一种航天器软着陆模拟实验装置及模拟方法与流程

本发明属于力学、控制、航空等技术领域，具体指一种航天器软着陆模拟实验装置及模拟方法，其可应用于航天着陆器软着陆物理仿真试验。

背景技术：

随着空间科学技术的快速发展，人类探测太空的脚步不断加快。实现对近地行星甚至深空探测任务的首要前提，是要在天体表面精确着陆，如月球与火星探测器的软着陆。太空探索工程具有巨大复杂性，其各任务环节还存在大量不确定因素，导致着陆航天器容易出现着陆精度不足，甚至任务的失败。未来航天科技的发展特别是深空探测任务都需要发展高精度软着陆技术。然而，航天器软着陆任务涉及的动力学与控制问题通常非常复杂，往往具有强不确定性、强非线性和强耦合性。解决此类问题不但需要涉及多个学科和工程领域的先进理论和技术，同时也是具有众多复杂环节的系统工程。航天器软着陆的动力学与控制问题已成为各国相关研究机构和高校共同关注的前沿课题。由于航天器软着陆在轨飞行试验代价高昂，迫切需要探索经济、有效的前期实验验证技术，以提高技术成熟度，规避任务风险，降低实施成本。然而目前针对航天器软着陆的地面实验研究工作相当匮乏，相关理论和技术都亟待发展。

技术实现要素：

针对现有技术中存在的缺点，本发明提出了一种航天器软着陆模拟实验装置及模拟方法，利用气浮仿真器和小角度倾斜平台对航天器软着陆任务进行地面实验模拟的装置，可用于航天器软着陆器系统的研发、验收和鉴定试验。

本发明是这样实现的，一种航天器软着陆模拟实验装置，包括小角度倾斜平台，借助小角度倾斜平台对重力作用进行缩比等效；所述的小角度倾斜平台的其中一端部的下侧连接有小型液压同步调整系统；所述的小角度倾斜平台上设置有着陆器模拟件；所述的着陆器模拟件的下表面安装有气浮气垫，通过气浮气垫支撑实现面内基本无阻运动；所述的着陆器模拟件的上表面贴有轻质荧光反射片；所述的着陆器模拟件侧面安装有冷气推力喷管，通过实时调整着陆仿真器机载各冷气推力喷管的方向或对各喷管进行开关控制，实现着陆仿真器面内三自由度运动控制；所述的实验装置还设置有双目计算机视觉系统；在着陆仿真器上表面贴轻质荧光反射片，利用双目计算机视觉系统确定标识点位置信息，由此实现着陆仿真器状态的无接触测量。

进一步，所述的轻质荧光反射片的数目为3个，在实际应用中轻质荧光反射片的数目两个也是可以完成，但是通过3个形成的固定三角结构，能够更加精准确定轻质荧光反射片所在的坐标，从而确定轻质荧光反射片的位置，能确定着陆仿真器的转角。

本发明还公开了一种航天器软着陆模拟实验装置的模拟方法，具体步骤如下：

步骤1，利用等比缩放的办法实现地面实验系统与真实系统的力学等效；

步骤2，通过气浮平台的气垫支撑，将着陆仿真器置于小角度倾斜平台上；

步骤3，根据在着陆仿真器上表面贴轻质荧光反射片，利用双目计算机视觉系统确定标识点位置信息，实现着陆仿真器状态的无接触测量；

步骤4，根据控制器输出指令实时调整冷气推力喷管的方向或对其进行开关控制，实现着陆仿真器的运动控制。

进一步，所述的步骤1具体为：

1.1，根据缩比系数δ确定期望的缩比重力加速度值：

式中，g为真实重力加速度；

1.2，通过调节斜坡，即气浮基础平台的倾角，使得重力加速度沿斜坡上平面的有效分量等于实现重力加速度的缩比等效；缩比系数δ与斜坡倾角应满足以下关系：

1.3，进一步由缩比系数可确定斜坡倾角为：

θ＝arcsinδ；

1.4，对真实外力进行缩比；将真实系统所受喷气力大小记为F，其在实验系统中的缩比值记为所致的平动加速度大小分别记为a和取真实系统与实验系统质量相等，则有：

1.5，同理，喷气力F所得力矩值M和角加速度值α与其缩比量和的关系为：

进一步，所述的步骤3具体为：通过三个轻质荧光反射片的位置，确定着陆仿真器的转角φ，公式为：

其中x₁′，y₁′分别为1号荧光反射片移动后的坐标值，x₂′，y₂′分别为2号荧光反射片移动后的坐标值，x₃′，y₃′分别为3号荧光反射片移动后的坐标值。

本发明相较于现有技术的有益效果在于：在国内外的针对航天器软着陆的地面实验研究工作中，本发明基于气浮仿真器和小角度倾斜平台的航天器软着陆模拟实验装置属于首次实例；本发明与直接通过飞行试验验证的传统方式相比，具有结构简单，性能稳定、费效比低；采用喷气力较小的冷气喷管即可实现缩比实验；可避免飞行试验代价高昂、风险性大，易造成事故的问题。

附图说明

图1为本发明的软着陆模拟实验装置布置示意图；

图2为本发明的着陆仿真器表面上轻质荧光反射片平面布置示意图。

图3为本发明的软着陆实验装置模拟方法的整体流程图。

其中：1-着陆器模拟件；2-冷气推力喷管；3-小角度倾斜平台；4-小型液压同步调整系统；5-气浮气垫；6-轻质荧光反射片；7-双目计算机视觉系统。

具体实施方式

本发明提供一种航天器软着陆模拟实验装置及模拟方法，为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚，明确，以及参照附图并举实例对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1所示，本发明航天器软着陆模拟实验装置，包括小角度倾斜平台3、小角度倾斜平台3的其中一端部的下侧连接有小型液压同步调整系统4，小型液压同步调整系统4用于调整小角度倾斜平台3的角度；小角度倾斜平台3上设置有着陆器模拟件1，冷气推力喷管2安装在着陆器模拟件1侧面，本实施例是安装在着陆器模拟件1的其中两侧面；气浮气垫5安装在着陆器模拟件1下方，轻质荧光反射片6贴在着陆器模拟件1上表面；本发明的实验装置还包括双目计算机视觉系统7，位于着陆器模拟件1的上方。

如图3所示，本发明的具体模拟方法如下：

1)在地面实验中，着陆器模拟件1搭载喷管的冷气推力和真实航天器推进发动机的喷气力相差较大。因此利用等比缩放的办法实现地面实验系统与真实系统的力学等效，即将实验系统加速度及其所受外力缩比到真实系统相应量的δ倍(0＜δ＜1)。

实验前，根据缩比系数δ确定期望的缩比重力加速度值其中g为真实重力加速度大小。通过适当调节斜坡(即小角度倾斜平台3)的倾角，使得重力加速度沿小角度倾斜平台3上平面的有效分量恰好等于从而实现重力加速度的缩比等效。由力学理论可知重力加速度沿斜坡面的分量大小等于g sinθ，可知缩比系数δ与斜坡倾角应满足以下关系

进一步由缩比系数可确定斜坡倾角为θ＝arcsinδ。

同理可对真实外力进行缩比。将真实系统所受喷气力大小记为F，其在实验系统中的缩比值记为所致的平动加速度大小分别记为a和取真实系统与实验系统质量相等，则有

同理，喷气力F所得力矩值M和角加速度值α与其缩比量和的关系为

由于δ可取为远小于1的任意正常数，因此只需较小的喷气力即可实现缩比实验。

2)将着陆仿真器，即着陆器模拟件1置于小角度倾斜平台3上，通过气浮气垫5支撑实现面内基本无阻运动。在着陆仿真器上表面贴轻质荧光反射片6，利用双目计算机视觉系统7确定标识点位置信息，由此实现着陆仿真器状态的无接触测量。

如图2所示，着陆仿真器上表面贴有3个轻质荧光反射片，其中1为1号荧光反射片，2为2号荧光反射片，3为3号荧光反射片。为便于区分，其中1号荧光反射片与2号荧光反射片相距l₁，1号荧光反射片与3号荧光反射片相距l₂且l₁≠l₂。

通过双目计算机视觉系统7识别轻质荧光反射片6的位置，由此可确定着陆仿真器位置。此外，通过三个轻质荧光反射片的位置，由下式确定着陆仿真器的转角φ。

其中x₁′，y₁′分别为1号荧光反射片移动后的坐标值，x₂′，y₂′分别为2号荧光反射片移动后的坐标值，x₃′，y₃′分别为3号荧光反射片移动后的坐标值。仿真器角速度估计值可进一步通过滤波算法得到。

3)根据前述方法，可将着陆仿真器受力调整为地面实验环境下冷气推力喷管2足以实现的范围。使用无线通讯实现着陆航天器仿真器和主控计算机间的信息共享与融合。根据控制器输出指令实时调整各个喷管的方向或对各个喷管进行开关控制。通过上述步骤能实现着陆仿真器面内三自由度(两个平移自由度加一个转动自由度)的运动控制，可用于验证软着陆过程中姿态、轨迹以及着陆点控制性能。