CN105975658A - 一种起飞稳定性建模方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种起飞稳定性建模方法，本发明首先建立上升器和起飞平台模型以及二者的锁定约束，并建立地外天体表面土壤与起飞平台的接触关系；然后采用准静态着陆过程模拟方法计算得到起飞平台和上升器组合体的地外天体表面起飞初始姿态和起飞平台的支撑载荷，并利用物理参数敏感度分析得到对起飞稳定性敏感度较高的参数，然后取参数初始范围的最恶劣数值计算得到起飞稳定性边界，然后将边界数值与姿态控制系统能力比较，再进行迭代计算，最终得到满足姿控系统能力范围的上升器起飞稳定性边界；本发明首次提出了一套完整、可行性高的上升器起飞姿态稳定性边界建模方法，能够用于航天器参数设计与优化。

Description

一种起飞稳定性建模方法
技术领域
本发明属于航天器的多体动力学分析的技术领域，具体涉及一种地外天体表面起飞稳定性建模方法。
背景技术
地外天体表面起飞上升是指上升器与起飞平台解锁，然后在自身发动机推力作用下，在起飞(即发射)平台上，从地外天体表面起飞准备开始直至上升器进入目标轨道的一系列飞行过程，地外天体表面起飞过程是指上升器在地外天体表面环境下，在起飞(即发射)平台(后文简称起飞平台)上，依靠自身携带的上升发动机，自主、安全、可靠地实现与起飞平台的分离，建立稳定的动力上升初始姿态，为进入预定轨道建立初始条件的过程。地外天体表面起飞是航天器从地外天体表面起飞返回地球的宇航飞行过程的关键环节。
在上升器自身的姿态系统开始控制之前，上升器的姿态角和姿态角速度不能过大，否则姿态控制系统的控制能力无法将上升器的姿态角和角速度纠偏到入轨要求数值。上升器在地外天体表面起飞后，自身姿态控制系统开始控制前的姿态角和姿态角速度的最大值称为上升器姿态稳定性边界值。因为对任何一类上升器、起飞平台，这类航天器的质心位置、惯量特性，以及航天器上推力发动机的安装位置等物理参数在航天器研制完成后都会和初始设计有一定偏差，这种制造过程中产生的偏差数值一般是以初始设计值为中心的一个数值范围。因此在上升器等航天器设计中，有必要根据这类航天器的自身的参数偏差范围，建立上升器地外天体表面起飞模型，计算得到上升器姿态稳定性边界值。再将上升器姿态稳定性边界值与上升器姿态控制系统的控制能力进行比较，看控制系统的控制能力是否能够满足。如果通过比较发现控制系统的能力小于上升器姿态稳定性边界值，下一步就是提升姿态控制系统的姿态控制能力以及优化上升器上的参数的偏差范围。由于上升器等的物理参数很多，因此要计算得到姿态稳定性边界，计算工况数量非常大、计算时间非常长。
在地面实施地外天体表面起飞试验的难度很大。原因有以下几点：(1)地外天体大气环境和地球有很大不同，因此上升器的发动机在地球大气环境下的推力特性和羽流特性和在地外天体环境下完全不同，必须在真空环境下进行试验才能模拟真实的地外天体表面起飞环境。而由于上升器在发动机推力下的起飞过程的上升高度一般在1m以上，再加上起飞平台和上升器自身高度，进行真空环境下的起飞试验需要的真空试验场地的高度在15m以上，体积庞大，现有的技术难以满足该要求；(2)地外天地表面的重力环境与地球表面有很大不同，例如，月球表面的重力环境为地球表面的1/6，地面试验中无法很好模拟地外天体表面的重力环境。因此，有必要采用建模计算方法得到地外天体表面起飞后的姿态稳定性边界。
迄今为止，只有前苏联和美国成功实施了地外天体表面的采样返回任务。前苏联于上个世纪70年代初通过Luna16、20和24号实现了三次无人采样返回；美国自Apollo 11(1969年)开始，通过Apollo 12、14、15、16和17号实现了6次有人采样返回。例如美国的Apollo探测器就是采用着陆舱作为起飞平台。美国NASA于21世纪初也提出采用着陆/起飞平台实现地外天体表面着陆和起飞返回地球(Apollo Lunar Module landing dynamics，AIAA 2000-1678、Lunar LanderConcept Design for the 2019NASA Outpost Mission，AIAA 2007-6175)。经过文献调研，国内外针对地外天体表面的起飞(发射)动力学建模方法未见公开发表文献。国内在基于起飞平台的发射动力学分析技术研究目前仅限于在导弹领域，包括车载、舰载、机载、潜载等，与基于起飞平台的地外天体表面起飞动力学分析需求和内容差别很大，不属于同一领域，所以目前上升器在地外天体表面起飞的姿态稳定性边界计算方法仍然是空白。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种起飞稳定性建模方法，能够得到包含对起飞稳定性参数高敏感度的物理参数的起飞模型，并且计算效率高。
实现本发明的技术方案如下：
一种起飞稳定性建模方法，包括以下步骤：
步骤一、建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型，建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型之间的锁定约束，并建立地外天体表面土壤与起飞平台动力学模型之间的接触关系；
步骤二、设定起飞平台动力学模型与地外天体表面土壤接触部分的缓冲材料的塑性变形，基于所述接触关系计算起飞平台与地外天体表面土壤接触部分的缓冲材料的弹性变形、起飞平台的支撑载荷以及起飞平台动力学模型的姿态角；
步骤三、基于步骤二的计算结果，释放所述锁定约束，建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型之间的接触模型，计算出上升器动力学模型与起飞平台动力学模型之间接触力，得到上升器起飞前状态的动力学模型；
步骤四、基于上升器起飞前状态动力学模型，设定上升器的发动机推力矢量和发动机产生的羽流力矢量，计算从上升器发动机点火到上升器姿态控制系统开始工作前时刻的起飞过程，得到控制系统开始工作前上升器相对于起飞平台的姿态角和角速度，即起飞稳定性参数；
步骤五、在设计偏差范围内分别修改上升器动力学模型或起飞平台动力学模型的设计参数，并执行步骤二—步骤四的操作得到相应的起飞稳定性参数，并进行所修改设计参数相对于起飞稳定性参数的敏感度分析，得到对起飞稳定性敏感度高的参数；
步骤六、对于敏感度高的参数，取设计偏差范围内的最恶劣数值，按照步骤二—步骤四的操作，计算得到对应的起飞稳定性参数边界数值；
步骤七、判断起飞稳定性参数边界数值是否处于上升器姿态控制系统控制范围之内，若是，则完成建模，若否，则进行优化直至满足设计要求。
进一步地，所述步骤一具体为：
步骤1.1、利用多体系统动力学方法建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型；
步骤1.2、利用多体系统动力学方法建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型之间的锁定约束；
步骤1.3、利用多体系统动力学方法和Drucker-Prager模型建立地外天体表面土壤与起飞平台动力学模型之间的接触关系。
进一步地，步骤五中所述设计参数包括：上升器质量特性、起飞平台质量特性和缓冲特性、上升器发动机参数、羽流力矢量以及地外天体表面坡度。
进一步地，所述敏感度高指归一化后的敏感度系数大于0.2。
进一步地，步骤七中所述优化为：提高姿态控制系统的控制能力，或者对设计偏差范围进行修改。
有益效果：
1、本发明密切结合航天工程实际，首次提出了一套完整、可行性高的上升器起飞姿态稳定性边界建模方法，能够用于航天器参数设计与优化。
2、本发明采用准静态着陆过程模拟方法计算得到起飞平台和上升器组合体的地外天体表面起飞初始姿态和起飞平台的支撑载荷，计算效率高，耗时少。
3、本发明首次提出一种地外天体表面起飞稳定性边界的确定方法，该方法具体为首先利用物理参数敏感度分析得到对起飞稳定性敏感度较高的参数，然后取参数初始范围的最恶劣数值计算得到起飞稳定性边界，然后将边界数值与姿态控制系统能力比较，再进行迭代计算，最终得到满足姿控系统能力范围的上升器起飞稳定性边界。该确定方法便于流程化，不会漏掉重要参数并且减少了计算工况数量，工程实用性强。
附图说明
图1为姿态稳定性边界计算流程示意图。
图2为月壤承载强度曲线。
图3为上升器姿态角和角速度对各参数敏感度示意图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
如图1所示，一种地外天体表面起飞稳定性建模方法，包括以下步骤：
步骤一、建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型，建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型之间的锁定约束，并建立地外天体表面土壤与起飞平台动力学模型之间的接触关系；
步骤一的具体过程为：
步骤1.1、利用多体系统动力学方法建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型；所述上升器动力学模型包含质量、质心位置、转动惯量等质量特性，所述起飞平台动力学模型包含质量特性和着陆缓冲特性。
步骤1.2、在步骤一建立的模型基础上，利用接触力学方法建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型之间的接触模型，同时利用多体系统动力学方法建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型之间的锁定约束；
接触模型为：
I M P A C T = { M a x ( 0 , k ( x 1 - x ) n - c x &CenterDot; i f ( x < x 1 ) 0 i f ( x &GreaterEqual; x 1 ) - - - ( 1 )
其中x为上升器与起飞平台接触部分之间距离，上升器与起飞平台接触部分之间的相对速度，x1为位移判断量，用于判断上升器与起飞平台是否接触，k为上升器与起飞平台接触部分材料的接触刚度系数，n为上升器与起飞平台接触部分材料的指数，c为上升器与起飞平台接触部分材料的阻尼系数，其中，x1，k，n和c均为常数。
上升器和起飞平台接触部分的材料特性如表1所示：
表1材料特性
材料 密度(kg/m3) 弹性模量(Gpa) 泊松比
上升器 钛合金TiTc4 4430 110 0.3
起飞平台 铝合金2A12 2780 70.6 0.3
根据材料特性确定接触力参数如表2所示。
表2接触力参数
接触刚度系数k 2.4e8N/m
指数n 1.2
阻尼系数c 1e4Ns/m
步骤1.3、在步骤二建立的模型基础上，利用多体系统动力学方法和Drucker-Prager模型建立地外天体表面土壤与起飞平台动力学模型之间的接触关系；这样就建立了包含上升器、起飞平台、地外天体表面、上升器与起飞平台之间约束、起飞平台与地外天体表面之间约束的动力学模型。
本发明的地外天体以月球为例：
月壤对起飞平台支撑力学特性主要体现在月壤的承载强度和摩擦性能。NASA的APOLLO和前苏联的LUNAR探月任务对月球不同区域和月表不同深度的月壤力学特性进行了研究，包括静载试验、通过月球车在地外天体行走测量月球表面土壤性能等。图2为静载试验获得的月壤承载强度曲线。
NASA在月壤的物理特性研究报告中，参数值如表3所示。
表3月壤部分主要参数值
基于月壤实测数据，采用Drucker-Prager模型建立的月壤竖直方向上承载强度公式为：
P v = ( k a + k b &delta; &CenterDot; v e b ) &delta; v 0 < &delta; v < &delta; v 0 , &delta; &CenterDot; v &GreaterEqual; 0 P v 0 &delta; v &GreaterEqual; &delta; v 0 , &delta; &CenterDot; v &GreaterEqual; 0 0 &delta; v &le; 0 o r &delta; &CenterDot; v < 0 - - - ( 2 )
其中，δv为足垫在竖直方向刺穿深度，ka为竖直方向准静态加载过程中等效刚度，kb为竖直方向动态加载过程中土壤质量相关阻尼，eb为指数，Pv0为常数。
步骤二、设定上升器动力学模型与地外天体表面土壤接触部分的缓冲材料的塑性变形，利用线弹性模型计算起飞平台与地外天体表面接触部分的缓冲材料的弹性变形、起飞平台的支撑载荷以及起飞平台动力学模型的姿态角；
该步骤计算时，上升器和起飞平台之间应用步骤1.2中建立的锁定约束。该步骤计算与起飞平台单独在地外天体表面着陆过程原理相同，属本领域技术人员的公知技术。但在公开文献中(月球着陆器软着陆机构着陆稳定性仿真分析,宇航学报，2009.9,Vol.30No.5)，起飞平台在月面着陆计算的初始状态为着陆缓冲行程从0开始，通过着陆过程计算得到缓冲行程和姿态，该过程由于包括多个包含弹性段和塑性段的缓冲行程计算(例如嫦娥三号着陆器包含4个着陆缓冲机构共包含20个缓冲过程计算)，计算到稳态耗时间非常长，一般用时在30分钟以上。
本发明提出了一种准静态着陆过程模拟方法，将地外天体表面坡度和起飞平台姿态角度统一计算，预先设定起飞平台的缓冲行程数值(即起飞平台动力学模型与地外天体表面土壤接触部分的缓冲材料的塑性变形)，然后令起飞平台上升器系统以较低的速度与地外天体表面发生接触，计算中只涉及到缓冲材料的弹性段部分，计算到稳态耗时1-2分钟，且能获得起飞稳定性分析需要的起飞平台姿态、起飞平台支撑特性(载荷)、地外天体表面土壤压缩状态和地外天体表面土壤支撑特性等数据。
步骤三、基于步骤二的计算结果，释放上升器动力学模型与起飞平台动力学模型之间的锁定约束，利用步骤1.2所述接触模型，计算出上升器动力学模型与起飞平台动力学模型之间接触力，得到上升器起飞前状态的动力学模型；即上升器起飞前相对于起飞平台的姿态角。
步骤四、基于上升器起飞前状态动力学模型，设定上升器的发动机推力矢量和发动机产生的羽流力矢量，包括矢量位置、角度、数值等。计算从上升器发动机点火到上升器姿态控制系统开始工作前时刻的起飞过程，计算得到控制系统开始工作前上升器相对于起飞平台的姿态角和角速度，即起飞稳定性参数；
步骤五、在航天器设计偏差范围内分别修改上升器质量特性、起飞平台质量特性和缓冲特性、上升器发动机参数、羽流力矢量以及地外天体表面坡度，并执行步骤二—步骤四的操作得到相应的起飞稳定性参数，并进行所修改参数相对于起飞稳定性参数的参数敏感度分析，得到对起飞稳定性敏感度高的参数；
把每个参数作为一项因素采用一次变化法进行敏感度分析。敏感度系数定义为：
sij＝Δyj/Δxi (3)
式中，sij：第i个参数对第j个目标参数的敏感度；Δyj：第j个目标参数的变化量；Δxi：第i个参数的变化量。按照归一化原则，对sij进行归一化，得到归一化参数归一化后的相关系数大于0.2认为是强相关，在0.05-0.2之间为中等相关，小于0.05为弱相关。得到的结果示意图如图3所示。
步骤六、对于敏感度高的参数，取设计偏差范围内的最恶劣数值，按照步骤二—步骤四的操作，计算得到对应的起飞稳定性参数边界数值；
步骤七、将起飞稳定性参数边界数值与上升器姿态控制系统控制能力进行对比，若起飞稳定性参数边界数值在上升器姿态控制系统控制范围内，则说明设计满足要求；
若起飞稳定性参数边界数值超出了上升器姿态控制系统控制范围，则提高姿态控制系统的控制能力，或者对设计偏差范围进行优化，再重复步骤五和六进行迭代计算，最终得到优化后的参数范围和起飞稳定性参数边界数值。
经过迭代计算得到的满足姿控系统控制能力的结果如表4和表5所示。
表4上升器起飞姿态稳定性边界对应的参数值
表5上升器起飞姿态稳定性边界数值
注：Ax-Az为上升器相对于起飞平台的姿态角，Wx-Wz为上升器相对于起飞平台的姿态角速度。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种起飞稳定性建模方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型，建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型之间的锁定约束，并建立地外天体表面土壤与起飞平台动力学模型之间的接触关系；
步骤二、设定起飞平台动力学模型与地外天体表面土壤接触部分的缓冲材料的塑性变形，基于所述接触关系计算起飞平台与地外天体表面土壤接触部分的缓冲材料的弹性变形、起飞平台的支撑载荷以及起飞平台动力学模型的姿态角；
步骤三、基于步骤二的计算结果，释放所述锁定约束，建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型之间的接触模型，计算出上升器动力学模型与起飞平台动力学模型之间接触力，得到上升器起飞前状态的动力学模型；
步骤四、基于上升器起飞前状态动力学模型，设定上升器的发动机推力矢量和发动机产生的羽流力矢量，计算从上升器发动机点火到上升器姿态控制系统开始工作前时刻的起飞过程，得到控制系统开始工作前上升器相对于起飞平台的姿态角和角速度，即起飞稳定性参数；
步骤五、在设计偏差范围内分别修改上升器动力学模型或起飞平台动力学模型的设计参数，并执行步骤二—步骤四的操作得到相应的起飞稳定性参数，并进行所修改设计参数相对于起飞稳定性参数的敏感度分析，得到对起飞稳定性敏感度高的参数；
步骤六、对于敏感度高的参数，取设计偏差范围内的最恶劣数值，按照步骤二—步骤四的操作，计算得到对应的起飞稳定性参数边界数值；
步骤七、判断起飞稳定性参数边界数值是否处于上升器姿态控制系统控制范围之内，若是，则完成建模，若否，则进行优化直至满足设计要求。
2.如权利要求1所述一种起飞稳定性建模方法，其特征在于，所述步骤一具体为：
步骤1.1、利用多体系统动力学方法建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型；
步骤1.2、利用多体系统动力学方法建立上升器动力学模型和起飞平台动力学模型之间的锁定约束；
步骤1.3、利用多体系统动力学方法和Drucker-Prager模型建立地外天体表面土壤与起飞平台动力学模型之间的接触关系。
3.如权利要求1所述一种起飞稳定性建模方法，其特征在于，步骤五中所述设计参数包括：上升器质量特性、起飞平台质量特性和缓冲特性、上升器发动机参数、羽流力矢量以及地外天体表面坡度。
4.如权利要求1所述一种起飞稳定性建模方法，其特征在于，所述敏感度高指归一化后的敏感度系数大于0.2。
5.如权利要求1所述一种起飞稳定性建模方法，其特征在于，步骤七中所述优化为：提高姿态控制系统的控制能力，或者对设计偏差范围进行修改。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106570249A (zh) * 2016-10-26 2017-04-19 北京宇航系统工程研究所 一种大火箭起飞漂移离散仿真方法
CN106951585A (zh) * 2017-02-14 2017-07-14 北京空间飞行器总体设计部 一种弹塑性弯曲变形限力结构的建模方法
CN109684666A (zh) * 2018-11-23 2019-04-26 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 基于遗传算法的飞机指标参数敏感度优化方法
CN110411707A (zh) * 2019-07-24 2019-11-05 北京空天技术研究所 串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法
CN112903330A (zh) * 2021-02-25 2021-06-04 北京空间飞行器总体设计部 一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110248118A1 (en) * 2010-04-08 2011-10-13 Meekins John A Amphibious Aircraft
CN102902204A (zh) * 2012-10-24 2013-01-30 北京控制工程研究所 一种飞艇遥控起飞/着陆预警方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110248118A1 (en) * 2010-04-08 2011-10-13 Meekins John A Amphibious Aircraft
CN102902204A (zh) * 2012-10-24 2013-01-30 北京控制工程研究所 一种飞艇遥控起飞/着陆预警方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ＪＵＮＬＩＮ ＷＡＮ.ETCL: "Ｍｏｄｅｌｉｎｇ aｎｄ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ ｌｕｎａｒ ｌａｎｄｅｒ ｓｏｆｔ－ｌａｎｄｉｎｇ ｕｓｉｎｇ ｔｒａｎｓｉｅｎｔ ｄｙｎａｍｉｃｓ ａｐｐｒｏａｃｈ", 《ＩＮＴＥＲＮＡＴＩＯＮＡＬ ＣＯＮＦＥＲＥＮＣＥ ＯＮ ＣＯＭＰＵＴＡＴＩＯＮＡＬ ＡＮＤ ＩＮＦＯＲＭＡＴＩＯＮ ＳＣIＥＮＣＥＳ》 *
梁东平 等: "月球着陆器软着陆动力学建模与分析综述", 《航天器工程》 *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106570249A (zh) * 2016-10-26 2017-04-19 北京宇航系统工程研究所 一种大火箭起飞漂移离散仿真方法
CN106570249B (zh) * 2016-10-26 2020-06-19 北京宇航系统工程研究所 一种大火箭起飞漂移离散仿真方法
CN106951585A (zh) * 2017-02-14 2017-07-14 北京空间飞行器总体设计部 一种弹塑性弯曲变形限力结构的建模方法
CN109684666A (zh) * 2018-11-23 2019-04-26 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 基于遗传算法的飞机指标参数敏感度优化方法
CN109684666B (zh) * 2018-11-23 2023-05-23 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 基于遗传算法的飞机指标参数敏感度优化方法
CN110411707A (zh) * 2019-07-24 2019-11-05 北京空天技术研究所 串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法
CN110411707B (zh) * 2019-07-24 2021-02-05 北京空天技术研究所 串联飞行器级间分离气动特性干扰量预测方法
CN112903330A (zh) * 2021-02-25 2021-06-04 北京空间飞行器总体设计部 一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法
CN112903330B (zh) * 2021-02-25 2022-07-01 北京空间飞行器总体设计部 一种用于验证航天器月面稳定起飞的方法

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