CN110262528A - 一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种月面探测器的起飞‑着陆‑移动实现方法，属于月面探测器起飞着陆技术领域。将结构板成型过程中预留的毛细空隙作为热控工质的流动管路，实现结构板和热管管材的复用；布置的多个推力器用于提供月面探测器在月面起飞和软着陆过程中的推力，以及飞行过程中的控制，实现推进和控制功能集成设计；将热控多层的间隔层进行立体化设计，提高其保温性能，使探测器能适应更低的环境温度；通过电机的主动控制实现月面探测器可承受多次着陆缓冲的冲击；利用控制电机控制着陆缓冲机构的伸缩和转动，实现月面探测器的移动。

Description

一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法

技术领域

本发明涉及一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，属于月面探测器起飞着陆技术领域。

背景技术

目前人类发射的月球探测器实现了对月球的飞掠、环绕、撞击、软着陆、巡视和采样返回等多种形式的探测。其中月面探测器主要是着陆器、巡视器(也称月球车)。着陆器通常在着陆点原位测量，巡视器一般由轮式底盘和仪器舱组成，用太阳电池和蓄电池联合供电，根据地球上的遥控指令能在高低不平的月面巡回。无论是着陆器还是巡视器，对地形的适应能力都是有限的，无法对地势特别复杂的区域进行探测。月球极区因其特殊的地形条件和潜在的水冰资源吸引了世界各国航天机构的关注，但极区地形复杂，且水冰很有可能存在于撞击坑底部的永久阴影区，撞击坑的深度可达几km，坑缘和坑壁的坡度最高可达40°以上，坑内无光照温度低至40K，传统的着陆器或巡视器无法进入坑底进行探测。要实现永久阴影坑的就位探测，需要探测器具备新的功能。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，通过该方法设计的月面探测器能够进行起飞、着陆和移动，能够实现月面快速大范围转移探测，或永久阴影坑的就位探测。

本发明的技术解决方案是：

一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，该方法包括耐低温设计方法、飞行动力设计方法、小型化设计方法和移动设计方法：

其中，耐低温设计方法包括：

在结构板成型过程中预留毛细空隙，结构板成型完成后在预留的毛细空隙中填充热控工质；结构板成型过程使用3D打印技术进行成型；

将热控多层的间隔层进行差异化设计，使得热控多层的层与层之间不接触；比如热控多层为多层双面镀铝聚酰亚胺薄膜，相邻的两层双面镀铝聚酰亚胺薄膜之间使用间隔层进行隔离，以使得双面镀铝聚酰亚胺薄膜在受力的情况下，与相邻的双面镀铝聚酰亚胺薄膜不接触；比如采用的方法为：处于相邻的两层双面镀铝聚酰亚胺薄膜中间位置的间隔层厚度大于处于相邻的两层双面镀铝聚酰亚胺薄膜边缘处的隔离层的厚度；或是处于相邻的两层双面镀铝聚酰亚胺薄膜的间隔层厚度一致；

飞行动力设计方法包括：

在月面探测器上布置的推力器为多个，推力器包括两种类型，分别为A型推力器和B型推力器，其中，A型推力器用于控制轨道，B型推力器用于姿态控制，A型推力器推力的选择与月面探测器的质量和构形有关，A型推力器的推力选择是：使月面探测器在月面能够起飞的最小值，B型推力器的推力选取是：使月面探测器的飞行姿态满足要求时的最小值；

月面探测器的质量为180-220Kg时，月面探测器的构形为金字塔型时，A型推力器的数量为八台，A型推力器的推力为150N，B型推力器的数量为八台，B型推力器的推力为10N；

小型化设计方法包括：

使用SIP或SOC技术将月面探测器的控制计算机、数管计算机和导航计算机集成在一台计算机中；

在结构板成型过程中预留毛细空隙，结构板成型完成后在预留的毛细空隙中填充热控工质；结构板成型过程使用3D打印技术进行成型；

移动设计方法包括：

在着陆缓冲机构上增加控制电机，通过控制电机减小着陆缓冲机构的缓冲速度，通过控制电机控制着陆缓冲机构的关节伸缩和关节的转动角度，实现月面探测器的移动。

与现有技术相比，本发明具有的优势是：

(1)本发明的月面探测器是一种新型的探测方式，可实现月面原地起飞并在飞行一段距离后软着陆。

(2)本发明的月面探测器可实现月球极区永久阴影坑的就位探测：该月面探测器采用飞跃的方式实现月面转移，转移能力将不受地形的限制，并且可以飞入永久阴影坑内实现就位探测后飞出。

(3)本发明的月面探测器可实现快速的大范围转移探测。该月面探测器采用飞跃的方式进行月面转移，飞行时间较以前的巡视移动时间大大缩短，可实现快速的大范围转移。

(4)本发明的月面探测器配置推力器和可多次使用的着陆缓冲机构，可利用一个探测器着陆月面多个不同位置进行探测。

(5)本发明的月面探测器在月面多次起飞着陆并移动的设计方法，利用该功能实现月面大范围转移，也可针对传统探测器无法到达的复杂地形区域进行探测。打破月面探测器不同分系统之间的界限，将各分系统中功能重叠的部分进行复用，实现探测器轻小型化，便于在月面重复起飞和软着陆。

(6)本发明的月面探测器将结构板成型过程中预留的毛细空隙作为热控工质的流动管路，实现结构板和热管管材的复用；布置的多个推力器用于提供月面探测器在月面起飞和软着陆过程中的推力，以及飞行过程中的控制，实现推进和控制功能集成设计；配置8台150N发动机和8台10N推力器，实现探测器月面原地起飞及飞行过程中的姿态和航程控制。其中150N发动机用于控制轨道，10N推力器用于控制姿态。将各个分系统的计算机模块集成在一台单机中，实现高集成设计，一台计算机代替多台计算机，避免多台单机机壳带来自重增加，使得月面探测器的总重量控制在200kg以内；将热控多层的间隔层进行立体化设计，提高其保温性能，使探测器能适应更低的环境温度；一方面通过电机的主动控制实现月面探测器可承受多次着陆缓冲的冲击；另一方面，利用控制电机的着陆腿，实现月面探测器的移动。

附图说明

图1是本发明的月面探测器飞行过程示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

实施例

一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，该方法包括耐低温设计方法、飞行动力设计方法、小型化设计方法和移动设计方法：

其中，耐低温设计方法包括：

在20cm*30cm的平板结构壁板上预留十二个直径为5mm高度为20cm的圆柱形状的空隙，并填充氨热控工质，实现该设备的温度控制；

将月面探测器的外壳被动控温部位上包覆由十层双面镀铝聚酰亚胺薄膜组成的热控多层中的9个间隔层的厚度为2mm量级，确保在自然受力状态下相邻镀铝面不接触。

飞行动力设计方法包括：

月面探测器的质量为180-220Kg时，月面探测器的构形为金字塔型，A型推力器的数量为八台，A型推力器的推力为150N，B型推力器的数量为八台，B型推力器的推力为10N；

小型化设计方法包括：

使用SIP或SOC技术将月面探测器的控制计算机、数管计算机和导航计算机集成在一台计算机中；

移动设计方法包括：

通过电机拉/压着陆缓冲机构内外筒，实现着陆缓冲机构的伸缩，起到抬腿的效果；通过电机拉动关节转动，实现着陆缓冲机构前伸，达到伸腿的效果。抬腿和伸腿的动作结合实现移动行走。

通过电机拉/压着陆缓冲机构内外筒，尽量降低缓冲元件的变形速度，最佳效果是使缓冲元件的变形速度降为0，减轻对缓冲元件的损伤，实现多次着陆缓冲。

使用上述的方法设计的月面探测器进行起飞-着陆-移动的过程为：

如图1所示；

(1)月面探测器多次着陆缓冲功能实现

通过控制电机实现着陆腿多次着陆缓冲功能。着陆腿吸能部分包括外筒、内筒以及缓冲元件。通过电机控制内外筒相对运动来拉伸或压缩缓冲元件实现吸能。其中压缩缓冲元件可设计成多级的，每一级实现一次缓冲吸能。

(2)探测器移动功能实现

通过控制电机驱动各着陆腿作伸缩往复运动，各支腿间相互配合实现行走功能。

(3)探测器起飞功能实现

在月面探测器底部布置8台150N发动机，通过8台150N发动机点火提供足够的推力，实现月面探测器原地起飞。

(4)月面探测器飞行过程设计

A型推力器点火，月面探测器垂直上升，期间通过B型推力器控制姿态，完成上升调姿、弹道滑行、接近避障和飞跃器缓速下降阶段。

月面探测器起飞后的飞行过程参考着陆器的着陆过程和上升器的上升过程，由GNC模块实现探测器飞行过程控制。包含以下飞行阶段；

a)垂直上升：A型推力器点火，飞行器垂直月表飞行，直到达到设定的安全高度；

b)上升调姿：通过A型推力器控制飞行姿态(推力方向)以匀角速度向目标飞行方向旋转，通过设计旋转角速度和时长使得上升调姿结束时的速度与水平方向夹角为45°，速度大小使得弹道飞行距离达到目标航程；

c)弹道滑行：A型推力器关机，探测器沿抛物线弹道飞行，期间通过B型推力器进行姿态调整使得飞行姿态水平，纵轴沿飞行反方向；

d)水平制动：维持纵轴水平且与飞行方向相反的飞行姿态。到达合适点时A型推力器点火，产生水平加速度，使得在常加速度制动下，水平速度逐渐减为0，且在目标落点上方；

e)自由下落：自由下落段，A型推力器关机，并调整飞行姿态至垂直状态；

f)避障：达到预定(自主计算)开机高度后，A型推力器再次点火，以匀加速度垂直下降，成像敏感器工作，选出着陆点，然后飞行器在下降同时平移到安全着陆点上方；

g)缓速下降：达到设定高度，探测器转为匀速向下飞行状态。

Claims (10)

1.一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，其特征在于：该方法包括耐低温设计方法、飞行动力设计方法、小型化设计方法和移动设计方法；

其中，耐低温设计方法包括：

在结构板成型过程中预留毛细空隙，结构板成型完成后在预留的毛细空隙中填充热控工质。

2.根据权利要求1所述的一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，其特征在于：结构板成型过程使用3D打印技术进行成型。

3.根据权利要求1所述的一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，其特征在于：耐低温设计方法还包括：将热控多层的间隔层进行差异化设计，使得热控多层的层与层之间不接触。

4.根据权利要求3所述的一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，其特征在于：热控多层为多层双面镀铝聚酰亚胺薄膜，相邻的两层双面镀铝聚酰亚胺薄膜之间使用间隔层进行隔离，处于相邻的两层双面镀铝聚酰亚胺薄膜中间位置的间隔层厚度大于处于相邻的两层双面镀铝聚酰亚胺薄膜边缘处的隔离层的厚度，以使得双面镀铝聚酰亚胺薄膜在受力的情况下，与相邻的双面镀铝聚酰亚胺薄膜不接触。

5.根据权利要求1所述的一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，其特征在于：飞行动力设计方法包括：

在月面探测器上布置的推力器为多个，推力器包括两种类型，分别为A型推力器和B型推力器，其中，A型推力器用于控制轨道，B型推力器用于姿态控制。

6.根据权利要求5所述的一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，其特征在于：A型推力器的推力选择是：使月面探测器在月面能够起飞的最小值。

7.根据权利要求5所述的一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，其特征在于：B型推力器的推力选取是：使月面探测器的飞行姿态满足要求时的最小值。

8.根据权利要求5所述的一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，其特征在于：月面探测器的质量为180-220Kg时，月面探测器的构形为金字塔型时，A型推力器的数量为八台，A型推力器的推力为150N，B型推力器的数量为八台，B型推力器的推力为10N。

9.根据权利要求1所述的一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，其特征在于：小型化设计方法包括：

使用SIP或SOC技术将月面探测器的控制计算机、数管计算机和导航计算机集成在一台计算机中；

在结构板成型过程中预留毛细空隙，结构板成型完成后在预留的毛细空隙中填充热控工质；结构板成型过程使用3D打印技术进行成型。

10.根据权利要求1所述的一种月面探测器的起飞-着陆-移动实现方法，其特征在于：移动设计方法包括：

在着陆缓冲机构上增加控制电机，通过控制电机减小着陆缓冲机构的缓冲速度，通过控制电机控制着陆缓冲机构的关节伸缩和关节的转动角度，实现月面探测器的移动。