一种快速自旋小卫星着陆器及其着陆方法技术

本发明专利技术公开了一种快速自旋小卫星着陆器及其着陆方法，着陆器包括主承力框架结构以及位于主承力框架结构内的飞矛系统，飞矛系统包括系统壳体、位于系统壳体内的推进系统和至少一组飞矛组件和绳索组件，飞矛组件包括飞矛头部、飞矛主体，绳索组件包括走线筒、绳索和绳索卷筒机构，飞矛头部位于飞矛主体的前端，飞矛主体的外部设置有弹簧挡片，绳索储存于走线筒内，绳索的前端与飞矛主体连接、后端与绳索卷筒机构连接。本发明专利技术功能密度高，工作安全可靠，不会对主探测器构成安全隐患，能够独立自主地完成特定的科学任务，在小行星着陆探测领域具有一定的实用价值和指导意义。

【技术实现步骤摘要】
一种快速自旋小卫星着陆器及其着陆方法
本专利技术属于小行星着陆探测
，具体涉及一种快速自旋小卫星着陆器及其着陆方法。
技术介绍
小行星是一种围绕太阳运动、体积与质量均小于行星的天体，其独特的物理、化学特性对于揭示太阳系的起源与演化有着重要的科学意义。自1989年10月美国NASA发射伽利略号以来，小行星探测方兴未艾，迅速发展成为深空探测的热点之一。我国于2016年12月发布的《2016中国的航天》白皮书显示，未来五年的深空探测任务明确提出要开展小行星探测活动。与月球、火星等行星相比，小行星具有表面引力弱、介质特性未知等特点，因此小行星着陆器的技术攻关主要集中在解决微重力环境下的反弹、漂移和着陆较长时间后的飘走等问题。此外，小行星着陆器通常肩负着其他的科研功能，例如采样、探测等。就目前而言，已设计出的着陆器多依靠小行星的重力场实现自由着陆，例如日本隼鸟2号的MSASCOT着陆器。然而快速自旋小行星的重力场十分微弱，不足以给小行星表面的自由物体提供向心加速度，此时如果采取类似MSASCOT着陆器那样的自由着陆方式，则着陆器会在下落到小行星表面后被地表弹离，难以或无法完成特定的科学任务。哈尔滨工业大学的赵志军等人在《南京航空航天大学学报》上发表了一篇论文，介绍了一种小行星着陆器的锚系统，该锚系统采用链式锚固方式，由锚固单元、缠绕单元、解锁单元和线绳单元四个部分组成。当着陆器开始执行着陆时，锚系统检测到触发信号后点燃火工品，高速推出锚固单元中的锚体并打入小行星表面，同时缠绕单元收紧线绳单元中的线绳，实现着陆器在小行星表面的锚固。但当锚体偏离入射轨道时会对着陆器产生冲击，影响着陆稳定性，并且只能提供单一方向的锚固力，容易造成着陆器倾翻。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种快速自旋小卫星着陆器及其着陆方法，适用于自转速度快、重力场微弱而不足以给表面的自由物体提供向心加速度的小行星。为了实现上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：一种快速自旋小卫星着陆器，包括主承力框架结构以及位于所述主承力框架结构内的飞矛系统，所述飞矛系统包括系统壳体、位于所述系统壳体内的推进系统和至少一组飞矛组件和绳索组件，所述飞矛组件包括飞矛头部、飞矛主体，所述绳索组件包括走线筒、绳索和绳索卷筒机构，所述飞矛头部位于飞矛主体的前端，所述飞矛主体的外部设置有弹簧挡片，所述绳索储存于走线筒内，绳索的前端与飞矛主体连接、后端与绳索卷筒机构连接。进一步地，所述推进系统位于所述系统壳体内的中部，所述飞矛组件和绳索组件包括多组，多组所述飞矛组件和绳索组件围绕在所述推进系统的周围，每组飞矛组件位于所述系统壳体的飞矛发射筒内。进一步地，所述飞矛组件和绳索组件包括三组，其中一组飞矛组件沿着陆器对地面正方向安装，另外两组飞矛组件与所述其中一组飞矛组件成一夹角安装。进一步地，所述推进系统包括装药座、发射药、燃烧室、挡药板、拉瓦尔喷口、点火药、安全机构，所述装药座上安装有发射药、挡药板和拉瓦尔喷口，所述点火药与发射药之间连接有安全机构，所述挡药板设置于发射药与燃烧室之间，所述拉瓦尔喷口位于燃烧室的末端。进一步地，所述主承力框架结构为八棱柱的结构形式，包括八边形的结构上主框、结构中主框、结构下主框以及八根将结构上主框、结构中主框、结构下主框互相连接的支撑杆。进一步地，所述结构上主框上安装有分离机构对接环。进一步地，所述结构上主框、结构中主框和结构下主框的顶角上沿径向均设置有一个圆柱凸台。进一步地，所述飞矛系统位于所述主承力框架结构内中轴线位置上的飞矛系统舱位内，所述主承力框架结构内还包括位于飞矛系统舱位四周的载荷舱位和综合电子舱位，所述载荷舱位内安装有着陆器的工作载荷，所述综合电子舱位内安装有星务处理模块、电源配电模块以及通信模块。进一步地，所述着陆器外侧壁上安装有体贴式太阳电池阵，所述着陆器的对天面和四个侧面板上分别安装有一个太阳敏感器探头，所述着陆器的对天面和两个相对的侧面板上分别安装有一副UHF中等增益天线。根据上述的快速自旋小卫星着陆器的着陆方法，所述方法包括以下步骤：步骤一：主探测器悬停，释放着陆器：设置着陆器的分离速度、着陆器分离到发射飞矛之间的倒计时时间，主探测器按照设定的探测流程到达选取的着陆地点和悬停高度后进入悬停状态，在达到着陆时机时发送着陆器分离信号，着陆器的分离机构接收信号后开始执行分离动作，为着陆器提供分离速度和自旋速度，在着陆器分离释放后主探测器立即开始进行横向和纵向的变轨规避操作；步骤二：着陆器发射飞矛：在分离释放后，着陆器上电并开启定时器倒计时进行飞矛发射操作，在倒计时结束之后，当着陆器检测到光电流存在时，飞矛系统采用无后坐力发射方式向小行星表面发射，利用陀螺仪和加速度计综合判断着陆器的对地指向状态，提高着陆的可靠性；步骤三：当飞矛组件锚定在小行星表面后，由于小行星的自转运动，绳索逐渐被拉直，随后着陆器会慢速撞向行星表面后被弹开，如是反复，最终将由绳索提供向心力，着陆器绕飞小行星，且绕飞周期与小行星自转周期一致，达到近似悬停的效果，随后着陆器将通过绳索卷筒机构收回绳索，逐渐接近行星表面，完成软着陆。本专利技术与现有技术相比，其显著优点在于：(1)本专利技术的结构设计简单可靠，舱位布局合理，能够在较小的空间内完成特定的科学任务，功能密度高；(2)本专利技术的各个功能舱位之间配合良好，具有较好的独立自主性，可以在分离释放后独立完成操作，而无需主探测器提供过多的资源支持；(3)本专利技术在正常使用中的任何操作均不会对主探测器构成安全隐患，具有良好的可操作性和可重复性；(4)本专利技术的飞矛系统具有多重保险措施，确保其工作的安全稳定性。例如，飞矛系统设计有保险栓以确保点火药与发射药的物理隔离，并通过监测光电池电流和结合MEMS惯组判断自旋状态作为飞矛系统发射的前提条件。此外，飞矛系统内三发飞矛的安装互成角度，同时发射互为备份，避免三根飞矛平行发射产生相互干涉，提高飞矛锚入小行星表面的概率；(5)本专利技术采用机械分离自旋的被动姿态稳定方式，仅依靠分离机构提供分离的线速度和自旋角速度，不存在传感器和执行机构以及控制算法等复杂控制过程，可靠性较高。附图说明图1是本专利技术快速自旋小行星着陆器主承力结构图。图2是本专利技术快速自旋小行星着陆器构型布局图。图3是本专利技术快速自旋小行星着陆器外观示意图。图4是本专利技术快速自旋小行星着陆器飞矛系统发射示意图。图5是本专利技术快速自旋小行星着陆器飞矛系统安装立体结构图。图6是本专利技术快速自旋小行星着陆器飞矛系统安装俯视图。图7是本专利技术快速自旋小行星着陆器飞矛系统尾部结构图。图8是本专利技术快速自旋小行星着陆器飞矛系统头部结构图。图9是本专利技术快速自旋小行星着陆器飞矛组件结构图。图10是本专利技术快速自旋小行星着陆器飞矛系统剖面示意图。图11是本专利技术快速自旋小行星着陆器着陆流程示意图。具体本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种快速自旋小卫星着陆器，其特征在于，包括主承力框架结构以及位于所述主承力框架结构内的飞矛系统(7)，所述飞矛系统(7)包括系统壳体(16)、位于所述系统壳体(16)内的推进系统和至少一组飞矛组件和绳索组件，所述飞矛组件包括飞矛头部(21)、飞矛主体(23)，所述绳索组件包括走线筒(26)、绳索(24)和绳索卷筒机构(27)，所述飞矛头部(21)位于飞矛主体(23)的前端，所述飞矛主体(23)的外部设置有弹簧挡片(22)，所述绳索(24)储存于走线筒(26)内，绳索(24)的前端与飞矛主体(23)连接、后端与绳索卷筒机构(27)连接。/n

【技术特征摘要】
1.一种快速自旋小卫星着陆器，其特征在于，包括主承力框架结构以及位于所述主承力框架结构内的飞矛系统(7)，所述飞矛系统(7)包括系统壳体(16)、位于所述系统壳体(16)内的推进系统和至少一组飞矛组件和绳索组件，所述飞矛组件包括飞矛头部(21)、飞矛主体(23)，所述绳索组件包括走线筒(26)、绳索(24)和绳索卷筒机构(27)，所述飞矛头部(21)位于飞矛主体(23)的前端，所述飞矛主体(23)的外部设置有弹簧挡片(22)，所述绳索(24)储存于走线筒(26)内，绳索(24)的前端与飞矛主体(23)连接、后端与绳索卷筒机构(27)连接。


2.根据权利要求1所述的快速自旋小卫星着陆器，其特征在于，所述推进系统位于所述系统壳体(16)内的中部，所述飞矛组件和绳索组件包括多组，多组所述飞矛组件和绳索组件围绕在所述推进系统的周围，每组飞矛组件位于所述系统壳体(16)的飞矛发射筒(20)内。


3.根据权利要求2所述的快速自旋小卫星着陆器，其特征在于，所述飞矛组件和绳索组件包括三组，其中一组飞矛组件沿着陆器对地面正方向安装，另外两组飞矛组件与所述其中一组飞矛组件成一夹角安装。


4.根据权利要求2所述的快速自旋小卫星着陆器，其特征在于，所述推进系统包括装药座(25)、发射药(17)、燃烧室(14)、挡药板(15)、拉瓦尔喷口(13)、点火药(19)、安全机构(18)，所述装药座(25)上安装有发射药(17)、挡药板(15)和拉瓦尔喷口(13)，所述点火药(19)与发射药(17)之间连接有安全机构(18)，所述挡药板(15)设置于发射药(17)与燃烧室(14)之间，所述拉瓦尔喷口(13)位于燃烧室(14)的末端。


5.根据权利要求4所述的快速自旋小卫星着陆器，其特征在于，所述主承力框架结构为八棱柱的结构形式，包括八边形的结构上主框(1)、结构中主框(2)、结构下主框(3)以及八根将结构上主框(1)、结构中主框(2)、结构下主框(3)互相连接的支撑杆(5)。


6.根据权利要求5所述的快速自旋小卫星着陆器，其特征在于，所述结构上主框(1)上安装有分离机构对...

【专利技术属性】
技术研发人员：陆正亮，胡远东，廖文和，周雪霁，张翔，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32