩蒙皮的波速寬度,得到整流罩透波口的開口區(qū)域,如圖5中測控線軌跡外圍淺色區(qū)域所示。例如:假定衛(wèi)星天線最大方向尺寸為10cm,穿過整流罩蒙皮的波速寬度放大為12cm,則透波口的開口區(qū)域?yàn)榘霃?cm的圓,其圓心沿測控線軌跡運(yùn)動所形成的區(qū)域。
本文提出的發(fā)射段衛(wèi)星整流罩透波口的設(shè)計方法,充分利用了發(fā)射工位、測站和運(yùn)載火箭三者之間的位置關(guān)系以及運(yùn)載火箭的飛行姿態(tài)、衛(wèi)星裝箭狀態(tài)下天線的位置參數(shù)等已知條件,實(shí)現(xiàn)了對整流罩透波口的位置及開口尺寸的精確設(shè)計,既滿足了特定測站在發(fā)射段對衛(wèi)星的遙測接收需要,又最大限度地減小透波口開口大小,防止整流罩結(jié)構(gòu)強(qiáng)度過度下降而影響其安全性。