CN115072013B - 一种模拟低重力加速度环境的试验系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供的一种模拟低重力加速度环境的试验系统及方法，该系统包括火箭助推器以及任务载荷，该火箭助推器接收到任务载荷发送的控制指令后，根据该控制指令将任务载荷运送至分离预设高度，待该任务载荷达到分离预设高度后，与火箭助推器分离，此时，任务载荷在自身姿控系统的控制下，可任意改变自身姿态，进而使任务载荷获得不同加速度，基于此使任务载荷承载的参试品获得不同环境下的重力加速度。并且，该系统无需建设复杂的基础设施，即不需要改变地形或者占用较大面积的地面空间，节省了建设与维护成本。

Description

一种模拟低重力加速度环境的试验系统及方法

技术领域

本发明涉及航天控制技术领域，具体涉及一种模拟低重力加速度环境的试验系统及方法。

背景技术

随着航天产业的发展，火箭的运载能力和姿轨控制的精确度均有了高层次的提升，因此，基于火箭助推的深空试验需求日益增长，例如，对火星的开发和探测等，此类试验需要一个准确、稳定的加速度环境。

目前，现有技术方案一般通过地面相关设备进行空间低、微重力环境模拟，其工作原理是通过平衡与缓冲组件，进行重力补偿，以获得目标重力加速度。但是，以上方案需要占据大面积地面空间，并且，试验过程中会有不规律的干扰，例如摩擦等，难以保持理想运动状态，无法模拟真实的深空环境。

发明内容

因此，本发明为了在不占用较大面积的地面空间的前提下，模拟真实的深空环境，从而提供一种模拟低重力加速度环境的试验系统及方法。

第一方面，本发明提供了一种模拟低重力加速度环境的试验系统，包括：

火箭助推器，用于接收任务载荷发送的控制指令，并根据控制指令将任务载荷运送至分离预设高度；

任务载荷，用于在被运送至分离预设高度后，与所述火箭助推器分离，并通过自身姿控系统控制自身姿态，使所述任务载荷承载的参试品获得不同模拟环境下的重力加速度。

可选的，任务载荷，包括：

头罩，用于整流以及热防护；

姿控系统，用于改变、控制任务载荷姿态角控制任务载荷的姿态；

控制舱，用于安置任务载荷飞行的控制电气设备，并向火箭助推器发送控制指令，以及，在任务载荷在分离预设高度时，向分离舱发送分离指令；

载荷舱，用于安置参试品以及预设配重；

分离舱，与火箭助推器连接，用于根据分离指令，控制任务载荷与火箭助推器分离。

可选的，控制舱，还用于在任务载荷下降至回收预设高度时，向分离舱发送开伞指令；

分离舱，还用于根据开伞指令弹出伞体，对任务载荷回收。

可选的，所述姿控系统为冷、热反冲装置或者分布多个推力喷管的姿控舱。

可选的，姿控系统为分布多个推力喷管的姿控舱时，通过改变推力喷管的数量和位置，控制任务载荷的不同姿态。

可选的，分离预设高度大于或等于80km。

第二方面，本发明提供了一种模拟低重力加速度环境的试验方法，包括：

任务载荷被火箭助推器运送至分离预设高度，与火箭助推器分离；

通过任务载荷的姿控系统控制自身姿态，使任务载荷承载的参试品获得不同模拟环境下的重力加速度。

可选的，通过所述任务载荷的姿控系统控制自身姿态，包括：

任务载荷被火箭助推器运送至分离预设高度后，自身具备初速度；

通过姿控系统控制所述任务载荷的姿态，使任务载荷轴线与自身初速度在同一竖直平面内，并调整任务载荷轴线与水平面夹角，以改变任务载荷的姿态角。

可选的，所述模拟低重力加速度环境的试验方法，还包括：

任务载荷下降至回收预设高度后，控制自身伞体打开对任务载荷减速，使其安全落地进行回收。

本发明技术方案，具有如下优点：

本发明提供的一种模拟低重力加速度环境的试验系统及方法，该系统包括火箭助推器以及任务载荷，该火箭助推器点火并接收到任务载荷控制舱发送的控制指令后，根据控制指令将任务载荷运送至分离预设高度，待该任务载荷达到分离预设高度后，与火箭助推器分离，此时，任务载荷在自身姿控系统的控制下，可任意改变自身姿态，进而使任务载荷在轴向获得不同的重力加速度分量，基于此使任务载荷承载的参试品在轴向也获得不同模拟环境下的重力加速度。并且，该系统无需建设复杂的基础设施，即不需要改变地形或者占用较大面积的地面空间，节省了建设与维护成本，试验本身就是真实的深空环境，整个试验区间内，目标加速度的方向不会改变，也不会产生其他扰动，可以将目标加速度的精度误差控制的很小，保证了试验结果的准确性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的模拟低重力加速度环境的试验系统中任务载荷的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种弹体坐标系示意图；

图3为本发明实施例提供的模拟低重力加速度环境的试验系统的原理图；

图4为本发明实施例提供的模拟低重力加速度环境的试验系统中任务载荷的姿控舱的剖面图；

图5为本发明实施例提供的模拟低重力加速度环境的试验方法的流程图；

图6为本发明实施例提供的模拟低重力加速度环境的试验系统中任务载荷独立滑行的示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

本发明实施例提供的模拟低重力加速度环境的试验系统，该系统包括火箭助推器以及任务载荷，其中，火箭助推器包括火箭发动机和姿轨控系统，其火箭发动机为主体、可将任务载荷送到指定窗口的动力设备；任务载荷是指执行飞行任务或者安置有效载荷的火箭子级。

如图1所示，任务载荷分为5个舱段，具体包括：头罩1、姿控系统2、控制舱3、载荷舱4和分离舱5；其中，任务载荷通过其分离舱5与火箭助推器（图中未进行展示）进行连接。

基于以上连接关系，火箭助推器在接收到任务载荷发送的控制指令后，根据控制指令将任务载荷运送至分离预设高度；任务载荷在被运送至预设高度后，与火箭助推器分离，并通过自身姿控系统控制自身姿态，使任务载荷承载的参试品在轴向获得不同模拟环境下的重力加速度。值得说明的是，该分离预设高度可根据实际情况进行设置，例如，大于或等于80km，此时，使任务载荷脱离大气层，不仅限于此。

实际应用中，头罩1用于整流以及热防护，姿控系统2用于改变任务载荷姿态角控制任务载荷的姿态；控制舱3用于安置任务载荷飞行的控制电气设备，并向火箭助推器发送控制指令，以及，在任务载荷在分离预设高度时，向分离舱发送分离指令；载荷舱4用于安置参试品以及预设配重；分离舱5与火箭助推器连接，该分离舱5用于安置分离结构，并根据接收到的分离指令，控制任务载荷与火箭助推器分离。

具体的，控制舱3向火箭助推器发送的控制指令中，可以包括分离、回收预设高度以及预设弹道，但不仅限于此，进而火箭助推器按照预设弹道将任务载荷运送至分离预设高度，然后两级分离，任务载荷独立滑行；比如，将任务载荷运送至80km，此时，大气密度为1.8458×10^-5 kg/m³，工程上可近似于真空，故飞行器在80km以上的高度飞行时，可视作不受气动力影响。假设两级分离时，任务载荷的初速度为V，在重返大气层之前，其所受的力只有重力G和自身姿控系统的控制力，其运动可以分解为质心运动和绕质心的转动两部分。并且，分离后无轨控系统，故质心运动是不可控的，所以只要通过姿控舱调整任务载荷的姿态，使其轴线在初速度V所在竖直平面内，且与水平面夹角为α，即可实现目标加速度g₁的模拟。

本实施例提供的模拟低重力加速度环境的试验系统，其任务载荷借助火箭助推器到达预设高度后，独立滑行，依赖自身高精度姿控系统改变其姿态角，进而获取不同需求数值的轴向目标加速度，并将目标加速度精度误差控制在5%以内，模拟不同环境下的重力加速度。并且，该系统无需改变地形，不会占用较大面积的地面空间，更不需要建设复杂的基础设施，节省了建设与维护成本。同时，整个试验过程中，目标加速度的方向不会改变，也不会产生其他扰动，保证了试验结果的准确性。

一个具体的实施例中，如图2所示，以图1中质心为坐标原点，建立一个弹体坐标系，其中，坐标原点在质心位置，X轴沿弹轴方向，指向弹头为正；Y轴在竖直平面内，向上为正；Z轴由右手坐标系关系确定；在该弹体坐标系下，任务载荷绕X轴的运动为滚转，绕Y轴的运动为偏航，绕Z轴的运动为俯仰，力矩和角速度的正负性，根据右手定则确定。

基于以上弹体坐标系，对任务载荷如何实现目标加速度g₁的模拟的工作原理进行说明。

任务载荷的姿态角α与目标加速度g₁的对应公式如下：

；

其中，R为地球半径，取值为6371km，H为任务载荷飞行的预设高度，g₀为任务载荷所在经纬度下的地表重力加速度，例如，可取值为9.82m/s²。g₁=G₁/m，m为任务载荷质量，G₁为预设高度的地球重力G在弹轴方向的分量，如图3所示，大小为G*sinα，G为在预设高度所受的地球重力，大小为{R/(R+H)}²mg₀。

因此，任务载荷达到分离预设高度，脱离火箭助推器独立滑行后，通过其控制舱3内的惯性元器件可以实时获取任务载荷的姿态角α，并通过姿控舱的作用，保持姿态角α稳定，因而可以在任务载荷轴向，获得一个恒定的目标加速度。或者，改变分离预设高度的具体取值，并改变任务载荷的姿态角的大小，可以获得不同大小的目标加速度，以模拟不同环境下的重力加速度，例如，火星、月球等，不仅限于此，适应于所有低重力、微重力的加速模拟工作。

不同预设高度H和不同姿态角α对应的不同目标加速度如下表所示：

需要说明的是，上表仅是本发明的部分举例，不仅限于此，根据实际应用情况，可以灵活调整任务载荷的飞行高度以及姿态角，进而获得不同目标加速度，其原理与上述相同，不再赘述。

此外，本发明实施例通过设置不同预设高度，还可灵活调整试验时长，通常情况下，预设高度越高，试验时长越长；实际应用时，可增加火箭助推器总冲、改变弹道方案，以提高预设高度。具体的，试验时长与预设高度的关系如下所述：

举例说明，任务载荷在H高度与火箭助推器分离，则分离时刻至任务载荷下降至80km时这一时间段即为试验时长，其弹道如图6所示；假设，分离时任务载荷的速度为V，速度V与水平面夹角为

，具体如图6所示，爬升至弹道最高点的高度为H_max，然后下降。任务载荷在与火箭助推器分离后，至下降至低于80km前，弹道分为上升和下降两个阶段。

则上升阶段试验时长为：

；

下降阶段试验时长为：

由

，

可得

；其中，m为任务载荷质量，g 为当前高度的地球重力加速度。

一个具体的实施例，上述模拟低重力加速度环境的试验系统，其姿控系统2可以为冷、热反冲装置，分布多个推力喷管的姿控舱。

姿控系统2为分布多个推力喷管的姿控舱时，其推力喷管的数量和位置可根据实际应用情况进行调整。例如，姿控系统2为分布设置有6个推力喷管的姿控舱，此时，图1中位置A-A的剖面图如图4所示，设置6个推力喷管的编号分别为①②③④⑤⑥，各推力喷管存储压缩氮气，通过各自的电磁阀控制开闭，喷出氮气依靠反作用力给任务载荷施加控制力和控制力矩，进而可靠稳定准确控制任务载荷的姿态。需要说明的是，各推力喷管存储的燃料不仅限于氮气，还可以是氧气、二氧化碳、氢气等。

以图4为例进行说明，假设编号①-⑥的6个推力喷管产生的推力分别为F₁-F₆，任务载荷的质心在中轴线上，滚转通道控制力臂为a（如图4中a所示）；俯仰和偏航通道控制力臂为b（如图1中b所示），此时，姿控舱每个通道对应的控制力矩如下表：

该姿控系统为分布多个推力喷管的姿控舱时，通过改变推力喷管的数量和位置，可控制任务载荷的不同姿态；例如，只要满足几个推力喷管产生的推力的合力，仅仅沿Y轴方向，即只对任务载荷产生绕Z轴转动的力矩，即俯仰力矩；或者，满足几个推力喷管产生的推力的合力，仅仅沿Z轴方向，即只对任务载荷产生绕Y轴转动的力矩，即偏航力矩；又或者，满足几个推力喷管产生的推力的合力与合力偶，仅仅对任务载荷产生绕X轴转动的力矩，即滚转力矩，对俯仰与偏航方向无作用。同时，增加推力喷管与质心的距离，可以增加俯仰和偏航通道的控制力臂，增大力矩、提高控制能力和控制效率。

姿控系统2还可以是冷、热反冲装置，该冷反冲装置以及热反冲装置均可以根据实际应用情况进行设置，例如，可以是通过存储压缩的液氮等冷气，在电磁阀控制下排放产生推力；也可以是微型液体火箭发动机，此时，通过控制发动机燃料与氧化剂的释放量，让其反应燃烧，喷出燃气、产生推力，进而控制任务载荷的姿态；又或者是周向密布的微型固体火箭发动机，每个微型发动机只工作一次。

一个具体的实施例中，基于与上述模拟低重力加速度环境的试验系统相同的发明构思，在任务载荷重返大气层内后，靠自身静稳定度实现姿态调整，该系统的控制舱3还用于在任务载荷下降至回收预设高度时，向分离舱5发送开伞指令；分离舱5，还用于安置回收伞，并根据开伞指令弹出伞体，实现任务载荷减速落地和参试品的回收。其中，该回收预设高度的具体取值可根据实际应用情况进行设置，不做具体限定。

如图5所示，基于与上述模拟低重力加速度环境的试验系统相同的发明构思，本发明一个或多个实施例还提供了一种模拟低重力加速度环境的试验方法，包括以下步骤：

步骤S1，任务载荷被火箭助推器运送至分离预设高度，与火箭助推器分离。

步骤S2，通过任务载荷的姿控系统控制自身姿态，使任务载荷承载的参试品获得不同模拟环境下的重力加速度。

具体的，任务载荷控制自身姿态的过程为：任务载荷被火箭助推器运送至分离预设高度后，自身具备初速度；通过姿控系统控制任务载荷的姿态，使任务载荷轴线与自身初速度在同一竖直平面内，并调整任务载荷轴线与水平面夹角，以改变任务载荷的姿态角。其余原理与上述实施例相同，不再赘述。

一个具体的实施例中，基于与上述模拟低重力加速度环境的试验方法相同的发明构思，该方法还包括步骤3，任务载荷下降至回收预设高度后，控制自身伞体打开对任务载荷减速，使其安全落地进行回收。

具体的，任务载荷下降至试验结束预设高度后，重力试验结束。重返大气后，任务载荷在自身重力和气动力作用下下落，下落至回收预设高度时，其控制舱给出开伞指令，分离舱接收到开伞指令后控制自身伞体打开对任务载荷减速，使其安全落地进行回收。其中，试验结束高度可以是80km，但不仅限于此。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (8)

1.一种模拟低重力加速度环境的试验系统，其特征在于，包括：

火箭助推器，用于接收任务载荷发送的控制指令，并根据所述控制指令将任务载荷运送至分离预设高度，使任务载荷脱离大气层；

任务载荷，用于在被运送至分离预设高度后，与所述火箭助推器分离，并通过自身姿控系统控制自身姿态得到不同的姿态角，基于任务载荷飞行的高度、姿态角以及目标加速度之间的对应关系，通过改变分离预设高度或任务载荷的姿态角的大小，使所述任务载荷承载的参试品获得不同模拟环境下的重力加速度，所述姿控系统为冷、热反冲装置或者分布多个推力喷管的姿控舱，进行俯仰、偏航和滚转三个通道的姿态控制。

2.根据权利要求1所述的模拟低重力加速度环境的试验系统，其特征在于，所述任务载荷，包括：

头罩，用于整流以及热防护；

姿控系统，用于改变、控制任务载荷的姿态；

控制舱，用于安置所述任务载荷飞行的控制电气设备，并向所述火箭助推器发送控制指令，以及，在所述任务载荷在所述分离预设高度时，向分离舱发送分离指令；

载荷舱，用于安置参试品以及预设配重；

分离舱，与所述火箭助推器连接，用于根据所述分离指令，控制所述任务载荷与所述火箭助推器分离。

3.根据权利要求2所述的模拟低重力加速度环境的试验系统，其特征在于，所述控制舱，还用于在所述任务载荷下降至回收预设高度时，向所述分离舱发送开伞指令；

所述分离舱，还用于根据所述开伞指令弹出伞体，对所述任务载荷回收。

4.根据权利要求3所述的模拟低重力加速度环境的试验系统，其特征在于，所述姿控系统为分布多个推力喷管的姿控舱时，通过改变所述推力喷管的数量和位置，控制所述任务载荷的不同姿态。

5.根据权利要求1-3任一项所述的模拟低重力加速度环境的试验系统，其特征在于，所述分离预设高度大于或等于80km。

6.一种模拟低重力加速度环境的试验方法，其特征在于，包括：

任务载荷被火箭助推器运送至分离预设高度，使任务载荷脱离大气层，与所述火箭助推器分离；

通过所述任务载荷的姿控系统控制自身姿态，得到不同的姿态角，基于任务载荷飞行的高度、姿态角以及目标加速度之间的对应关系，通过改变分离预设高度或任务载荷的姿态角的大小，使所述任务载荷承载的参试品获得不同模拟环境下的重力加速度，其中姿控系统控制自身姿态包括：俯仰、偏航和滚转三个通道的姿态控制。

7.根据权利要求6所述的模拟低重力加速度环境的试验方法，其特征在于，所述通过所述任务载荷的姿控系统控制自身姿态，包括：

所述任务载荷被火箭助推器运送至分离预设高度后，自身具备初速度；

通过所述姿控系统控制所述任务载荷的姿态，使所述任务载荷轴线与自身初速度在同一竖直平面内，并调整所述任务载荷轴线与水平面夹角，以改变所述任务载荷的姿态角。

8.根据权利要求6或7所述的模拟低重力加速度环境的试验方法，其特征在于，还包括：

所述任务载荷下降至回收预设高度后，控制自身伞体打开对任务载荷减速，使其安全落地进行回收。

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