一种软着陆试验中探测器受力状态模拟方法与流程

本发明属于深空探测领域，尤其涉及一种软着陆试验中探测器受力状态模拟方法。

背景技术

随着深空探测领域的拓展，开展月球、火星、小行星等天体表面的着陆探测是探测技术发展的必然历程，深空探测器需具备自主制导导航与控制的能力，这是探测器完成软着陆任务的核心设计要素。由于软着陆飞行任务重要、控制复杂、过程不可逆、可靠性要求高，探测器研制过程中需要开展地面的验证试验。地面条件下重力及大气环境与其他天体表面不同，仅依靠探测器自身发动机的推力无法飞行，更无法验证探测器的制导导航与控制，但地面试验中只要使探测器的受力状态与真实软着陆状态相同就能够模拟探测器的飞行速度、高度等运动参数，从而复现探测器地外天体表面的软着陆过程，受力状态模拟是地面试验的设计核心。

采用吊绳为探测器提供一个恒定的拉力，平衡其部分重力是实现探测器受力模拟的常用的途径。但该方法主要用于竖直方向加速度为零的静态受力模拟，软着陆试验中为验证控制能力需要探测器发动机点火工作，并需按真实的控制律实时调节推力的大小，以保证探测器飞行参数与真实飞行状态相符。过程中探测器做复杂的变加速度运动，其竖直方向所受合力的大小和方向不断变化；随着推进剂的消耗，探测器所受重力也不断变化；此外探测器运动过程中还受到风阻、风载、拉力控制偏差等不确定的干扰作用。因此，常规的恒拉力平衡法不能直接应用于探测器软着陆验证试验。

技术实现要素：

为解决上述问题，本发明提供一种软着陆试验中探测器受力状态模拟方法，能够精确模拟探测器在竖直方向上所受合力的大小和方向会不断变化的软着陆过程。

一种软着陆试验中探测器受力状态模拟方法，包括以下步骤：

步骤1：采用吊绳为探测器提供拉力，并获取探测器软着陆试验中不同受力状态下探测器发动机推力tx与探测器向下的模拟加速度a'下、向上的模拟加速度a′上；

其中，所述探测器发动机推力tx，在探测器处于受力平衡状态下满足如下不等式：

tx＝mg-f-f≥tmin(1)

tx＝mg-f-f≤tmax(2)

其中，f为吊绳拉力，f为软着陆试验中探测器受到的干扰力，tmin为软着陆试验中探测器发动机的最小输出推力，tmax为软着陆试验中探测器发动机的最大输出推力，m为探测器参试质量，g为地球重力加速度；

所述探测器向下的模拟加速度a'下、向上的模拟加速度a'上，在探测器处于非受力平衡状态下分别满足如下不等式：

a'下＝(mg-f-tmin-f)/m≥a下(3)

a'上＝(f+tmax+f-mg)/m≥a上(4)

其中，a上、a下分别为探测器在实际软着陆过程中向上的最大加速度、向下的最大加速度；

步骤2：联合求解不等式(1)～(4)，获取探测器参试质量m与吊绳拉力f的对应关系，从而确定同时满足不等式(1)～(4)的探测器参试质量m以及与探测器参试质量m对应的吊绳拉力f区间，进而实现软着陆试验中探测器的受力状态模拟。

进一步地，所述发动机最小输出推力tmin与最大输出推力tmax的获取方法具体为：

将所述探测器发动机在地面环境中进行热试车测试，得到大气环境中探测器发动机的最小输出推力tmin与最大输出推力tmax。

进一步地，所述探测器参试质量m由探测器干质量m0和推进剂加注质量δm两部分组成，则获取探测器参试质量m与吊绳拉力f的对应关系后，将探测器参试质量m与吊绳拉力f的对应关系转换为推进剂加注质量δm与吊绳拉力f的对应关系，再确定同时满足不等式(1)～(4)的推进剂加注质量δm以及与推进剂加注质量δm对应的吊绳拉力f区间，进而实现软着陆试验中探测器的受力状态模拟。

有益效果：

本发明提供一种软着陆试验中探测器受力状态模拟方法，通过试验中探测器在不同受力状态下发动机推力tx与软着陆试验中探测器向下、向上的模拟加速度a'下、a'上，确定同时满足探测器受力状态模拟要求，即4个不等式的吊绳拉力及探测器参试质量，然后利用吊绳拉力辅助，依靠发动机推力调节控制使得探测器受力状态与真实软着陆过程一致，从而精确模拟探测器在竖直方向上所受合力的大小和方向会不断变化的软着陆过程，使得本发明能够应用于月球探测器、火星探测器等其他行星表面的地面软着陆验证试验。

附图说明

图1为本发明提供的探测器在受力平衡状态下的受力分析示意图；

图2为本发明提供的探测器推进剂加注质量与吊绳拉力的对应关系示意图；

图3为本发明提供的探测器在软着陆试验中沿高度方向的实际飞行曲线与仿真结果对比示意图。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

实施例一

本实施例通过分析探测器质量、软着陆飞行过程加速度范围、发动机地面环境实际推力输出范围、探测器地面试验中干扰力等参数，确定吊绳拉力的要求，经吊绳拉力辅助后使探测器的受力状态与真实软着陆过程一致，即可满足地面软着陆试验中探测器的运动模拟。一种软着陆试验中探测器受力状态模拟方法，包括以下步骤：

步骤1：采用吊绳为探测器提供拉力，并获取探测器软着陆试验中不同受力状态下探测器发动机推力tx与探测器向下的模拟加速度a'下、向上的模拟加速度a'上。

需要说明的是，探测器软着陆试验中不同受力状态包括探测器受力平衡状态、加速度方向向下的非受力平衡状态和加速度方向向上的非受力平衡状态。其中在受力平衡时，探测器保持悬停或匀速直线运动状态。参见图1，该图为本实施例提供的探测器在受力平衡状态下的受力分析示意图。其中，所述探测器发动机推力tx满足如下不等式：

tx＝mg-f-f≥tmin(1)

tx＝mg-f-f≤tmax(2)

其中，f为吊绳拉力，f为软着陆试验中探测器受到的干扰力，tmin为软着陆试验中探测器发动机的最小输出推力，tmax为软着陆试验中探测器发动机的最大输出推力，m为探测器参试质量，g为地球重力加速度。

需要说明的是，软着陆试验中探测器受到的干扰力包括探测器运动过程中受到的风阻、风载、拉力控制偏差等。

需要说明的是，由于地面环境中存在大气背压，探测器发动机的输出推力会存在一定的衰减，导致试验中实际输出推力范围小于真实飞行过程。也就是说，地面软着陆试验中探测器发动机的真实输出推力介于tmin和tmax两者之间。

可选的，所述最小输出推力tmin与最大输出推力tmax的获取方法具体为：

将所述探测器发动机在地面环境中进行热试车测试，得到大气环境中探测器发动机的最小输出推力tmin与最大输出推力tmax。

所述探测器向下的模拟加速度a'下、向上的模拟加速度a'上，在探测器处于非受力平衡状态下分别满足如下不等式：

a'下＝(mg-f-tmin-f)/m≥a下(3)

a'上＝(f+tmax+f-mg)/m≥a上(4)

其中，a上、a上分别为探测器在实际软着陆过程中向上的最大加速度、向下的最大加速度；也就是说，在实际软着陆过程中的真实飞行及地面软着陆试验中，探测器所受的合加速度都在a上、a上两值限定的范围内。

步骤2：联合求解不等式(1)～(4)，获取探测器参试质量m与吊绳拉力f的对应关系，从而确定同时满足不等式(1)～(4)的探测器参试质量m以及与探测器参试质量m对应的吊绳拉力f区间，进而实现软着陆试验中探测器的受力状态模拟。

需要说明的是，由于在设计阶段探测器干质量m0已经确定，则在试验阶段主要通过改变推进剂加注质量δm来改变探测器参试质量m，因此，为了便于试验人员确定满足探测器受力状态模拟要求的吊绳拉力及探测器参试质量，可以将探测器参试质量m与吊绳拉力f的对应关系转换为推进剂加注质量δm与吊绳拉力f的对应关系。

具体地，所述探测器参试质量m由探测器干质量m0和推进剂加注质量δm两部分组成，则获取探测器参试质量m与吊绳拉力f的对应关系后，将探测器参试质量m与吊绳拉力f的对应关系转换为推进剂加注质量δm与吊绳拉力f的对应关系，再确定同时满足不等式(1)～(4)的推进剂加注质量δm以及与推进剂加注质量δm对应的吊绳拉力f区间，进而实现软着陆试验中探测器的受力状态模拟。

实施例二

基于以上实施例，下面以嫦娥三号月面软着陆验证试验为例，详细介绍本发明的软着陆试验中探测器受力状态模拟方法。

由月面软着陆动力学设计，探测器软着陆过程中向上、向下的运动加速度分别为a上＝1.1m/s²、a下＝0.47m/s²。

根据地面环境发动机热试车测试，确定发动机地面状态推力输出范围tmin＝630n、tmax＝2710n。

根据探测器截面积及运动速度，推算试验中受到的风阻等干扰作用f最大为25n，探测器干质量m0设计为1180kg。

根据约束公式求解不等式(1)～(4)，结果如图2所示。图2中的斜线阴影区即为同时满足不等式(1)～(4)的解区域，采用解区域对应的推进剂加注质量δm，以及进剂加注质量δm对应的吊绳拉力f区间，才能实现在地面模拟探测器在月面的受力状态。

具体的，由图2可知，探测器最大推进剂加注质量δm为163.5kg，对应吊绳拉力值为11671.3n，该状态可满足试验要求，但选取该值吊绳拉力不允许存在控制偏差，也就是说吊绳拉力必须是11671.3n，才能成功在地面模拟探测器在月面的受力状态；然而由于各种阻力因素，不便于使吊绳拉力时刻保持在11671.3n，则根据图2发现，推进剂小于该加注质量163.5kg后对应的吊绳拉力是一个范围，此时也允许拉力存在一定的波动；综合考虑各项影响，试验中可以将推进剂加注质量确定为100kg、吊绳拉力值取为11000n、并允许拉力控制精度存在±200n的波动范围，可将其他随机干扰作用综合考虑其中，即试验中探测器即便受到±200n的综合干扰作用，也不会影响其最终受力状态的模拟。

参见图3，该图为本实施例提供的探测器在软着陆试验中沿高度方向的实际飞行曲线与仿真结果对比示意图。由图3可知，采用本实施例方法确定的推进剂加注质量和吊绳拉力区间后，试验中探测器能够克服系统干扰，飞行曲线与仿真结果完全吻合，起到了试验验证目的。

当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当然可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。