CN113734474B - 一种多约束下大底分离触发条件确定方法和系统 - Google Patents

Abstract

一种多约束下大底分离触发条件确定方法，包括以下步骤：降落伞开伞后，在每个控制周期内，判断3个以上陀螺数据是否达到饱和条件：如果未达到饱和，则判断Δt和T_min的大小；如果达到饱和，则判断Δt和T_max的大小；如果Δt≥T_min，则判断ΔV和ΔV_t的大小，如果Δt<T_min，则本周期结束；如果ΔV≥ΔV_t，则判定满足大底分离条件，发出大底分离指令，本控制周期结束；如果ΔV<ΔV_t，则判断Δt和T_max的大小；如果Δt≥T_max，则判定满足大底分离条件，发出大底分离指令，本周期结束；如果Δt<T_max，则本周期结束。本发明适应马赫数‑时间散布大、器上马赫数预计不确定性大、降落伞阻力性能异常变小的情况，并保证背罩分离前微波雷达所需的最短测量时间。

Description

一种多约束下大底分离触发条件确定方法和系统

技术领域

本发明涉及火星探测等深空探测技术领域，具体涉及一种多约束下大底分离触发条件设计方法和系统。

背景技术

火星等有大气天体进入器大底用于承受气动减速过载和气动加热，在完成开伞后择机执行大底与进入器的分离动作，从而使进入器内安装的测距测速雷达可以直接对火面测量，并展开用于着陆缓冲的机构。大底分离触发时机的选择需要考虑分离后的安全性：保证大底可靠分离避免再次接触、着陆缓冲机构正常展开避免碰撞大底；在背罩分离前，具有足够的留空时间(注：大底分离至背罩分离间隔时间)以保证微波雷达对火面测量数据，确保动力下降段的初始导航条件。

大底分离前进入器处于降落伞减速作用阶段，由于开伞初期降落伞存在喘振作用，伞绳力振荡明显；在跨音速阶段，降落伞阻力系数会有明显降低。大底分离时如马赫数较高，通常进入器角速度较大，与火星大气流场耦合作用下，分离后会出现大底与进入器重新碰撞的风险；随着马赫数的降低，大底与进入器分离时的角速度不断减小，分离后大底、进入器两者的弹道系数不断降低，容易保证大底和进入器的短期与长期的可靠分离。对于大底分离，国外大部分火星探测任务(探路者，勇气/机遇号，凤凰号等)均采用“时间触发”方式，火星科学实验室(MSL)首次采用直接“马赫数触发”方式。根据分析两种方式均有一定的局限性。

对于“时间触发”，由于弹道自身散布造成在相同速度下的时间散布较大，为保证大底分离安全性，通常会设置较大的时间触发阈值，会压缩后续微波雷达测量时间。此外，在飞行弹道出现异常或降落伞性能下降超出设计指标时，将存在未减速到目标马赫数即执行大底分离的情况，造成大底与进入器碰撞。

对于“马赫数触发”，器上计算马赫数参数时存在一定误差，其与导航速度误差(主要与大气进入初始导航速度精度相关)、火星大气风速不确定性和声速不确定性相关，通常器上马赫数预计偏差可达±0.3以上。其引起的时间不确定性更大，更难平衡大底分离的安全性和保证微波雷达测量时间。

发明内容

本发明解决的技术问题是：为克服现有技术的不足，提出了一种防止大底分离碰撞并保证留空时间的大底分离触发条件确定方法和系统，可以解决上述基于直接马赫数触发和时间触发的不足，适应马赫数-时间散布大、器上马赫数预计不确定性大、降落伞阻力性能异常变小的情况，并保证背罩分离前微波雷达所需的最短测量时间。

本发明的技术解决方案是：一种多约束下大底分离触发条件确定方法，包括以下步骤：

降落伞开伞后，在每个控制周期内，首先判断3个以上陀螺数据是否达到饱和条件，如果3个以上陀螺数据未达到饱和，则进一步判断Δt和T_min的大小：

如果Δt≥T_min，则进一步判断ΔV和ΔV_t的大小：

如果ΔV≥ΔV_t，则判定满足大底分离条件，发出大底分离指令，本控制周期结束；

如果ΔV<ΔV_t，则进一步判断Δt和T_max的大小：

如果Δt≥T_max，则判定满足大底分离条件，发出大底分离指令，本周期结束；如果Δt<T_max，则本周期结束；

如果Δt<T_min，则本周期任务结束；

如果3个以上陀螺数据达到饱和，则进一步判断Δt和T_max的大小：如果Δt≥T_max，则判定满足大底分离条件，发出大底分离指令，本周期结束；如果Δt<T_max，则本周期任务结束；

Δt为进入器开伞后相对弹伞时刻的相对时间；

T_min为进入器与大底之间的分离最小时间阈值；

ΔV为弹伞后的速度增量；

ΔV_t为速度增量触发阈值；

T_max为进入器与大底之间的分离最大时间阈值。

陀螺角速度测量值为ω_i，i＝1,2,3…，陀螺量程为ω_M，当任意3个及以上陀螺满足ω_i<ω_M，则3个以上陀螺数据未达到饱和；当小于3个陀螺满足ω_i<ω_M，则3个以上陀螺数据达到饱和。

进入器与大底之间的分离触发最小时间T_min的计算方法为：

计算满足大底分离安全的最高马赫数Ma_max，以Ma_max为上边界穿过马赫数随时间散布曲线集，取相对弹伞时刻的时间最大值为T_min；

其中，Ma_max的选取原则：经蒙特卡洛打靶仿真，进入器俯仰轴和偏航轴合成角速度不大于100°/s时对应的马赫数最大值。

速度增量触发阈值ΔV_t的计算方法为：

进入器配置加速度计，采用弹伞后的速度增量ΔV作为大底分离触发的判断条件，以伞降段的最高马赫数Ma_max为停止目标，打靶计算相对弹伞时刻累计的最大速度增量作为速度增量触发阈值ΔV_t；

其中，ΔV＝|a_x-a_p|Δt，a_x为直接测量的加速度矢量，a_p为内杆臂效应带来的加速度误差矢量，Δt为相对弹伞时刻的时间；

r_p为固定值时，则：

r_p为IMU安装位置对应进入器机械坐标系原点的位置矢量；

为进入器坐标系对应惯性坐标系的旋转角速度。

进入器与大底之间的允许大底分离最晚时间T_max的计算方法为：

首先，以气动参数、垂直风速、大气密度、大气温度、开伞点高度、开伞点速度、开伞点飞行路径角为输入参数，利用动力学模型，计算弹伞至背罩分离的最短时间Tparachute_min；

其中，气动参数均取下限，气动参数包括降落伞三轴气动力系数、舱体静态轴向力系数、背罩平台组合体静态轴向力系数、单独平台静态轴向力系数；垂直风速风向向下，取最大值；大气密度取下限；大气温度取上限；开伞点高度取下限；开伞点速度取上限；开伞点飞行路径角最大；

然后，确定微波雷达测量所需最短时间Tradar_min，大底分离后着陆缓冲机构展开时间为T_d，着陆缓冲机构展开后微波雷达可以开始测量时间为T_s，则T_max＝Tparachute_min-Tradar_min-T_d-T_s。

一种多约束下大底分离触发条件确定系统，包括：

第一判断模块，用于在降落伞开伞后，在每个控制周期内，判断3个以上陀螺数据是否达到饱和条件；

如果3个以上陀螺数据未达到饱和，则执行第二判断模块；如果3个以上陀螺数据达到饱和，则进入第四判断模块；

第二判断模块用于判断Δt和T_min的大小；

如果Δt≥T_min，则执行第三判断模块，如果Δt<T_min，则本周期结束；；

第三判断模块用于判断ΔV和ΔV_t的大小；

如果ΔV≥ΔV_t，则进入执行模块；如果ΔV<ΔV_t，则执行第四判断模块；

执行模块用于判定满足大底分离条件并发出大底分离指令，在发出大底分离指令发出后结束本周期；

第四判断模块用于判断Δt和T_max的大小；

如果Δt≥T_max，则进入执行模块；如果Δt<T_max，则本周期结束；

其中，Δt为进入器开伞后相对弹伞时刻的相对时间；

T_min为进入器与大底之间的分离最小时间阈值；

ΔV为弹伞后的速度增量；

ΔV_t为速度增量触发阈值；

T_max为进入器与大底之间的分离最大时间阈值。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

本发明克服现有“时间触发”和“马赫数触发”方式的不足，基于速度增量(加表测量加速度积分)为判据，设置最大、最小触发保护时间，以应对自主导航和降落伞阻力系数散布较大带来的大底分离提前触发(造成大底分离后大底与进入器发生再次引起碰撞)或滞后触发风险，并满足背罩分离前微波雷达所需的最短测量时间，保证着陆任务安全，可以应用于后续火星等有大气天体着陆任务。

附图说明

图1为计算分离触发最小时间示意图；

图2为大底分离触发器上判断与处理流程图；

图3为多约束下大底分离触发条件确定系统框图。

具体实施方式

下面结合具体实施方式对本发明进行详细说明。

一种防止大底分离碰撞并保证留空时间的大底分离触发条件确定方法，该方法适用于火星着陆等有大气天体进入的探测器。该方法的具体过程为：

由于降落伞超音速开伞后的喘振效应，对进入器会产生较大的角速度，从而引起器上陀螺的短期饱和(注：陀螺测量值超出陀螺量程，无法获取进入器惯性基准，典型案例为欧空局ExoMars2016火星着陆验证任务(详见“Toni Tolker Nielsen.ExoMars 2016-Schiaparelli Anomaly Inquiry,2017”))。

一种多约束下大底分离触发条件确定方法，包括以下步骤：

如图2，降落伞开伞后，在每个控制周期内，首先判断3个以上陀螺数据是否达到饱和条件，如果3个以上陀螺数据未达到饱和，则进一步判断Δt和T_min的大小：

如果Δt≥T_min，则进一步判断ΔV和ΔV_t的大小：

如果ΔV≥ΔV_t，则判定满足大底分离条件，发出大底分离指令，本控制周期结束；

如果ΔV<ΔV_t，则进一步判断Δt和T_max的大小：

如果Δt≥T_max，则判定满足大底分离条件，发出大底分离指令，本周期结束；如果Δt<T_max，则本周期结束；

如果Δt<T_min，则本周期结束；

如果3个以上陀螺数据达到饱和，则进一步判断Δt和T_max的大小：如果Δt≥T_max，则判定满足大底分离条件，发出大底分离指令，本周期结束；如果Δt<T_max，则本周期结束。

设陀螺角速度测量值为ω_i(i＝1,2,3…)，陀螺量程为ω_M(通常进入器各陀螺量程相同)，当任意3个及以上陀螺ω_i<ω_M，则3个以上陀螺数据不饱和；当小于3个陀螺ωi<ω_M，则3个以上陀螺数据饱和。

a)进入器与大底之间的分离触发最小时间T_min的计算方法为：

为防止器上计算错误，造成弹伞后根据速度增量阈值提前触发大底分离，设计大底分离最小时间阈值T_min。

方法为：计算满足大底分离安全的最高马赫数Ma_max(针对火星任务，Ma_max典型值取0.8)，以Ma_max为上边界穿过马赫数随时间散布曲线集，取相对弹伞时刻的时间最大值为Tmin，详见图1。

Ma_max的选取原则：经打靶仿真，进入器俯仰轴和偏航轴合成角速度不大于100°/s时对应的马赫数最大值。

b)速度增量触发阈值ΔV_t的计算方法为：

采用弹伞后速度增量ΔV(进入器配置加速度计，直接测量的加速度矢量为a_x，内杆臂效应带来的加速度误差矢量为a_p，则ΔV＝|a_x-a_p|Δt，Δt为相对弹伞时刻的时间)作为大底分离触发的判断条件。以伞降段的最高马赫数Ma_max为停止目标，考虑各误差项散布，打靶计算相对弹伞时刻累计的最大速度增量作为速度增量触发阈值ΔV_t(针对火星任务，ΔV_t典型值范围通常在300m/s～400m/s)。

其中，伞降段指弹伞时刻至降落伞与进入器分离时刻所处阶段；

r_p为IMU(陀螺和加速度计组件)安装位置对应进入器机械坐标系原点的位置矢量；

为进入器坐标系对应惯性坐标系的旋转角速度。

r_p为固定值时，则a_p可以简化如下：

c)进入器与大底之间的允许大底分离最晚时间T_max的计算方法为：

为了保证大底分离后微波雷达测量采集和建立导航时间，设计上限大底分离时间阈值T_max。

首先，以气动参数、垂直风速、大气密度、大气温度、开伞点高度、开伞点速度、开伞点飞行路径角为输入参数，计算弹伞至背罩分离的最短时间Tparachute_min；相应的计算工况如表1所示。

其中，气动参数(包括降落伞三轴气动力系数、舱体静态轴向力系数、背罩平台组合体静态轴向力系数、单独平台静态轴向力系数)均取下限；垂直风速风向向下，取最大值；大气密度取下限；大气温度取上限；开伞点高度取下限；开伞点速度取上限；开伞点飞行路径角最大。

表1 Tparachute_min计算工况

然后根据微波雷达具体性能，确定微波雷达测量所需最短时间Tradar_min，大底分离后着陆缓冲机构展开时间为T_d，着陆缓冲机构展开后微波雷达可以开始测量时间为T_s，则T_max＝Tparachute_min-Tradar_min-T_d-T_s(针对火星任务，Tradar_min典型值取10s～20s，Td取5s～10s，Ts取3s)。

如图3，一种多约束下大底分离触发条件确定系统，包括：

第一判断模块，用于在降落伞开伞后，在每个控制周期内，判断3个以上陀螺数据是否达到饱和条件；

如果3个以上陀螺数据未达到饱和，则执行第二判断模块；如果3个以上陀螺数据达到饱和，则进入第四判断模块；

第二判断模块用于判断Δt和T_min的大小；

如果Δt≥T_min，则执行第三判断模块，如果Δt<T_min，则本周期结束；；

第三判断模块用于判断ΔV和ΔV_t的大小；

如果ΔV≥ΔV_t，则进入执行模块；如果ΔV<ΔV_t，则执行第四判断模块；

执行模块用于判定满足大底分离条件并发出大底分离指令，在发出大底分离指令发出后结束本周期；

第四判断模块用于判断Δt和T_max的大小；

如果Δt≥T_max，则进入执行模块；如果Δt<T_max，则本周期结束；

其中，Δt为进入器开伞后相对弹伞时刻的相对时间；

T_min为进入器与大底之间的分离最小时间阈值；

ΔV为弹伞后的速度增量；

ΔV_t为速度增量触发阈值；

T_max为进入器与大底之间的分离最大时间阈值。

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 (10)

1.一种多约束下大底分离触发条件确定方法，其特征在于，包括以下步骤：

降落伞开伞后，在每个控制周期内，判断3个以上陀螺数据是否达到饱和条件：

如果3个以上陀螺数据未达到饱和，则判断Δt和T_min的大小：

如果Δt≥T_min，则判断ΔV和ΔV_t的大小，如果Δt<T_min，则本周期结束；

如果ΔV≥ΔV_t，则判定满足大底分离条件，发出大底分离指令，本控制周期结束；如果ΔV<ΔV_t，则判断Δt和T_max的大小；

如果Δt≥T_max，则判定满足大底分离条件，发出大底分离指令，本周期结束；如果Δt<T_max，则本周期结束；

如果3个以上陀螺数据达到饱和，则判断Δt和T_max的大小：如果Δt≥T_max，则判定满足大底分离条件，发出大底分离指令，本周期结束；如果Δt<T_max，则本周期结束；

其中，Δt为进入器开伞后相对弹伞时刻的相对时间；

T_min为进入器与大底之间的分离最小时间阈值；

ΔV为弹伞后的速度增量；

ΔV_t为速度增量触发阈值；

T_max为进入器与大底之间的分离最大时间阈值。

2.根据权利要求1所述的一种多约束下大底分离触发条件确定方法，其特征在于，当任意3个及以上陀螺满足ω_i<ω_M，则3个以上陀螺数据未达到饱和；当小于3个陀螺满足ω_i<ω_M，则3个以上陀螺数据达到饱和；

其中，ω_i为陀螺角速度测量值，i＝1,2,3…，ω_M为陀螺量程。

3.根据权利要求2所述的一种多约束下大底分离触发条件确定方法，其特征在于，进入器与大底之间的分离触发最小时间T_min的计算方法为：

计算满足大底分离安全的最高马赫数Ma_max，以Ma_max为上边界穿过马赫数随时间散布曲线集，取相对弹伞时刻的时间最大值为T_min；

其中，最高马赫数Ma_max的选取原则：经蒙特卡洛打靶仿真，进入器俯仰轴和偏航轴合成角速度不大于100°/s时对应的马赫数最大值。

4.根据权利要求3所述的一种多约束下大底分离触发条件确定方法，其特征在于，速度增量触发阈值ΔV_t的计算方法为：

进入器配置加速度计，采用弹伞后的速度增量ΔV作为大底分离触发的判断条件，以伞降段的最高马赫数Ma_max为停止目标，打靶计算相对弹伞时刻累计的最大速度增量作为速度增量触发阈值ΔV_t；

其中，ΔV＝|a_x-a_p|Δt，a_x为直接测量的加速度矢量，a_p为内杆臂效应带来的加速度误差矢量，Δt为相对弹伞时刻的时间；

r_p为固定值时，则：

r_p为IMU安装位置对应进入器机械坐标系原点的位置矢量；

为进入器坐标系对应惯性坐标系的旋转角速度。

5.根据权利要求4所述的一种多约束下大底分离触发条件确定方法，其特征在于，进入器与大底之间的允许大底分离最晚时间T_max的计算方法为：

首先，以气动参数、垂直风速、大气密度、大气温度、开伞点高度、开伞点速度、开伞点飞行路径角为输入参数，利用动力学模型，计算弹伞至背罩分离的最短时间Tparachute_min；

其中，气动参数均取下限，气动参数包括降落伞三轴气动力系数、舱体静态轴向力系数、背罩平台组合体静态轴向力系数、单独平台静态轴向力系数；垂直风速风向向下，取最大值；大气密度取下限；大气温度取上限；开伞点高度取下限；开伞点速度取上限；开伞点飞行路径角最大；

然后，确定微波雷达测量所需最短时间Tradar_min，大底分离后着陆缓冲机构展开时间为T_d，着陆缓冲机构展开后微波雷达可以开始测量时间为T_s，则T_max＝Tparachute_min-Tradar_min-T_d-T_s。

6.一种多约束下大底分离触发条件确定系统，其特征在于，包括：

第一判断模块，用于在降落伞开伞后，在每个控制周期内，判断3个以上陀螺数据是否达到饱和条件；

如果3个以上陀螺数据未达到饱和，则执行第二判断模块；如果3个以上陀螺数据达到饱和，则进入第四判断模块；

第二判断模块用于判断Δt和T_min的大小；

如果Δt≥T_min，则执行第三判断模块，如果Δt<T_min，则本周期结束；；

第三判断模块用于判断ΔV和ΔV_t的大小；

如果ΔV≥ΔV_t，则进入执行模块；如果ΔV<ΔV_t，则执行第四判断模块；

执行模块用于判定满足大底分离条件并发出大底分离指令，在发出大底分离指令发出后结束本周期；

第四判断模块用于判断Δt和T_max的大小；

如果Δt≥T_max，则进入执行模块；如果Δt<T_max，则本周期结束；

其中，Δt为进入器开伞后相对弹伞时刻的相对时间；

T_min为进入器与大底之间的分离最小时间阈值；

ΔV为弹伞后的速度增量；

ΔV_t为速度增量触发阈值；

T_max为进入器与大底之间的分离最大时间阈值。

7.根据权利要求6所述的一种多约束下大底分离触发条件确定系统，其特征在于，当任意3个及以上陀螺满足ω_i<ω_M，则3个以上陀螺数据未达到饱和；当小于3个陀螺满足ω_i<ω_M，则3个以上陀螺数据达到饱和；

其中，ω_i为陀螺角速度测量值，i＝1,2,3…，ω_M为陀螺量程。

8.根据权利要求7所述的一种多约束下大底分离触发条件确定系统，其特征在于，进入器与大底之间的分离触发最小时间T_min的计算方法为：

计算满足大底分离安全的最高马赫数Ma_max，以Ma_max为上边界穿过马赫数随时间散布曲线集，取相对弹伞时刻的时间最大值为T_min；

其中，最高马赫数Ma_max的选取原则：经蒙特卡洛打靶仿真，进入器俯仰轴和偏航轴合成角速度不大于100°/s时对应的马赫数最大值。

9.根据权利要求8所述的一种多约束下大底分离触发条件确定系统，其特征在于，速度增量触发阈值ΔV_t的计算方法为：

进入器配置加速度计，采用弹伞后的速度增量ΔV作为大底分离触发的判断条件，以伞降段的最高马赫数Ma_max为停止目标，打靶计算相对弹伞时刻累计的最大速度增量作为速度增量触发阈值ΔV_t；

其中，ΔV＝|a_x-a_p|Δt，a_x为直接测量的加速度矢量，a_p为内杆臂效应带来的加速度误差矢量，Δt为相对弹伞时刻的时间；

r_p为固定值时，则：

r_p为IMU安装位置对应进入器机械坐标系原点的位置矢量；

为进入器坐标系对应惯性坐标系的旋转角速度。

10.根据权利要求9所述的一种多约束下大底分离触发条件确定系统，其特征在于，进入器与大底之间的允许大底分离最晚时间T_max的计算方法为：

首先，以气动参数、垂直风速、大气密度、大气温度、开伞点高度、开伞点速度、开伞点飞行路径角为输入参数，利用动力学模型，计算弹伞至背罩分离的最短时间Tparachute_min；

其中，气动参数均取下限，气动参数包括降落伞三轴气动力系数、舱体静态轴向力系数、背罩平台组合体静态轴向力系数、单独平台静态轴向力系数；垂直风速风向向下，取最大值；大气密度取下限；大气温度取上限；开伞点高度取下限；开伞点速度取上限；开伞点飞行路径角最大；

然后，确定微波雷达测量所需最短时间Tradar_min，大底分离后着陆缓冲机构展开时间为T_d，着陆缓冲机构展开后微波雷达可以开始测量时间为T_s，则T_max＝Tparachute_min-Tradar_min-T_d-T_s。

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