一種全飛行器落震仿真預(yù)示及試驗方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種全飛行器落震仿真預(yù)示及試驗方法，屬于飛行器力學(xué)環(huán)境設(shè)計及 大型地面試驗領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 著陸沖擊環(huán)境作為航天器的一項新型力學(xué)環(huán)境，是力學(xué)環(huán)境設(shè)計的重要內(nèi)容，也 是單機產(chǎn)品可靠性設(shè)計的主要內(nèi)容之一，因此力學(xué)環(huán)境地面考核性試驗是必不可少的。飛 行器的研制從頭到尾都面臨著時間與任務(wù)進度的矛盾，如果按照正常的流程，所有單機都 依次完成單機試驗，那將耗時耗力，嚴重影響進度。而本項目突破了航天領(lǐng)域的傳統(tǒng)試驗項 目，首次提出的全飛行器落震試驗正是適應(yīng)了這種形式的需求，它提供了一種較為真實的 著陸環(huán)境，并且在全飛行器重要的控制系統(tǒng)通電閉環(huán)工作狀態(tài)下，高效、經(jīng)濟和快捷地實現(xiàn) 了全飛行器系統(tǒng)和設(shè)備對著陸環(huán)境的考核，為飛行器研制和飛行演示驗證試驗爭取了最寶 貴的時間。
[0003] 同時為指導(dǎo)試驗，通常需要在試驗前完成相應(yīng)的理論預(yù)示分析，一般采取的是基 于能量平衡的工程算法，不能真實的反映著陸環(huán)境變化全過程。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的在于解決現(xiàn)有技術(shù)的上述不足，提供一種全飛行器落震仿真預(yù)示及 試驗方法，該方法實現(xiàn)了全飛行器落震的理論仿真預(yù)示和正式試驗，并在較為真實的著陸 環(huán)境下，以及全飛行器重要的控制系統(tǒng)通電閉環(huán)工作狀態(tài)下，高效、經(jīng)濟和快捷地完成了全 飛行器系統(tǒng)和設(shè)備對著陸環(huán)境的考核，確保了飛行可靠性。
[0005] 本發(fā)明的上述目的主要是通過如下技術(shù)方案予以實現(xiàn)的：
[0006] 一種全飛行器落震仿真預(yù)示及試驗方法，包括如下步驟：
[0007] 步驟（一）、全飛行器落震試驗仿真預(yù)示分析，具體方法如下：
[0008] (1)、利用ADAMS/Aircraft軟件建立全飛行器的著陸架子系統(tǒng)模型、輪胎子系統(tǒng) 模型和機身子系統(tǒng)模型；
[0009] (2)、利用ADAMS/Aircraft軟件對所述著陸架子系統(tǒng)模型、輪胎子系統(tǒng)模型和機 身子系統(tǒng)模型進行裝配，得到全飛行器的虛擬裝配模型；
[0010] (3)、將設(shè)定的全飛行器的重心、轉(zhuǎn)動慣量、落震高度、俯仰角、初始速度輸入至 ADAMS/Aircraft軟件中的分析模塊Simulation進行仿真計算，得到全飛行器的動力學(xué)環(huán) 境仿真分析數(shù)據(jù)和著陸架緩沖行程仿真數(shù)據(jù)，所述動力學(xué)環(huán)境仿真分析數(shù)據(jù)包括前后著陸 架下沉速度和重心加速度；
[0011] (4)、將計算得到的全飛行器的前后著陸架下沉速度、重心加速度和著陸架緩沖行 程仿真數(shù)據(jù)與全飛行器的著陸指標，即全飛行器要求的前后著陸架下沉速度、重心加速度 和著陸架緩沖行程仿真數(shù)據(jù)，進行一一對比，若偏差在設(shè)定范圍內(nèi)，則將步驟（3)中設(shè)定的 全飛行器的落震高度和俯仰角作為全飛行器落震試驗的狀態(tài)參數(shù)，進入步驟（二）；否則重 新設(shè)定全飛行器的落震高度和俯仰角，返回步驟（3);
[0012] 步驟（二）、開展全飛行器落震試驗，具體方法如下：
[0013] (5)、將全飛行器懸掛在飛行器安裝架上，并將測量傳感器布置在全飛行器上，測 量傳感器與測量系統(tǒng)連接；
[0014] (6)、根據(jù)步驟（4)中確定的全飛行器的狀態(tài)參數(shù)調(diào)整全飛行器的落震高度和俯 仰角；
[0015] (7)、地面檢測設(shè)備為全飛行器供電，飛行器安裝架釋放全飛行器，進行落震試驗， 并通過測量系統(tǒng)測量全飛行器落震過程中的前后著陸架下沉速度、重心加速度和著陸架緩 沖行程，進行記錄，并與全飛行器的著陸指標，即全飛行器要求的前后著陸架下沉速度、重 心加速度和著陸架緩沖行程仿真數(shù)據(jù)，進行一一對比，若偏差在設(shè)定范圍內(nèi)，則判斷全飛行 器的落震試驗有效。
[0016] 在上述全飛行器落震仿真預(yù)示及試驗方法中，步驟（二）的（7)步驟中，在判斷全 飛行器的落震試驗是否有效的同時，全飛行器的GNC系統(tǒng)檢測落震過程中控制參數(shù)是否正 常，若正常則表明全飛行器的GNC系統(tǒng)滿足要求。
[0017] 在上述全飛行器落震仿真預(yù)示及試驗方法中，步驟（一）完成全飛行器落震試驗 仿真預(yù)示分析后，首先開展全飛行器預(yù)落震試驗，具體步驟如下：
[0018] (a)、設(shè)定全飛行器預(yù)落震試驗的落震高度Htl和俯仰角a ^，所述落震高度Htl和俯 仰角Qtl小于步驟（4)中確定的全飛行器的狀態(tài)參數(shù)中的落震高度和俯仰角；
[0019] (b)、根據(jù)所述落震高度Htl和俯仰角a J周整全飛行器的落震高度和俯仰角；
[0020] (c)、地面檢測設(shè)備為全飛行器供電，飛行器安裝架釋放全飛行器，進行預(yù)落震試 驗，并通過測量系統(tǒng)測量全飛行預(yù)落震過程中的重心加速度、前后著陸架下沉速度和著陸 架緩沖行程，判斷測量系統(tǒng)是否正確測量，并根據(jù)測量得到的重心加速度、前后著陸架下沉 速度和著陸架緩沖行程計算并判斷在全飛行器正式落震試驗中是否會超出全飛行器的著 陸指標，若滿足要求則進行正式的飛行器落震試驗。
[0021] 在上述全飛行器落震仿真預(yù)示及試驗方法中，步驟（一）的⑷步驟中的
【主權(quán)項】
1. 一種全飛行器落震仿真預(yù)示及試驗方法，其特征在于：包括如下步驟： 步驟（一）、全飛行器落震試驗仿真預(yù)示分析，具體方法如下： (1) 、利用ADAMS/Aircraft軟件建立全飛行器的著陸架子系統(tǒng)模型、輪胎子系統(tǒng)模型 和機身子系統(tǒng)模型； (2) 、利用ADAMS/Aircraft軟件對所述著陸架子系統(tǒng)模型、輪胎子系統(tǒng)模型和機身子 系統(tǒng)模型進行裝配，得到全飛行器的虛擬裝配模型； (3) 、將設(shè)定的全飛行器的重心、轉(zhuǎn)動慣量、落震高度、俯仰角、初始速度輸入至ADAMS/ Aircraft軟件中的分析模塊Simulation進行仿真計算，得到全飛行器的動力學(xué)環(huán)境仿真 分析數(shù)據(jù)和著陸架緩沖行程仿真數(shù)據(jù)，所述動力學(xué)環(huán)境仿真分析數(shù)據(jù)包括前后著陸架下沉 速度和重心加速度； (4) 、將計算得到的全飛行器的前后著陸架下沉速度、重心加速度和著陸架緩沖行程仿 真數(shù)據(jù)與全飛行器的著陸指標，即全飛行器要求的前后著陸架下沉速度、重心加速度和著 陸架緩沖行程仿真數(shù)據(jù)，進行一一對比，若偏差在設(shè)定范圍內(nèi)，則將步驟（3)中設(shè)定的全飛 行器的落震高度和俯仰角作為全飛行器落震試驗的狀態(tài)參數(shù)，進入步驟（二）；否則重新設(shè) 定全飛行器的落震高度和俯仰角，返回步驟（3); 步驟（二）、開展全飛行器落震試驗，具體方法如下： (5) 、將全飛行器懸掛在飛行器安裝架上，并將測量傳感器布置在全飛行器上，測量傳 感器與測量系統(tǒng)連接； (6) 、根據(jù)步驟（4)中確定的全飛行器的狀態(tài)參數(shù)調(diào)整全飛行器的落震高度和俯仰角； (7) 、地面檢測設(shè)備為全飛行器供電，飛行器安裝架釋放全飛行器，進行落震試驗，并通 過測量系統(tǒng)測量全飛行器落震過程中的前后著陸架下沉速度、重心加速度和著陸架緩沖 行程，進行記錄，并與全飛行器的著陸指標，即全飛行器要求的前后著陸架下沉速度、重心 加速度和著陸架緩沖行程仿真數(shù)據(jù)，進行一一對比，若偏差在設(shè)定范圍內(nèi)，則判斷全飛行器 的落震試驗有效。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種全飛行器落震仿真預(yù)示及試驗方法，其特征在于：所述 步驟（二）的（7)步驟中，在判斷全飛行器的落震試驗是否有效的同時，全飛行器的GNC系 統(tǒng)檢測落震過程中控制參數(shù)是否正常，若正常則表明全飛行器的GNC系統(tǒng)滿足要求。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種全飛行器落震仿真預(yù)示及試驗方法，其特征在于：所述 步驟（一）完成全飛行器落震試驗仿真預(yù)示分析后，首先開展全飛行器預(yù)落震試驗，具體步 驟如下： (a) 、設(shè)定全飛行器預(yù)落震試驗的落震高度Htl和俯仰角a ^，所述落震高度Htl和俯仰角 aQ小于步驟（4)中確定的全飛行器的狀態(tài)參數(shù)中的落震高度和俯仰角； (b) 、根據(jù)所述落震高度Htl和俯仰角a J周整全飛行器的落震高度和俯仰角； (c) 、地面檢測設(shè)備為全飛行器供電，飛行器安裝架釋放全飛行器，進行預(yù)落震試驗，并 通過測量系統(tǒng)測量全飛行預(yù)落震過程中的重心加速度、前后著陸架下沉速度和著陸架緩沖 行程，判斷測量系統(tǒng)是否正確測量，并根據(jù)測量得到的重心加速度、前后著陸架下沉速度和 著陸架緩沖行程計算并判斷在全飛行器正式落震試驗中是否會超出全飛行器的著陸指標， 若滿足要求則進行正式的飛行器落震試驗。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種全飛行器落震仿真預(yù)示及試驗方法，其特征在于：所述 步驟（一）的（4)步驟中的奮
SM扁差彡5%，則在設(shè)定的范 圍內(nèi)。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種全飛行器落震仿真預(yù)示及試驗方法，其特征在于：所述 步驟（二）的（7)步驟中的 ，若偏差< 5 %，則在設(shè)定的范 圍內(nèi)。
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種全飛行器落震仿真預(yù)示及試驗方法，該方法包括全飛行器落震試驗仿真預(yù)示分析和全飛行器落震試驗，通過理論仿真預(yù)示，獲得了全飛行器的落震高度和俯仰角作為全飛行器落震試驗的狀態(tài)參數(shù)，根據(jù)理論仿真預(yù)示開展全飛行器落震試驗，從而獲取了著陸沖擊時飛行器上設(shè)備所承受的加速度沖擊環(huán)境，為檢驗著陸沖擊力學(xué)環(huán)境試驗技術(shù)條件的正確性提供重要的試驗依據(jù)，同時達到了驗證起落架緩沖系統(tǒng)在著陸沖擊環(huán)境下設(shè)計行程等指標是否達到要求以及全飛行器在GNC系統(tǒng)通電閉環(huán)工作狀態(tài)下，GNC系統(tǒng)對著陸大沖擊過載環(huán)境的適應(yīng)性，為飛行器飛行驗證試驗的成功提供重要保障。
【IPC分類】B64F5-00
【公開號】CN104648690
【申請?zhí)枴緾N201410682605
【發(fā)明人】何詠梅, 海爾瀚, 陳洪波, 曹曉瑞, 張家雄, 張華山, 楊勇, 彭小波, 李志平, 黃育秋, 徐國麗, 張斯文, 陳和潮, 吳林
【申請人】中國運載火箭技術(shù)研究院
【公開日】2015年5月27日
【申請日】2014年11月24日