航天器级间分离设计评价方法、电子设备及存储介质技术

本发明专利技术涉及一种航天器级间分离设计评价方法、电子设备及存储介质，包括以下步骤：步骤S10、利用动力学模型计算输出参数，根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，若无近场分离安全性风险，则进行远场分离安全性分析；步骤S20、利用航天器两级轨道模型，计算两级分离后的相对距离，判断是否存在碰撞风险。本发明专利技术，有效地避免了出现在独立分析时变量未识别充分而出现仿真覆盖性不全的问题，不但可以评估特定条件下的航天器分离安全性，还可以通过迭代计算求出无分离安全风险的输入参数可行解，并在可行解中优选分离设计特性参数，获得正确设计数据包络线，可有效地指导航天器优化设计工作。设计工作。设计工作。

【技术实现步骤摘要】
航天器级间分离设计评价方法、电子设备及存储介质


[0001]本专利技术涉及一种航天器级间分离设计评价方法、电子设备及存储介质。

技术介绍

[0002]航天器为适应多任务、高能效、低重量代价的先进性技术要求，通常在在轨段执行分离动作，现有型号常见的如神舟飞船返回舱与轨道舱的分离、天舟货运飞船与空间站交会对接后离轨、卫星分离立方星、嫦娥五号轨道器和着陆器分离等等。航天器在这些分离过程中存在由于分离后航天器姿态变化导致结构外形动包络干涉、分离后两器由于轨道摄动、光压、大气阻力发生分离后的追击等影响分离安全性的问题，因此，能够建立航天器分离动力学模型，分析环境边界条件，在给定输入条件下评估分离设计的安全性至关重要。现有的航天器级间分离安全性评估方法一般将近场分离安全性和远场分离安全性割裂开，一般利用刚
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弹耦合动力学模型求解分离后飞行器两级分离过程的运动情况，从而验证近场分离安全性；验证分离远场安全性一般认为分离过程不产生姿态变化，通过并列能量守恒公式和动量守恒公式求解分离速度，见下式：
[0003][0004]m1v1＝m2v2ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0005]其中m1和m2是分离后两级的重量，V1和V2是分离后两级的相对分离前速度的变化量，k和Δx为分离弹性力(航天器级间分离一般选用分离弹簧)的等效刚度和等效弹性位移，求解得到的V1和V2用来进行轨道计算，分析航天器两级分离后是否存在追击问题，完成上述两项工作均得出无风险结果后可得出航天器分离安全的结论。这种相互独立的分析方法存在以下弊端：
[0006]1)评估两级航天器在轨分离后是否会发生追击碰撞风险被称为远场分离安全性分析，在进行远场分离安全性分析时未考虑分离后航天器两级的角速度，求解出的两级分离速度大于真实状态，使得远场分离安全性结果存在工况覆盖不全的情况；
[0007]2)评估两级航天器在分离过程中是否会产生动包络干涉风险被称为近场分离安全性分析，在进行近场分离安全性分析时，未考虑飞行器分离前的运动状态，而该变量一般由轨道计算得出，并将影响近场分离安全性分析结果。
[0008]综上，打破航天器分离安全性近场和远场分析相互割裂状态，亟需专利技术一种综合评价航天器分离设计的方案。

技术实现思路

[0009]鉴于上述技术问题，本专利技术提出一种基于多教师知识蒸馏的航天器级间分离设计评价方法、电子设备和存储介质，以实现对航天器分离近场和远场安全性的综合评估。
[0010]实现本专利技术目的的技术解决方案为：一种航天器级间分离设计评价方法，包括以下步骤：
[0011]步骤S10、利用动力学模型计算输出参数，根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，若无近场分离安全性风险，则进行远场分离安全性分析；
[0012]步骤S20、利用航天器两级轨道模型，计算两级分离后的相对距离，判断是否存在碰撞风险。
[0013]根据本专利技术的一个方面，在执行步骤S10前，还包括：
[0014]步骤S1、确定开展近场动力学分析的输入条件；
[0015]步骤S2、建立三维的航天器分离模型，并构建动力学模型，明确几何外形、本构关系和运动参数；
[0016]步骤S3、预设动力学计算步长，所述动力学计算步长不低于2000帧/s。
[0017]根据本专利技术的一个方面，在进行步骤S20前，还包括：
[0018]步骤S11、建立航天器两级轨道模型，并进行轨道分析，输入分离点初始特性参数；
[0019]步骤S12、利用步骤S1中得到的输出参数在轨道模型中输入分离特性参数，将分离过程视为分离前两级在相同位置共飞，分离视为两级进行了一次变轨。
[0020]根据本专利技术的一个方面，所述初始特性参数至少包括轨道六根数、大气模型、行星摄动模型、光压参数、表面积。
[0021]根据本专利技术的一个方面，在步骤S10中，具体包括：
[0022]步骤S101、利用动力学计算步长和动力学模型，计算输出参数；
[0023]步骤S102、根据航天器两级在分离过程中动包络运动情况的距离变化，判断是否存在干涉；
[0024]步骤S103、当距离最小值L小于预设的距离容限L0时，则修改输入条件后，执行步骤S1；
[0025]步骤S104、当距离最小值L大于或等于预设的距离容限L0时，则执行步骤S11。
[0026]根据本专利技术的一个方面，在步骤S2中，建立三维的航天器分离模型，具体包括：
[0027]步骤S21、在建模软件中导入或新建航天器结构模型，设置好两级模式的相对位置关系和相对位置关系；
[0028]步骤S22、在航天器分离仿真分析结构模型基础上建立级间分离机构模型，将分离机构模型布置在航天器结构模型，定义好分离机构与两级航天器结构模型的接触关系，分离机构的一端固支、另一端与被分离的航天器结构接触，根据接触物体材料设置好接触特性，同时给定分离机构的运动约束、弹性系数和阻尼特性；
[0029]步骤S23、对两级航天器结构在对接坐标系统进行初值设置，给定分离起始时刻两级航天器形成的组合体的速度、加速度、角速度和角加速度等运动参数；
[0030]步骤S24、完成航天器分离模型建模工作。
[0031]根据本专利技术的一个方面，所述距离容限L0的范围满足：L0≥0.5m。
[0032]根据本专利技术的一个方面，所述输出参数至少还包括航天器两级在分离过程中的速度、加速度、姿态角速度、角加速度的时域响应、级间分离机构工作状态。
[0033]根据本专利技术的一个方面，在步骤S20中，具体包括：
[0034]步骤S201、计算两级分离后的相对距离；
[0035]步骤S202、根据相对距离随时间的变化趋势判断是否存在远场安全性风险；
[0036]步骤S203、当相对距离随时间变化越来越近，确认有风险，则修改输入条件后，执
行步骤S1；
[0037]步骤S204、当相对距离随时间变化先减少后增加，则以两飞行器间最小相对距离作为评判点，若最小相对距离大于10m，确认无风险，反之确认有风险，则修改输入条件后，执行步骤S1；
[0038]步骤S205、当相对距离随时间变化不断增加，则确认航天器无分离安全性风险。
[0039]根据本专利技术的一个方面，提供了一种电子设备，包括：一个或多个处理器、一个或多个存储器、以及一个或多个计算机程序；其中，处理器与存储器连接，上述一个或多个计算机程序被存储在存储器中，当电子设备运行时，该处理器执行该存储器存储的一个或多个计算机程序，以使电子设备执行如上述技术方案中任一项所述的一种航天器级间分离设计评价方法。
[0040]根据本专利技术的一个方面，提供了一种计算机可读存储介质，用于存储计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时，实现如上述技术方案中任一项所述一种航天器级间分离设计评价方法。
[0041]根据本发本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器级间分离设计评价方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S10、利用动力学模型计算输出参数，根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，若无近场分离安全性风险，则进行远场分离安全性分析；步骤S20、利用航天器两级轨道模型，计算两级分离后的相对距离，判断是否存在碰撞风险。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在执行步骤S10前，还包括：步骤S1、确定开展近场动力学分析的输入条件；步骤S2、建立三维的航天器分离模型，并构建动力学模型，明确几何外形、本构关系和运动参数；步骤S3、预设动力学计算步长，所述动力学计算步长不低于2000帧/s。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在进行步骤S20前，还包括：步骤S11、建立航天器两级轨道模型，并进行轨道分析，输入分离点初始特性参数；步骤S12、利用步骤S1中得到的输出参数在轨道模型中输入分离特性参数，将分离过程视为分离前两级在相同位置共飞，分离视为两级进行了一次变轨。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述初始特性参数至少包括轨道六根数、大气模型、行星摄动模型、光压参数、表面积。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，在步骤S10中，具体包括：步骤S101、利用动力学计算步长和动力学模型，计算输出参数；步骤S102、根据航天器两级在分离过程中动包络运动情况的距离变化，判断是否存在干涉；步骤S103、当距离最小值L小于预设的距离容限L0时，则修改输入条件后，执行步骤S1；步骤S104、当距离最小值L大于或等于预设的距离容限L0时，则执行步骤S11。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在步骤S2中，建立三维的航天器分离模型，具体包括：步骤S21、在建模软件中导入或新建航天器结构模型，设置好两级模式的相对位置关系和相对位置关系；步骤S22、在航天器分离仿真分析结构模型基础上建立级间分离机构模型，将...

【专利技术属性】
技术研发人员：余抗，王鹏程，刘扬，许耀午，李喜晟，齐岳，田林，
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：