CN103419947A - 微重力环境下自主着陆导航控制地面试验验证系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种小天体（小行星、彗星）微重力环境下自主着陆导航控制地面试验验证系统，属于地面半物理仿真技术领域。具体包括小天体表面形貌模拟部分、基座平台、着陆器安装平台和外部测量部分。其中着陆器安装平台包括安装台体、多个气浮气足、一个小推力喷嘴。多个气浮气足成正多边形固定在安装台体底部，形成高压气垫实现无摩擦运动。小推力喷嘴置于需要模拟的微重力反方向，产生推力充当着陆器所受的微重力；外部测量部分测量着陆器安装平台相对小天体表面形貌模拟部分的位置和姿态等空间状态。本系统通过改变喷嘴的推力大小来模拟不同的微重力大小，具有试验简单、快速等优点。

Description

微重力环境下自主着陆导航控制地面试验验证系统

技术领域

本发明涉及一种小天体（小行星、彗星）微重力环境下自主着陆导航控制地面试验验证系统，属于地面半物理仿真技术领域。

背景技术

随着行星际探测任务的日益增多，着陆器自主定位及在星球表面的安全软着陆已经成为未来深空科学探测的重要任务和课题。软着陆导航控制技术是指着陆器利用自身携带的敏感器提供的信息，确定位置、姿态等位姿信息，同时对备选着陆区进行安全评价，在着陆过程中选取最终着陆点，同时产生控制律安全到达着陆点。小天体（小行星、彗星）探测日益为人们所重视，小天体与地球、火星等大天体的不同在于其体积小、质量轻，其所产生的重力微弱，这使得小天体着陆的导航控制方法与大天体有很大区别。

由于行星着陆器导航控制技术应用于着陆器在轨飞行之前，必须经过一个在地面上模拟着陆环境下的参数测试和验证阶段，主要来完成对着陆器动力学的模拟，产生其六自由度的下降轨迹、姿态信息与导航系统给出的估计位置及姿态信息相比较，可以测试导航算法的自主轨道确定、姿态确定性能，通过对整个着陆过程中轨迹、姿态的分析，查看落点位置以及着陆速度、姿态，可以验证软着陆控制方法的性能。

在已有的实现行星着陆器的导航控制验证系统中，在先技术[1]（参见EliDavidSkulsky,AndrewEdieJohnsonetal,RocketSledTestingofPrototypeTerrain-RelativeNavigationSystem.AAS01-026），美国NASA下属JPL实验室采用由电机直接拖动着陆器相机系统在滑轨运动的系统方案，即着陆器按已设计好的空间轨迹数据来模拟实际的空间运动，用于测试和验证JPL实验室提出的光学导航方法的性能。该系统可以模拟着陆器的一维运动轨迹及二维姿态运动状态，可以完成对光学导航方法相关性能参数的测试。由于该系统是直接驱动电机拖动相机在滑轨上运动，因此对目标天体动力学、执行机构等并不能模拟，该测试系统只能够验证着陆器软着陆过程中自主光学导航方法的性能，并不能对还包含控制系统得整套着陆系统进行验证，同时由于该系统只能模拟三维运动，用它来模拟复杂着陆运动轨迹比较困难。

在先技术[2]（参见SrikanthSaripalli,GauravS.Sukhatmeetal,ATestbedforMarsPrecisionLandingExperimentsbyEmulatingSpacecraftDynamicsonaModelHelicopter.InIEEE/RSJInternationConferenceonIntelligentRobotsandSystems(IROS),pp2097-2102,EPFL,Switzerland,Oct2002），美国南加利弗尼亚大学利用直升机模拟着陆器，即利用着陆器的动力学数学模型驱动直升机来实现着陆器的位置、姿态状态，同时利用直升机携带导航相机对地面上指定的区域拍照结合直升机携带的其他敏感器来完成导航功能，这样利用该系统可以验证软着陆自主导航方法的精确性和实时性，同时，验证软着陆方案的可行性。但是，该系统采用数学的动力学模型驱动直升机，并没有实现目标天体实际重力环境的模拟，另外，该系统造价昂贵，系统复杂。

发明内容

本发明的目的是为解决微重力环境下自主着陆导航控制地面仿真试验问题，提供一种微重力环境下自主着陆导航控制地面试验验证系统，利用气浮平台结合小推力喷气方式实现着陆器着陆过程中微重力环境的模拟。

一种微重力环境下自主着陆导航控制地面试验验证系统，包括小天体表面形貌模拟部分、基座平台、着陆器安装平台和外部测量部分。

所述小天体表面形貌模拟部分以沙盘形式模拟小天体表面的形貌。本发明根据目标小天体表面形貌特征分布、形貌尺寸参数，构建目标小天体表面形貌沙盘，实现对目标小天体表面形貌的模拟。

所述基座平台表面光滑，着陆器安装平台能利用气浮方式在基座平台上进行无摩擦运动，该基座平台能选用大理石材质、玻璃材质、金属材质或复合材料材质。

所述着陆器安装平台为本系统核心部分，包括安装台体、多个气浮气足、一个小推力喷嘴。多个气浮气足成正多边形固定在安装台体底部，作用为产生高压气体形成高压气垫，使着陆器模拟平台浮于基座平台上，并且实现无摩擦运动。小推力喷嘴安装在安装台体上，位置置于需要模拟的微重力反方向，在验证试验过程中，小推力喷嘴产生推力充当着陆器所受的微重力，以模拟着陆过程中微重力环境。外测系统对着陆器与模拟小天体质心距离进行测量，并将测量值传递给着陆器安装平台，安装台体内嵌CPU，用于计算模拟过程中所需推力值，并控制小推力喷嘴产生所需推力。

小推力喷嘴产生的推力大小F按下式计算：

$F=[\frac{\mathrm{GM}}{r^2}-\mathrm{\ω}\×(\mathrm{\ω}\×r)](m_1+m_2)---\left(1\right)$

上式中：G为万有引力常量；M为目标小天体质量；r为着陆器距目标小天体质心距离；ω为目标小天体自旋角速度；m₁为被测着陆器的质量；m₂为着陆器安装平台的质量。

在测试验证过程，将被测着陆器固定安装在安装平台上，着陆器自身携带敏感器、执行机构和星载计算机等。敏感器对小天体表面形貌模拟部分进行观测，获取测量数据，传给星载计算机，确定着陆器安装平台的位置、姿态等空间状态，给出执行机构的控制指令。通过对比分析着陆器安装平台实际的空间状态（位置、姿态）和星载计算机确定的空间状态，分析着陆器的导航性能；通过分析着陆器安装平台的空间状态，分析整个导航控制系统的性能。

外部测量部分采用光学或者无线电的方式，测量着陆器安装平台相对小天体表面形貌模拟部分的空间状态（位置和姿态）。

小天体表面形貌模拟部分与基座平台垂直，位于基座平台的一端，着陆器安装平台位于基座平台的平面上。外部测量部分的测量精度高于着陆器导航的精度。

本发明的地面试验验证系统的工作流程为：

1、依据目标小天体参数，搭建小天体表面形貌模拟部分；

2、将被测着陆器固定安装在本发明验证系统的着陆器安装平台上；

3、将着陆器安装平台放置于基座平台上，移动到测试验证的初始位置，打开气浮气足；

4、着陆器安装平台上模拟微重力的小推力喷嘴开始工作，一直按（1）式计算并产生所需的推力大小；

5、与第4步进行的同时，被测着陆器开始工作，进行着陆过程的模拟，其依靠其自身携带的敏感器、执行机构和星载计算机，完成位置、姿态确定等导航功能，同时完成位置和姿态的控制；

6、与第4步、第5步进行的同时，外部测量部分测量着陆器安装平台相对小天体表面形貌模拟部分的位置和姿态等空间状态。

7、被测着陆器完成模拟着陆之后，利用外部测量部分提供的测量数据和被测着陆器的估计数据，分析整个导航控制系统的性能。

有益效果

本发明所给出的微重力环境下自主着陆导航控制验证系统，主要是采用气浮平台的方式模拟着陆器在空间中的二维轨迹运动，利用小推力喷气方式模拟着陆器受到的微重力，为小天体着陆器自主导航控制的地面试验验证提供了一种微重力环境模拟的手段。可以通过改变喷嘴的推力大小来模拟不同的微重力大小，具有试验简单、快速等优点。

附图说明

图1为本发明的微重力环境下自主着陆导航控制地面试验验证系统组成示意图；

图2为本发明的着陆器安装平台组成示意图；

标号说明：

1-外部测量部分，2-小天体表面形貌模拟部分，3-着陆器安装平台，4-基座平台，5-小推力喷嘴，6-安装台体，7-气浮气足。

具体实施方式

为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明。

一种微重力环境下自主着陆导航控制地面试验验证系统，如图1所示，包括小天体表面形貌模拟部分2、基座平台4、着陆器安装平台3和外部测量部分1。其中，着陆器安装平台3如图2所示，包括安装台体6、多个气浮气足7、一个小推力喷嘴5。本实施例中气浮气足7为3个。

以着陆小行星Eros433为例，小行星Eros433其自旋角速度1639.4deg/day，名义半径16km，质量为6.69×10¹⁵kg。为了验证200kg着陆器在最终20米着陆过程中导航控制系统的性能，利用本发明提供的微重力环境下自主着陆导航控制验证系统实施的方式如下：

1、研制小天体表面形貌模拟部分。通过对小行星Eros433表面图像的分析，确定小行星表面形貌的特点、形貌分布等，按1：1的比例制作小行星表面形貌沙盘，完成小天体表面形貌模拟部分的研制。

2、搭建基座平台部分。搭建基座平台长度至少20米，已完成最终20米着陆过程的模拟，宽度按任务的需求确定，基座平台表面要光滑能够保证浮起着陆器模拟平台无摩擦。

3、研制着陆器安装平台部分。当小行星质量为6.69×10¹⁵kg，半径16km，着陆器和验证系统中着陆器安装平台质量和为200kg时，小推力喷嘴产生推力大小可按式（1）计算为0.3486N，以实现对微重力的模拟。模拟平台台体结构可按实际需要进行配重设计，并在着陆器模拟平台下安装气足，使其能浮于基座平台上。按工作要求将被测着陆器固定安装在着陆器安装平台上。

4、进行仿真试验。首先将固定安装有着陆器的着陆器安装平台放置于距离小天体表面形貌模拟部分20米远的预定位置，开启气足，使着陆器安装平台自由浮于基座平台上。开始试验时刻，开启模拟微重力的小推力喷嘴，被测着陆器依靠自身携带的敏感器、执行机构和星载计算机，完成导航与控制任务，使着陆器安装平台接近小天体表面形貌模拟部分，完成整个着陆过程的模拟。

5、数据分析与性能评估。利用外部测量部分提供的测量数据和被测着陆器的估计数据，分析整个导航控制系统的性能。

Claims (4)

1.微重力环境下自主着陆导航控制地面试验验证系统，其特征在于：包括小天体表面形貌模拟部分、基座平台、着陆器安装平台和外部测量部分；

所述小天体表面形貌模拟部分以沙盘形式模拟小天体表面的形貌；

所述基座平台表面光滑，着陆器安装平台利用气浮方式在基座平台上进行无摩擦运动；

所述着陆器安装平台包括安装台体、多个气浮气足、一个小推力喷嘴；多个气浮气足成正多边形固定在安装台体底部，产生高压气体形成高压气垫，使着陆器模拟平台浮于基座平台上无摩擦运动；小推力喷嘴安装在安装台体上，置于需要模拟的微重力反方向，产生推力充当着陆器所受的微重力；外测系统对着陆器与模拟小天体质心距离进行测量，并将测量值传递给着陆器安装平台，安装台体内嵌CPU，计算模拟过程中所需推力值，并控制小推力喷嘴产生所需推力；

外部测量部分采用光学或者无线电的方式，测量着陆器安装平台相对小天体表面形貌模拟部分的空间状态；

被测着陆器固定安装在安装平台上，小天体表面形貌模拟部分与基座平台垂直，位于基座平台的一端，着陆器安装平台位于基座平台的平面上；外部测量部分的测量精度高于着陆器导航的精度。

2.根据权利要求1所述的微重力环境下自主着陆导航控制地面试验验证系统，其特征在于：根据目标小天体表面形貌特征分布、形貌尺寸参数，构建目标小天体表面形貌模拟部分。

3.根据权利要求1所述的微重力环境下自主着陆导航控制地面试验验证系统，其特征在于：小推力喷嘴产生的推力大小F为：

$F=[\frac{\mathrm{GM}}{r^2}-\mathrm{\ω}\×(\mathrm{\ω}\×r)](m_1+m_2)$

其中G为万有引力常量；M为目标小天体质量；r为着陆器距目标小天体质心距离；ω为目标小天体自旋角速度；m₁为被测着陆器的质量；m₂为着陆器安装平台的质量。

4.根据权利要求1所述的微重力环境下自主着陆导航控制地面试验验证系统，其特征在于：在测试验证过程，着陆器对小天体表面形貌模拟部分进行观测，获取测量数据，确定着陆器安装平台的空间状态；通过对比着陆器安装平台实际的空间状态和着陆器自身确定的空间状态，分析着陆器的导航性能；通过着陆器安装平台的空间状态，分析整个导航控制系统的性能。

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