一种快速自旋小卫星着陆器及其着陆方法与流程

本发明属于小行星着陆探测技术领域，具体涉及一种快速自旋小卫星着陆器及其着陆方法。

背景技术：

小行星是一种围绕太阳运动、体积与质量均小于行星的天体，其独特的物理、化学特性对于揭示太阳系的起源与演化有着重要的科学意义。自1989年10月美国nasa发射伽利略号以来，小行星探测方兴未艾，迅速发展成为深空探测的热点之一。我国于2016年12月发布的《2016中国的航天》白皮书显示，未来五年的深空探测任务明确提出要开展小行星探测活动。

与月球、火星等行星相比，小行星具有表面引力弱、介质特性未知等特点，因此小行星着陆器的技术攻关主要集中在解决微重力环境下的反弹、漂移和着陆较长时间后的飘走等问题。此外，小行星着陆器通常肩负着其他的科研功能，例如采样、探测等。

就目前而言，已设计出的着陆器多依靠小行星的重力场实现自由着陆，例如日本隼鸟2号的msascot着陆器。然而快速自旋小行星的重力场十分微弱，不足以给小行星表面的自由物体提供向心加速度，此时如果采取类似msascot着陆器那样的自由着陆方式，则着陆器会在下落到小行星表面后被地表弹离，难以或无法完成特定的科学任务。

哈尔滨工业大学的赵志军等人在《南京航空航天大学学报》上发表了一篇论文，介绍了一种小行星着陆器的锚系统，该锚系统采用链式锚固方式，由锚固单元、缠绕单元、解锁单元和线绳单元四个部分组成。当着陆器开始执行着陆时，锚系统检测到触发信号后点燃火工品，高速推出锚固单元中的锚体并打入小行星表面，同时缠绕单元收紧线绳单元中的线绳，实现着陆器在小行星表面的锚固。但当锚体偏离入射轨道时会对着陆器产生冲击，影响着陆稳定性，并且只能提供单一方向的锚固力，容易造成着陆器倾翻。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种快速自旋小卫星着陆器及其着陆方法，适用于自转速度快、重力场微弱而不足以给表面的自由物体提供向心加速度的小行星。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种快速自旋小卫星着陆器，包括主承力框架结构以及位于所述主承力框架结构内的飞矛系统，所述飞矛系统包括系统壳体、位于所述系统壳体内的推进系统和至少一组飞矛组件和绳索组件，所述飞矛组件包括飞矛头部、飞矛主体，所述绳索组件包括走线筒、绳索和绳索卷筒机构，所述飞矛头部位于飞矛主体的前端，所述飞矛主体的外部设置有弹簧挡片，所述绳索储存于走线筒内，绳索的前端与飞矛主体连接、后端与绳索卷筒机构连接。

进一步地，所述推进系统位于所述系统壳体内的中部，所述飞矛组件和绳索组件包括多组，多组所述飞矛组件和绳索组件围绕在所述推进系统的周围，每组飞矛组件位于所述系统壳体的飞矛发射筒内。

进一步地，所述飞矛组件和绳索组件包括三组，其中一组飞矛组件沿着陆器对地面正方向安装，另外两组飞矛组件与所述其中一组飞矛组件成一夹角安装。

进一步地，所述推进系统包括装药座、发射药、燃烧室、挡药板、拉瓦尔喷口、点火药、安全机构，所述装药座上安装有发射药、挡药板和拉瓦尔喷口，所述点火药与发射药之间连接有安全机构，所述挡药板设置于发射药与燃烧室之间，所述拉瓦尔喷口位于燃烧室的末端。

进一步地，所述主承力框架结构为八棱柱的结构形式，包括八边形的结构上主框、结构中主框、结构下主框以及八根将结构上主框、结构中主框、结构下主框互相连接的支撑杆。

进一步地，所述结构上主框上安装有分离机构对接环。

进一步地，所述结构上主框、结构中主框和结构下主框的顶角上沿径向均设置有一个圆柱凸台。

进一步地，所述飞矛系统位于所述主承力框架结构内中轴线位置上的飞矛系统舱位内，所述主承力框架结构内还包括位于飞矛系统舱位四周的载荷舱位和综合电子舱位，所述载荷舱位内安装有着陆器的工作载荷，所述综合电子舱位内安装有星务处理模块、电源配电模块以及通信模块。

进一步地，所述着陆器外侧壁上安装有体贴式太阳电池阵，所述着陆器的对天面和四个侧面板上分别安装有一个太阳敏感器探头，所述着陆器的对天面和两个相对的侧面板上分别安装有一副uhf中等增益天线。

根据上述的快速自旋小卫星着陆器的着陆方法，所述方法包括以下步骤：

步骤一：主探测器悬停，释放着陆器：设置着陆器的分离速度、着陆器分离到发射飞矛之间的倒计时时间，主探测器按照设定的探测流程到达选取的着陆地点和悬停高度后进入悬停状态，在达到着陆时机时发送着陆器分离信号，着陆器的分离机构接收信号后开始执行分离动作，为着陆器提供分离速度和自旋速度，在着陆器分离释放后主探测器立即开始进行横向和纵向的变轨规避操作；

步骤二：着陆器发射飞矛：在分离释放后，着陆器上电并开启定时器倒计时进行飞矛发射操作，在倒计时结束之后，当着陆器检测到光电流存在时，飞矛系统采用无后坐力发射方式向小行星表面发射，利用陀螺仪和加速度计综合判断着陆器的对地指向状态，提高着陆的可靠性；

步骤三：当飞矛组件锚定在小行星表面后，由于小行星的自转运动，绳索逐渐被拉直，随后着陆器会慢速撞向行星表面后被弹开，如是反复，最终将由绳索提供向心力，着陆器绕飞小行星，且绕飞周期与小行星自转周期一致，达到近似悬停的效果，随后着陆器将通过绳索卷筒机构收回绳索，逐渐接近行星表面，完成软着陆。

本发明与现有技术相比，其显著优点在于：

(1)本发明的结构设计简单可靠，舱位布局合理，能够在较小的空间内完成特定的科学任务，功能密度高；

(2)本发明的各个功能舱位之间配合良好，具有较好的独立自主性，可以在分离释放后独立完成操作，而无需主探测器提供过多的资源支持；

(3)本发明在正常使用中的任何操作均不会对主探测器构成安全隐患，具有良好的可操作性和可重复性；

(4)本发明的飞矛系统具有多重保险措施，确保其工作的安全稳定性。例如，飞矛系统设计有保险栓以确保点火药与发射药的物理隔离，并通过监测光电池电流和结合mems惯组判断自旋状态作为飞矛系统发射的前提条件。此外，飞矛系统内三发飞矛的安装互成角度，同时发射互为备份，避免三根飞矛平行发射产生相互干涉，提高飞矛锚入小行星表面的概率；

(5)本发明采用机械分离自旋的被动姿态稳定方式，仅依靠分离机构提供分离的线速度和自旋角速度，不存在传感器和执行机构以及控制算法等复杂控制过程，可靠性较高。

附图说明

图1是本发明快速自旋小行星着陆器主承力结构图。

图2是本发明快速自旋小行星着陆器构型布局图。

图3是本发明快速自旋小行星着陆器外观示意图。

图4是本发明快速自旋小行星着陆器飞矛系统发射示意图。

图5是本发明快速自旋小行星着陆器飞矛系统安装立体结构图。

图6是本发明快速自旋小行星着陆器飞矛系统安装俯视图。

图7是本发明快速自旋小行星着陆器飞矛系统尾部结构图。

图8是本发明快速自旋小行星着陆器飞矛系统头部结构图。

图9是本发明快速自旋小行星着陆器飞矛组件结构图。

图10是本发明快速自旋小行星着陆器飞矛系统剖面示意图。

图11是本发明快速自旋小行星着陆器着陆流程示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

以下结合具体实施例对本发明的实现进行详细的描述。

如图1-10所示，一种快速自旋小卫星着陆器，采取八棱柱形结构，包括主承力框架结构以及位于所述主承力框架结构内的飞矛系统7，所述飞矛系统7包括系统壳体16、位于所述系统壳体16内的推进系统和至少一组飞矛组件和绳索组件，所述飞矛组件包括用于侵彻入行星表面的飞矛头部21、飞矛主体23，所述绳索组件包括走线筒26、绳索24和绳索卷筒机构27，所述飞矛头部21位于飞矛主体23的前端，所述飞矛主体23的外部设置有弹簧挡片22用于在飞矛锚入小行星表面后提供反向抓力，所述绳索24储存于走线筒26内，绳索24的前端与飞矛主体23连接、后端与绳索卷筒机构27连接，走线筒26主要起到在飞矛发射初期保护绳索24不被高温高压燃气烧毁以及发射前储存绳索24的作用，绳索卷筒机构27由带减速箱的无刷伺服电机驱动，主要在飞矛锚定在小行星表面后回收绳索24。

进一步地，所述推进系统位于所述系统壳体16内的中部，所述飞矛组件和绳索组件包括多组，多组所述飞矛组件和绳索组件围绕在所述推进系统的周围，每组飞矛组件位于所述系统壳体16的飞矛发射筒20内。

进一步地，结合图4，所述飞矛组件和绳索组件包括三组，其中一组飞矛组件沿着陆器对地面正方向安装，另外两组飞矛组件与所述其中一组飞矛组件成5°夹角安装以避免三根飞矛平行发射产生相互干涉，提高飞矛锚入小行星表面的概率。

进一步地，结合图10，所述推进系统包括装药座25、发射药17、燃烧室14、挡药板15、用于调节、控制推力大小与方向的拉瓦尔喷口13、点火药19、安全机构18，所述装药座25上安装有发射药17、挡药板15和拉瓦尔喷口13，所述点火药19与发射药17之间连接有安全机构18以实现两者的物理隔离，避免点火药19的误点火导致发射药17起燃，所述挡药板15设置于发射药17与燃烧室14之间，所述拉瓦尔喷口13位于燃烧室14的末端。

进一步地，所述主承力框架结构为八棱柱的结构形式，包括八边形的结构上主框1、结构中主框2、结构下主框3以及八根将结构上主框1、结构中主框2、结构下主框3互相连接的支撑杆5，所述结构上主框1上安装有分离机构对接环4，用于与主探测器上的分离机构进行对接，当着陆器位于分离机构内部时，分离机构对接环4与分离机构内部的压缩弹簧接触，所述结构上主框1、结构中主框2和结构下主框3的顶角上沿径向均设置有一个圆柱凸台6，圆柱凸台6位于分离机构内部的螺旋状凹槽内，当着陆器执行与主探测器分离时，分离机构解锁弹簧工作，将着陆器弹出分离机构，着陆器通过圆柱凸台6在螺旋状凹槽内旋转运动至完全分离，过载通过分离机构内部弹簧直接作用到着陆器的结构框上。

进一步地，结合图2，所述飞矛系统7位于所述主承力框架结构内中轴线位置上的飞矛系统舱位内，所述主承力框架结构内还包括位于飞矛系统舱位四周的载荷舱位和综合电子舱位，所述载荷舱位内安装有重力计、辐射计、微型相机等原位测量载荷，是实现科研任务的主要载荷，所述综合电子舱位内安装有星务处理模块10、电源配电模块9以及通信模块8，相互之间通过pc104接插件进行连接。

进一步地，所述着陆器外侧壁上安装有体贴式太阳电池阵11，蓄电池模块12采用8并2串共16节18650蓄电池的设计方式，所述着陆器的对天面和四个侧面板上分别安装有一个太阳敏感器探头28，四个侧面板上的各自安装角度相差90°，用于确定着陆器姿态和为探测小行星自转参数提供数据支撑，所述着陆器的对天面和两个相对的侧面板上分别安装有一副uhf中等增益天线29用于与主探测器进行通信。

着陆器从开始执行软着陆到完成软着陆共分为三个阶段，如图11所示：

a.主探测器悬停，释放着陆器。为避免着陆器分离时与主探测器发生碰撞，以及着陆器在飞矛发射过程中产生的高速燃气流对主探测器可能造成的破坏，采用控制着陆器的分离速度和设置着陆器分离到发射飞矛之间的倒计时时间的方式，提供主探测器进行横向和纵向的变轨规避时间。主探测器按照设定的探测流程到达选取的着陆地点和悬停高度后进入悬停状态，在达到着陆时机时向位于主探测器上的分离机构发送着陆器分离信号。分离机构接收信号后开始执行分离动作，解锁弹簧弹出着陆器，使着陆器沿分离机构内部的螺旋状凹槽旋转运动至完全分离，获得分离速度和自旋速度。在释放着陆器后主探测器立即开始进行横向和纵向的变轨规避操作。

b.着陆器发射飞矛。在与主探测器分离后，着陆器上电即开启定时器倒计时进入飞矛发射阶段。飞矛系统采用无后坐力发射方式，以避免着陆器存在较大的后坐力，给飞矛锚定小行星带来较大冲击。着陆器表面安装有体贴式太阳电池阵11，上电后会不断检测电池片是否产生光电流。在倒计时结束之后，着陆器以检测到光电流存在作为飞矛系统发射的前提条件，以避免着陆器在未与主探测器分离时的误上电可能带来的严重后果。此外，着陆器分离后存在指向不准的可能性，给着陆操作带来风险，因此利用陀螺仪和加速度计综合判断着陆器的对地指向状态，提高着陆的可靠性。

c.飞矛锚定在小行星表面，卷筒机构27收回绳索24。当飞矛锚定在小行星表面后，由于小行星的自转运动，绳索24会逐渐被拉直，随后着陆器会慢速撞向行星表面后被弹开，如是反复，最终将由绳索24提供向心力，着陆器绕飞小行星，且绕飞周期与小行星自转周期一致，达到近似悬停的效果。随后着陆器将通过内部的绳索卷筒机构27收回绳索24，逐渐接近行星表面，完成软着陆。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征及优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。