魯媛媛 榮偉 吳世通

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開傘攻角對火星探測器艙傘系統(tǒng)運動特性的影響分析

魯媛媛 榮偉 吳世通

（北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

火星探測器降落傘開傘前進(jìn)入艙攻角（開傘攻角）會對艙傘系統(tǒng)的運動特性產(chǎn)生怎樣的影響，是火星探測器減速著陸系統(tǒng)設(shè)計時必須搞清楚的問題。針對這一問題，文章以“火星探路者”為研究對象，將降落傘和進(jìn)入艙分別視為6自由度剛體，建立了降落傘-進(jìn)入艙以及中間彈性約束的兩體12自由度動力學(xué)模型，研究了開傘攻角對火星探測器艙傘系統(tǒng)運動特性的影響。研究結(jié)果表明，開傘攻角越大，進(jìn)入艙下降得越慢，開傘攻角對進(jìn)入艙速度的影響主要體現(xiàn)在開傘后的前30s內(nèi)；開傘攻角每增大10°，系統(tǒng)約產(chǎn)生600m的高度損失，開傘攻角的大小會對艙傘系統(tǒng)下降過程中的工作時序產(chǎn)生一定影響；開傘攻角越大，艙傘系統(tǒng)姿態(tài)越不穩(wěn)定，姿態(tài)變化越劇烈。研究結(jié)論可為中國火星探測器降落傘減速系統(tǒng)的設(shè)計提供一定參考。

開傘攻角 運動特性 火星探測器 艙傘系統(tǒng) 減速著陸

0 引言

自從1960年10月10日前蘇聯(lián)發(fā)射第一顆火星探測器以來，火星就成為了人類發(fā)射探測器進(jìn)行或準(zhǔn)備進(jìn)行探測最多的一顆外行星，特別是自20世紀(jì)90年代以來，基本上是每兩年一次的發(fā)射窗口均有火星探測器發(fā)射，從未間斷。截至2016年12月，人類已經(jīng)進(jìn)行了46次火星探測活動。雖然多次以失敗告終，但這些任務(wù)拍攝了大量圖片，獲得了豐富的火星大氣及表面數(shù)據(jù)，為之后的火星軟著陸和人類登陸火星、建立火星基地打下了堅實的基礎(chǔ)。根據(jù)各國未來的火星探測發(fā)展規(guī)劃，未來30年，火星探測仍將是世界各國深空探測領(lǐng)域的熱點和重點[1]。

火星探測器的進(jìn)入、下降與著陸（Entry，Decent and Landing，EDL）過程是直接關(guān)系到火星探測器能否成功登陸火星的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。由于火星表面存在大氣，火星探測器采用與地球再入和返回類似的方式，在下降階段均采用降落傘進(jìn)行減速[2]?；鹦翘綔y器的EDL過程一般分為三個階段：首先是從進(jìn)入火星大氣到下降到距火星表面5~10km的高度，此階段依靠探測器自身氣動外形進(jìn)行氣動減速；第二階段利用降落傘進(jìn)一步減速；最后是利用著陸緩沖手段實現(xiàn)著陸器在火星表面軟著陸[3]。

降落傘開傘前進(jìn)入艙的攻角是美國火星探測器減速著陸系統(tǒng)設(shè)計時重點考慮的一個因素。在一系列已發(fā)射的火星探測器中，對開傘攻角給予了高度重視，對開傘攻角給出了明確的要求。在“海盜號”的研制過程中，為避免降落傘拉直過程中產(chǎn)生嚴(yán)重的“繩帆”現(xiàn)象影響降落傘正常充氣，明確規(guī)定開傘攻角不能超過13°[4]。在最新一代火星探測器“火星科學(xué)實驗室”中，不惜增加系統(tǒng)質(zhì)量，在進(jìn)入艙內(nèi)特意設(shè)計了6個質(zhì)量塊，在降落傘開傘前15s，通過將質(zhì)量塊依次分離，改變進(jìn)入艙的質(zhì)心位置，將攻角降至零[5,6]。在艙傘系統(tǒng)減速下降過程中，一些敏感測量裝置（如雷達(dá)高度計）對艙傘系統(tǒng)下降過程中的運動穩(wěn)定性存在一定要求，當(dāng)進(jìn)入艙角速率＞100°/s或進(jìn)入艙縱軸與垂直方向的夾角＞40°時，將會導(dǎo)致雷達(dá)高度計的工作性能下降[7]。

開傘攻角如何影響火星探測器艙傘系統(tǒng)的運動特性，是火星探測器減速著陸系統(tǒng)設(shè)計時需要搞清楚的問題，本文將就此問題展開深入研究。

1 艙傘系統(tǒng)動力學(xué)模型的建立

1.1 進(jìn)入艙動力學(xué)模型

進(jìn)入艙采用基于旋量形式的牛頓—歐拉方程的一般剛體動力學(xué)方程[8]，忽略附加質(zhì)量和附加質(zhì)量變化率對進(jìn)入艙運動的影響，如式（1）所示。

進(jìn)入艙所受的外力有重力、氣動力、吊帶約束力，所受的外力矩有重力矩、氣動力矩、吊帶約束力矩和氣動阻尼力矩，可表示為

式中1為進(jìn)入艙重力；a1為進(jìn)入艙所受的氣動力；c1為吊帶對進(jìn)入艙的約束力；c1為吊帶約束力矩；a1為進(jìn)入艙質(zhì)心的位置矢量；cp為進(jìn)入艙壓心的位置矢量；d1為進(jìn)入艙的氣動阻尼力矩。

1.2 降落傘動力學(xué)模型

降落傘的一般動力學(xué)方程為：

降落傘所受外力包括重力、氣動力和吊帶約束力，可表示為

式中2為降落傘的重力；a2為降落傘的氣動力；c2為吊帶對降落傘的約束力；c2為吊帶約束力矩；c2為降落傘質(zhì)心的位置矢量；d2為降落傘的氣動阻尼力矩。

1.3 約束模型

考慮到傘繩和吊帶材料的非線性彈性效應(yīng)，為簡化分析，作出如下假設(shè)：

1）近似取吊帶與傘衣軸線之間的夾角為0°。吊帶通過旋轉(zhuǎn)接頭與吊索相連，因此降落傘與進(jìn)入艙的旋轉(zhuǎn)速率完全獨立，不發(fā)生耦合；

3）將垂掛吊索視為剛性繩，認(rèn)為其固連于進(jìn)入艙上。

傘繩和吊帶的張力可由下式求解：

2 仿真分析

2.1 模型驗證

本文仿真以“火星探路者”作為研究對象，首先利用其相關(guān)數(shù)據(jù)進(jìn)行模型驗證，將本文仿真結(jié)果與文獻(xiàn)[9]中的仿真結(jié)果進(jìn)行對比來驗證模型的準(zhǔn)確性和有效性。艙傘系統(tǒng)參數(shù)和環(huán)境參數(shù)參考文獻(xiàn)[10-14]。仿真中考慮降落傘的充氣過程，降落傘充氣過程中阻力面積隨時間的變化采用文獻(xiàn)[10]提供的數(shù)據(jù)。

圖2是進(jìn)入艙垂直下降速度的本文仿真結(jié)果與文獻(xiàn)仿真結(jié)果的對比。圖中可以看出，本文仿真結(jié)果與文獻(xiàn)仿真結(jié)果非常接近。圖3（a）中虛線是進(jìn)入艙攻角的文獻(xiàn)仿真結(jié)果，可以看出，約20s后進(jìn)入艙攻角達(dá)到0°左右的配平攻角，攻角的數(shù)值振蕩幅度呈周期性變化，最大值約為±6°，最小值約為±2°。圖3（b）中本文的仿真結(jié)果與圖3（a）中的文獻(xiàn)仿真結(jié)果基本一致。造成本文仿真結(jié)果與文獻(xiàn)仿真結(jié)果偏差的原因主要是：1）初始條件偏差；2）大氣參數(shù)、結(jié)構(gòu)參數(shù)等其它參數(shù)可能與文獻(xiàn)存在一定偏差。總體而言，仿真模型具有較高的準(zhǔn)確性。

2.2 開傘攻角對進(jìn)入艙運動特性的影響

仿真工況設(shè)置見表1，通過對比開傘攻角分別為0°、–10°、–20°、–30°時進(jìn)入艙的運動學(xué)特性和動力學(xué)特性，研究開傘攻角對火星探測器艙傘系統(tǒng)減速下降過程動力學(xué)特性的影響。

圖3 進(jìn)入艙攻角變化對比

表1 “火星探路者”開傘前進(jìn)入艙初始參數(shù)

Tab.1 Initial parameters at Mars Pathfinder parachute deployment

圖4是不同攻角對應(yīng)的進(jìn)入艙高度隨時間的變化曲線。圖中可以看出，攻角（絕對值）越大，進(jìn)入艙下降得越慢。30s時，0°、–10°、–20°、–30°攻角對應(yīng)的進(jìn)入艙高度分別為5 050m、5 650m、6 250m、6 900m，因此開傘攻角每增大10°，艙傘系統(tǒng)達(dá)到穩(wěn)定下降速度后，相同時刻對應(yīng)的進(jìn)入艙高度約增加600m，即產(chǎn)生約600m的高度損失。在艙傘系統(tǒng)下降過程中，防熱罩分離、著陸反推發(fā)動機(jī)點火等動作通常是根據(jù)雷達(dá)測高計實時測量的高度為依據(jù)[15-19]，因此，開傘攻角的大小會對艙傘系統(tǒng)下降過程中的工作時序產(chǎn)生一定影響。

圖5是不同開傘攻角對應(yīng)的進(jìn)入艙擺角（定義為進(jìn)入艙縱軸與垂直方向的夾角）的變化曲線。當(dāng)攻角分別為0°、–10°、–20°、–30°時，系統(tǒng)穩(wěn)定后進(jìn)入艙擺角的均值分別約為3°、8°、11°、12°，擺動幅度分別為1.8°、10.4°、14.5°、15.1°。由此可見，進(jìn)入艙擺動幅度及系統(tǒng)穩(wěn)定后擺角的平衡位置均隨著開傘攻角的增大而增大，開傘攻角越大，進(jìn)入艙姿態(tài)越不穩(wěn)定。

圖6是不同開傘攻角對應(yīng)的進(jìn)入艙角速度的變化曲線。當(dāng)開傘攻角分別為0°、–10°、–20°、–30°時，角速度最大值分別為33.5°/s、115.8°/s、160.0°/s、176.5°/s，穩(wěn)定后角速度的均值分別約為17°/s、28°/s、48°/s、55°/s，數(shù)值振蕩幅度分別約為10°/s、25°/s、62°/s、80°/s。這表明進(jìn)入艙角速度及系統(tǒng)穩(wěn)定后角速度的均值隨著開傘攻角的增大而增大，開傘攻角越大，進(jìn)入艙的姿態(tài)變化越劇烈。

3 結(jié)束語

本文建立了火星探測器艙傘系統(tǒng)的兩體12自由度動力學(xué)模型，研究了開傘攻角對艙傘系統(tǒng)減速下降過程運動特性的影響?？傻贸鲆韵陆Y(jié)論：

1）開傘攻角越大，進(jìn)入艙下降越慢，這種影響主要體現(xiàn)在降落傘開傘后的前30s內(nèi)，約30s后，系統(tǒng)達(dá)到穩(wěn)降速度，不同攻角對應(yīng)的進(jìn)入艙速度基本一致。

2）開傘攻角每增大10°，系統(tǒng)約產(chǎn)生600m的高度損失。開傘攻角的大小會對艙傘系統(tǒng)下降過程中的工作時序產(chǎn)生一定影響。

3）開傘攻角越大，艙傘系統(tǒng)空間夾角越大，系統(tǒng)姿態(tài)越不穩(wěn)定，進(jìn)而影響艙傘系統(tǒng)減速下降過程中的一些敏感測量裝置的工作性能。

因此，為了使艙傘系統(tǒng)減速下降過程中的姿態(tài)穩(wěn)定，應(yīng)盡量降低開傘前進(jìn)入艙的攻角。

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Analysis of Influences of Attack Angle on Motion Characteristic of Mars Probe Parachute-vehicle System

LU Yuanyuan RONG Wei WU Shitong

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

The effect of the attack angle of vehicle before parachute deployment on the motion characteristics of Mars probe parachute-vehicle system is an important issue in the design of the deceleration landing system. To solve this problem, Mars Pathfinder is taken as study object, the parachute and vehicle are treated as 6-DOF rigid bodies, a 12-DOF dynamic model about parachute-vehicle and flexibility constraint between them is established. Influences of attack angle on motion characteristics of parachute-vehicle system of Mars probe are studied. The study results show that the larger the attack angle, the slower the vehicle descend, the influence of the attack angle in the speed of vehicle is mainly reflected in the first 30 seconds after the parachute deployment; the attack angle increases 10 degrees, and the system produces a height loss of 600m, thus the attack angle has an effect on the working timing of the descending process; the larger attack angle is, the more instability attitude of parachute-vehicle system will be. The conclusion can provide technology reference for the design of the Mars probe parachute system.

attack angle; motion characteristic; mars probe; parachute-vehicle system; deceleration landing

V529.1

A

1009-8518(2018)05-0042-07

10.3969/j.issn.1009-8518.2018.05.006

魯媛媛，女，1983年生，2015年獲中國空間科學(xué)技術(shù)研究院飛行器設(shè)計專業(yè)博士學(xué)位，工程師。研究方向為航天器返回與著陸技術(shù)。E-mail: quaner527@aliyun.com。

2018-05-08

（編輯：劉穎）