一种起飞稳定性建模方法技术

本发明专利技术公开了一种起飞稳定性建模方法，本发明专利技术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；本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航天器的多体动力学分析的
，具体涉及一种地外天体表面起飞稳定性建模方法。
技术介绍
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 Lander Concept 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。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术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。实现本专利技术的技术方案如下：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、本专利技术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、本专利技术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、本专利技术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本文档来自技高网...

【技术保护点】
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。...

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：张志娟，葛东明，柳翠翠，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：北京;11