CN114132530A - 一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，包括：为航天器配置多源测量传感器；确定航天器下降段的动力学参数；确定软着陆全过程重点监控参数，作为判断安全软着陆的成功判据集；开展基于全因子实验设计的软着陆动力学分析；确定软着陆安全性最高的机械开关触发关机模式；确定加速度关机触发阈值；确定计时触发关机阈值；航天器在着陆过程中进行持续实施减速和姿态控制。本发明可确保关机时机合适，有效降低航天器的残余速度，提升着陆精度，减小对着陆缓冲的吸能需求，并降低发动机的热效应影响，提升航天器地外天体软着陆的安全性。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，属于航天软着陆技术领域。
背景技术
现终端着陆段(Terminal Descent Phase)是航天软着陆任务的最后一个阶段，其具体为：航天器从距行星表面的一定高度开始，依靠反推发动机减速和姿控发动机调整姿态，平稳、缓慢地下降并接近表面，并适时关闭发动机，直至着陆缓冲装置接触表面并推动缓冲吸能组件变形，吸收由于航天器残余动能导致的冲击能量，使航天器安全停稳在行星表面。
国际上的月球、火星等地外天体软着陆实施的经验教训表明，软着陆方案设计的关键之一是确定合适的减速发动机关机时机，过早关机会导致探测器坠毁，过晚关机会由于发动机高温羽流导致探测器底部损坏，这就需要航天器在近距离具有高度可靠的相对测距感知能力。目前已有的关机软着陆方案所使用的相对测距感知方法包括微波、激光、γ射线、多普勒雷达等，但由于原理限制或受发动机激扬起的尘埃干扰，均在距行星表面较近时(几米内)无法实施测量，因此航天器必须在距表面一定高度位置关闭反推发动机，在着陆前必须经历不受控的自由落体过程，导致着陆残余速度大、着陆冲击大、着陆易翻倒、着陆精度差。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，避免航天器软着陆前的不受控的自由落体过程，提出一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，航天器可在触地前通过姿态控制系统维持较好的触地姿态，能直接、可靠地感知与行星表面的接触状态，自主实施关机；可确保关机时机合适，有效降低航天器的残余速度，提升着陆精度，减小对着陆缓冲的吸能需求。
本发明解决技术的方案是：
一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，步骤包括：
S1、为航天器配置多源测量传感器：在N套着陆缓冲机构与行星表面最先接触的部位分别安装机械开关，机械开关在接触行星表面前和接触后可输出不同状态的信号；在航天器上安装加速度计，在航天器下降至着陆触地过程中监测航天器经受的加速度；航天器可记录所有机械开关触发时刻；
S2、确定航天器下降段的动力学参数：包括航天器着陆时的质量特性、航天器速度及姿态信息、航天器减速和姿控推力矢量布局、航天器着陆缓冲机构构型、减速发动机触发关机后的推力-时间曲线以及着陆过程中的控制律；
S3、确定软着陆全过程重点监控参数，作为判断安全软着陆的成功判据集；
S4、基于航天器下降段的动力学参数，开展基于全因子实验设计的软着陆动力学分析；
S5、确定软着陆安全性最高的机械开关触发关机模式，航天器收到第i个机械开关触发信号，实时关机；
S6、确定加速度关机触发阈值；
S7、确定计时触发关机阈值；
S8、航天器在着陆过程中进行持续实施减速和姿态控制：利用反推发动机持续减速，降低触地速度；利用姿态控制系统持续纠正姿态，减小姿态偏差；当航天器收到S5中的第i个机械开关触发关机的信号或加速度计测量值超过S6中加速度关机触发阈值或触地时长超过S7中计时触发关机阈值时，关闭反推发动机和姿态控制系统。
进一步的，S3中，以下任一判据不满足则认为安全软着陆不成功，具体包括：
航天器未倾倒；着陆冲击载荷未超限；航天器最低点与着陆面的距离未超限；着陆后的姿态角未超限；触地后发动机工作时间未超限。
进一步的，航天器未倾倒：定义翻倒墙由任意两个相邻着陆缓冲机构触地的竖直平面所围绕组成，当航天器质心落于翻倒墙之内时，即min(d1，d2，…，dn)>0，则判定着陆器未倾倒，其中dn为航天器质心距离翻倒墙的距离。
进一步的，着陆冲击载荷未超限：所有着陆缓冲机构的缓冲载荷均未超出设计要求。
进一步的，航天器最低点与着陆面的距离未超限：着陆静止后航天器最低点与着陆面的最小距离大于要求值。
进一步的，着陆后的姿态角未超限：着陆静止后的所有姿态角均小于要求值。
进一步的，触地后发动机工作时间未超限：触地后的发动机工作时间越长，对航天器的累积损伤效应就越明显，因此当发动机工作时间小于要求时，判定未超限。
进一步的，S4中，全因子实验设计是指在一次试验中，将所有设计参数的权重无差别对待，对影响系统所有因素的所有水平的所有组合都至少进行一次实验，以寻找出所有极端恶劣的着陆状态，获得所有可能的触地关机状态包络。
进一步的，S4中，对S2中的所有动力学参数分别根据各自范围进行离散并组合，设共有n个参数，每个参数对应的水平数分别为l1，l2，…，ln，则实验设计分析工况数A：
A＝l1×l2×…×ln。
进一步的，S5中，依据S3给出的安全软着陆的成功判据集，统计第1个至第N个机械开关触地时刻的着陆成功工况数[R]＝R1，R2，…，RN，如有max([R]i＝1～N)＝max(Ri)，则第i个机械开关触发关机的着陆成功工况数最多，该模式的软着陆最为安全。
进一步的，S6中，针对第i个机械开关触发关机的软着陆结果分析，统计航天器的加速度历程曲线，对每一条曲线按照加速度计的采集周期进行滑动平均处理并剔除行星表面的常值重力加速度，获得加速度计监测曲线，每一条监测曲线呈现多个峰值，每个峰值均对应了一次着陆缓冲机构与行星表面的接触碰撞过程；
对所有的峰值进行统计汇总，取曲线集中第i个峰值的最小值min[Peak]i作为加速度计的关机触发阈值，即在第i个接触开关触地时，加速度可达到关机触发阈值。
进一步的，S7中，航天器记录第1个和第i个机械开关触地信号发出时刻t1和ti，记触地时长Ttouch＝ti t1，针对第i个机械开关触发关机的全因子实验设计分析结果进行统计分析，获得最大触地关机时长Tmax，将关机保护时间阈值设置为Ti＝Tmax+△T，Ti应早于航天器依赖热防护设计所能耐受的最晚关机时间。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明获得了基于第i个机械开关关机+加速度计关机阈值min[Peak]i+接触计时关机阈值Ti的三重并行触地关机安全软着陆方案，其中机械开关触发关机能确保关机安全性最优；由于缓冲吸能效应和加速度响应滞后的特性，加速度阈值关机时刻稍滞后于第i个机械开关触发关机时刻；接触计时关机阈值Ti作为可接受的最晚关机时间，可作为最后的备份关机手段；
(2)本发明三重触火关机方案能够避免航天器不受控的自由落体着陆过程，能直接、可靠地感知与行星表面的接触状态，自主实施关机；
(3)本发明可确保关机时机合适，有效降低航天器的残余速度，提升着陆精度，减小对着陆缓冲的吸能需求，并降低发动机的热效应影响，提升航天器地外天体软着陆的安全性。
附图说明
图1为本发明航天器着陆阶段的速度及姿态和行星着陆面状态参数示例图；
图2为本发明航天器使用的姿控和减速推力矢量布局示例图；
图3为本发明航天器着陆缓冲机构构型示例图；
图4为本发明减速发动机的推力-时间曲线示例图；
图5为本发明着陆翻倒墙定义示例图；
图6为本发明加速度计测量曲线示例图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明的基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，主要用于直接感知航天器与行星表面的接触状态，确定合理的触地关机信号发出时机，使航天器可在地外天体软着陆中实施触地关机。本发明的具体实施方式和步骤如下：
(1)航天器配置多源测量传感器：在N套着陆缓冲机构与行星表面最先接触的部位分别安装机械开关装置，机械开关在接触行星表面前和接触后可输出不同状态的信号；在航天器上安装加速度计，能在航天器下降至着陆触地过程中监测航天器经受的加速度；航天器可记录所有机械的开关触发时刻。
(2)确定航天器下降段的动力学设计状态参数，包括：
a)航天器着陆时的质量特性；
b)航天器速度及姿态，包括航天器相对着陆面的法向和切向线速度vn，vt；航天器的俯仰、偏航、滚转角度[θ，Ψ，Φ]和角速度
行星着陆面状态，包括摩擦系数μ；坡度α；凹坑或凸起高度[H]，例如图1所示，标注了航天器相对着陆面的法向和切向线速度vn，vt，航天器的俯仰、偏航、滚转角度[θ，Ψ，Φ]和角速度
着陆面摩擦系数μ、坡度α、凹坑或凸起高度[H]。
c)航天器减速和姿控推力矢量布局，包括姿控推力和减速推力的作用点、方向、分组情况，例如图2所示，字母代表不同分组，下标代表推力矢量代号。图中A和B为姿控推力矢量，C为反推推力矢量。
d)航天器着陆缓冲机构构型，包括着陆缓冲机构缓冲载荷矢量
与航天器连接点位置[P]，例如图3所示，
代表缓冲机构的各缓冲载荷矢量，PL、PM、PR代表缓冲机构与航天器的连接点位置。
e)减速发动机触发关机后的推力-时间曲线，例如图4所示，图中标明了反推发动机的关机时刻、机械开关触地时刻、发出关机指令时刻、姿态控制作用区间的相对时间关系，图中阴影部分的面积为发动机的关机后效冲量。
f)着陆过程中的控制律，包括姿控推力和减速推力的输出大小与[M]、[θ，Ψ，Φ]和
的关系函数、输出频率；
(3)确定对于软着陆全过程需重点监控的参数，综合作为判断安全软着陆的成功判据集，以下任一判据不满足则认为安全软着陆不成功，具体包括：
a)航天器未倾倒；定义翻倒墙由任意两个相邻着陆缓冲机构触地的竖直平面所围绕组成，例如图5所示，翻倒墙由任意两个相邻着陆缓冲机构触地位置的竖直平面所围绕组成，d1～d4为航天器质心距每个翻倒墙的距离。当航天器质心落于翻倒墙之内时，即min(d1，d2，…，dn)>0，则判定着陆器未倾倒。
b)着陆冲击载荷未超限：所有着陆缓冲机构的缓冲载荷均未超出设计要求。
c)航天器最低点与着陆面的距离未超限：着陆静止后航天器最低点与着陆面的最小距离大于要求值。
d)着陆后的姿态角未超限：着陆静止后的所有姿态角均小于要求值。
e)触地后发动机工作时间未超限：触地后的发动机工作时间越长，对航天器的累积损伤效应就越明显，因此当发动机工作时间小于要求时，判定未超限。
(4)基于航天器下降段的动力学参数，开展全因子实验设计分析软着陆动力学分析。全因子实验设计是指在一次试验中，对影响系统所有因素的所有水平的所有组合都至少进行一次实验的设计方法。
由于全因子实验设计法将所有设计参数的权重无差别对待，因此便于寻找出所有极端恶劣的着陆状态，能获得所有可能的触地关机状态包络。对(2)中的所有动力学参数分别根据各自范围进行离散并组合，设共有n个参数，每个参数对应的水平数分别为l1，l2，…，ln，则实验设计分析工况数A：
A＝l1×l2×…×ln
(5)寻找软着陆安全性最高的机械开关触发关机模式。依据(3)给出的安全软着陆的成功判据集，统计第1个至最后1个(第N个)机械开关触地时刻的着陆成功工况数[R]＝R1，R2，…，RN。，如有max([R]i＝1～N)＝max(Ri)，则第i个机械开关触发关机的着陆成功工况数最多，该模式的软着陆最为安全。
(6)确定加速度关机触发阈值。针对第i个机械开关触发关机的软着陆结果分析，统计航天器的加速度历程曲线，对每一条曲线按照加速度计的采集周期进行滑动平均处理并剔除行星表面的常值重力加速度，获得加速度计监测曲线，每一条监测曲线呈现多个峰值，每个峰值均对应了一次着陆缓冲机构与行星表面的接触碰撞过程，例如图6，图中两条曲线均为航天器加速度计所测得的加速度随时间变化曲线，其中实线为测量值，虚线为测量值剔除行星表面重力常值后的测量值，曲线均存在多个波峰，每一个波峰对应航天器的着陆缓冲机构与行星表面的一次接触冲击过程。
对所有的峰值进行统计汇总，取曲线集中第i个峰值的最小值min[Peak]i作为加速度计的关机触发阈值，即在第i个接触开关触地时，加速度也可达到关机触发阈值。
(7)确定计时触发关机阈值。航天器记录第1个和第i个机械开关触地信号发出时刻t1和ti，记触地时长Ttouch＝ti–t1，针对第i个机械开关触发关机的全因子实验设计分析结果进行统计分析，获得最大触地关机时长Tmax，考虑一定关机时间余量，将关机保护时间阈值设置为Ti＝Tmax+△T，Ti应早于航天器依赖热防护设计所能耐受的最晚关机时间。
(8)航天器在着陆过程中持续实施减速和姿态控制，利用反推发动机持续减速，降低触地速度；利用姿态控制系统持续纠正姿态，减小姿态偏差；航天器(5)、(6)、(7)的所得策略，在轨分别监控触地开关状态、加速度和接触时间，当任一条件满足策略条件时，关闭发推发动机和姿态控制系统。
综上所述，本方法获得了基于第i个机械开关关机+加速度计关机阈值min[Peak]i+接触计时关机阈值Ti的三重并行触地关机安全软着陆方案，其中机械开关触发关机能确保关机安全性最优；由于缓冲吸能效应和加速度响应滞后的特性，加速度阈值关机时刻稍滞后于第i个机械开关触发关机时刻；接触计时关机阈值Ti作为可接受的最晚关机时间，可作为最后的备份关机手段。以上三重触火关机方案能够避免航天器不受控的自由落体着陆过程，能直接、可靠地感知与行星表面的接触状态，自主实施关机；可确保关机时机合适，有效降低航天器的残余速度，提升着陆精度，减小对着陆缓冲的吸能需求，并降低发动机的热效应影响，提升航天器地外天体软着陆的安全性。
本发明获得了基于第i个机械开关关机+加速度计关机阈值min[Peak]i+接触计时关机阈值Ti的三重并行触地关机安全软着陆方案，其中机械开关触发关机能确保关机安全性最优；由于缓冲吸能效应和加速度响应滞后的特性，加速度阈值关机时刻稍滞后于第i个机械开关触发关机时刻；接触计时关机阈值Ti作为可接受的最晚关机时间，可作为最后的备份关机手段；
本发明三重触火关机方案能够避免航天器不受控的自由落体着陆过程，能直接、可靠地感知与行星表面的接触状态，自主实施关机；
本发明可确保关机时机合适，有效降低航天器的残余速度，提升着陆精度，减小对着陆缓冲的吸能需求，并降低发动机的热效应影响，提升航天器地外天体软着陆的安全性。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
Claims (12)
1.一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，其特征在于，步骤包括：
S1、为航天器配置多源测量传感器：在N套着陆缓冲机构与行星表面最先接触的部位分别安装机械开关，机械开关在接触行星表面前和接触后可输出不同状态的信号；在航天器上安装加速度计，在航天器下降至着陆触地过程中监测航天器经受的加速度；航天器可记录所有机械开关触发时刻；
S2、确定航天器下降段的动力学参数：包括航天器着陆时的质量特性、航天器速度及姿态信息、航天器减速和姿控推力矢量布局、航天器着陆缓冲机构构型、减速发动机触发关机后的推力-时间曲线以及着陆过程中的控制律；
S3、确定软着陆全过程重点监控参数，作为判断安全软着陆的成功判据集；
S4、基于航天器下降段的动力学参数，开展基于全因子实验设计的软着陆动力学分析；
S5、确定软着陆安全性最高的机械开关触发关机模式，航天器收到第i个机械开关触发信号，实时关机；
S6、确定加速度关机触发阈值；
S7、确定计时触发关机阈值；
S8、航天器在着陆过程中进行持续实施减速和姿态控制：利用反推发动机持续减速，降低触地速度；利用姿态控制系统持续纠正姿态，减小姿态偏差；当航天器收到S5中的第i个机械开关触发关机的信号或加速度计测量值超过S6中加速度关机触发阈值或触地时长超过S7中计时触发关机阈值时，关闭反推发动机和姿态控制系统。
2.根据权利要求1所述的一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，其特征在于，S3中，以下任一判据不满足则认为安全软着陆不成功，具体包括：
航天器未倾倒；着陆冲击载荷未超限；航天器最低点与着陆面的距离未超限；着陆后的姿态角未超限；触地后发动机工作时间未超限。
3.根据权利要求2所述的一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，其特征在于，航天器未倾倒：定义翻倒墙由任意两个相邻着陆缓冲机构触地的竖直平面所围绕组成，当航天器质心落于翻倒墙之内时，即min(d1，d2，…，dn)>0，则判定着陆器未倾倒，其中dn为航天器质心距离翻倒墙的距离。
4.根据权利要求2所述的一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，其特征在于，着陆冲击载荷未超限：所有着陆缓冲机构的缓冲载荷均未超出设计要求。
5.根据权利要求2所述的一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，其特征在于，航天器最低点与着陆面的距离未超限：着陆静止后航天器最低点与着陆面的最小距离大于要求值。
6.根据权利要求2所述的一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，其特征在于，着陆后的姿态角未超限：着陆静止后的所有姿态角均小于要求值。
7.根据权利要求2所述的一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，其特征在于，触地后发动机工作时间未超限：触地后的发动机工作时间越长，对航天器的累积损伤效应就越明显，因此当发动机工作时间小于要求时，判定未超限。
8.根据权利要求1所述的一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，其特征在于，S4中，全因子实验设计是指在一次试验中，将所有设计参数的权重无差别对待，对影响系统所有因素的所有水平的所有组合都至少进行一次实验，以寻找出所有极端恶劣的着陆状态，获得所有可能的触地关机状态包络。
9.根据权利要求1所述的一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，其特征在于，S4中，对S2中的所有动力学参数分别根据各自范围进行离散并组合，设共有n个参数，每个参数对应的水平数分别为l1，l2，…，ln，则实验设计分析工况数A：
A＝l1×l2×…×ln。
10.根据权利要求1所述的一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，其特征在于，S5中，依据S3给出的安全软着陆的成功判据集，统计第1个至第N个机械开关触地时刻的着陆成功工况数[R]＝R1，R2，…，RN，如有max([R]i＝1～N)＝max(Ri)，则第i个机械开关触发关机的着陆成功工况数最多，该模式的软着陆最为安全。
11.根据权利要求1所述的一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，其特征在于，S6中，针对第i个机械开关触发关机的软着陆结果分析，统计航天器的加速度历程曲线，对每一条曲线按照加速度计的采集周期进行滑动平均处理并剔除行星表面的常值重力加速度，获得加速度计监测曲线，每一条监测曲线呈现多个峰值，每个峰值均对应了一次着陆缓冲机构与行星表面的接触碰撞过程；
对所有的峰值进行统计汇总，取曲线集中第i个峰值的最小值min[Peak]i作为加速度计的关机触发阈值，即在第i个接触开关触地时，加速度可达到关机触发阈值。
12.根据权利要求1所述的一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，其特征在于，S7中，航天器记录第1个和第i个机械开关触地信号发出时刻t1和ti，记触地时长Ttouch＝tit1，针对第i个机械开关触发关机的全因子实验设计分析结果进行统计分析，获得最大触地关机时长Tmax，将关机保护时间阈值设置为Ti＝Tmax+△T，Ti应早于航天器依赖热防护设计所能耐受的最晚关机时间。
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| CN116880528B (zh) * | 2023-07-24 | 2024-04-05 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种登月航天器着陆控制方法、装置及设备 |
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