一種起飛穩(wěn)定性建模方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種起飛穩(wěn)定性建模方法，本發(fā)明首先建立上升器和起飛平臺(tái)模型以及二者的鎖定約束，并建立地外天體表面土壤與起飛平臺(tái)的接觸關(guān)系；然后采用準(zhǔn)靜態(tài)著陸過(guò)程模擬方法計(jì)算得到起飛平臺(tái)和上升器組合體的地外天體表面起飛初始姿態(tài)和起飛平臺(tái)的支撐載荷，并利用物理參數(shù)敏感度分析得到對(duì)起飛穩(wěn)定性敏感度較高的參數(shù)，然后取參數(shù)初始范圍的最惡劣數(shù)值計(jì)算得到起飛穩(wěn)定性邊界，然后將邊界數(shù)值與姿態(tài)控制系統(tǒng)能力比較，再進(jìn)行迭代計(jì)算，最終得到滿足姿控系統(tǒng)能力范圍的上升器起飛穩(wěn)定性邊界；本發(fā)明首次提出了一套完整、可行性高的上升器起飛姿態(tài)穩(wěn)定性邊界建模方法，能夠用于航天器參數(shù)設(shè)計(jì)與優(yōu)化。
【專利說(shuō)明】
一種起飛穩(wěn)定性建模方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于航天器的多體動(dòng)力學(xué)分析的技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種地外天體表面起 飛穩(wěn)定性建模方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 地外天體表面起飛上升是指上升器與起飛平臺(tái)解鎖，然后在自身發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用 下，在起飛（即發(fā)射)平臺(tái)上，從地外天體表面起飛準(zhǔn)備開始直至上升器進(jìn)入目標(biāo)軌道的一 系列飛行過(guò)程，地外天體表面起飛過(guò)程是指上升器在地外天體表面環(huán)境下，在起飛（即發(fā) 射)平臺(tái)（后文簡(jiǎn)稱起飛平臺(tái)）上，依靠自身攜帶的上升發(fā)動(dòng)機(jī)，自主、安全、可靠地實(shí)現(xiàn)與起 飛平臺(tái)的分離，建立穩(wěn)定的動(dòng)力上升初始姿態(tài)，為進(jìn)入預(yù)定軌道建立初始條件的過(guò)程。地外 天體表面起飛是航天器從地外天體表面起飛返回地球的宇航飛行過(guò)程的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。
[0003] 在上升器自身的姿態(tài)系統(tǒng)開始控制之前，上升器的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度不能過(guò) 大，否則姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制能力無(wú)法將上升器的姿態(tài)角和角速度糾偏到入軌要求數(shù)值。 上升器在地外天體表面起飛后，自身姿態(tài)控制系統(tǒng)開始控制前的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度的最 大值稱為上升器姿態(tài)穩(wěn)定性邊界值。因?yàn)閷?duì)任何一類上升器、起飛平臺(tái)，這類航天器的質(zhì)心 位置、慣量特性，以及航天器上推力發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝位置等物理參數(shù)在航天器研制完成后都 會(huì)和初始設(shè)計(jì)有一定偏差，這種制造過(guò)程中產(chǎn)生的偏差數(shù)值一般是以初始設(shè)計(jì)值為中心的 一個(gè)數(shù)值范圍。因此在上升器等航天器設(shè)計(jì)中，有必要根據(jù)這類航天器的自身的參數(shù)偏差 范圍，建立上升器地外天體表面起飛模型，計(jì)算得到上升器姿態(tài)穩(wěn)定性邊界值。再將上升器 姿態(tài)穩(wěn)定性邊界值與上升器姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制能力進(jìn)行比較，看控制系統(tǒng)的控制能力是 否能夠滿足。如果通過(guò)比較發(fā)現(xiàn)控制系統(tǒng)的能力小于上升器姿態(tài)穩(wěn)定性邊界值，下一步就 是提升姿態(tài)控制系統(tǒng)的姿態(tài)控制能力以及優(yōu)化上升器上的參數(shù)的偏差范圍。由于上升器等 的物理參數(shù)很多，因此要計(jì)算得到姿態(tài)穩(wěn)定性邊界，計(jì)算工況數(shù)量非常大、計(jì)算時(shí)間非常 長(zhǎng)。
[0004] 在地面實(shí)施地外天體表面起飛試驗(yàn)的難度很大。原因有以下幾點(diǎn)：（1)地外天體大 氣環(huán)境和地球有很大不同，因此上升器的發(fā)動(dòng)機(jī)在地球大氣環(huán)境下的推力特性和羽流特性 和在地外天體環(huán)境下完全不同，必須在真空環(huán)境下進(jìn)行試驗(yàn)才能模擬真實(shí)的地外天體表面 起飛環(huán)境。而由于上升器在發(fā)動(dòng)機(jī)推力下的起飛過(guò)程的上升高度一般在lm以上，再加上起 飛平臺(tái)和上升器自身高度，進(jìn)行真空環(huán)境下的起飛試驗(yàn)需要的真空試驗(yàn)場(chǎng)地的高度在15m 以上，體積龐大，現(xiàn)有的技術(shù)難以滿足該要求；（2)地外天地表面的重力環(huán)境與地球表面有 很大不同，例如，月球表面的重力環(huán)境為地球表面的1/6,地面試驗(yàn)中無(wú)法很好模擬地外天 體表面的重力環(huán)境。因此，有必要采用建模計(jì)算方法得到地外天體表面起飛后的姿態(tài)穩(wěn)定 性邊界。
[0005] 迄今為止，只有前蘇聯(lián)和美國(guó)成功實(shí)施了地外天體表面的采樣返回任務(wù)。前蘇聯(lián) 于上個(gè)世紀(jì)70年代初通過(guò)Lunal6、20和24號(hào)實(shí)現(xiàn)了三次無(wú)人采樣返回；美國(guó)自Apol Ιο 11 (1969年）開始，通過(guò)Apollo 12、14、15、16和17號(hào)實(shí)現(xiàn)了6次有人采樣返回。例如美國(guó)的 Apollo探測(cè)器就是采用著陸艙作為起飛平臺(tái)。美國(guó)NASA于21世紀(jì)初也提出采用著陸/起飛 平臺(tái)實(shí)現(xiàn)地外天體表面著陸和起飛返回地球(Apollo Lunar Module landing dynamics， AIAA 2000-1678、Lunar Lander Concept Design for the 2019NASA Outpost Mission， AIAA 2007-6175)。經(jīng)過(guò)文獻(xiàn)調(diào)研，國(guó)內(nèi)外針對(duì)地外天體表面的起飛(發(fā)射)動(dòng)力學(xué)建模方法 未見(jiàn)公開發(fā)表文獻(xiàn)。國(guó)內(nèi)在基于起飛平臺(tái)的發(fā)射動(dòng)力學(xué)分析技術(shù)研究目前僅限于在導(dǎo)彈領(lǐng) 域，包括車載、艦載、機(jī)載、潛載等，與基于起飛平臺(tái)的地外天體表面起飛動(dòng)力學(xué)分析需求和 內(nèi)容差別很大，不屬于同一領(lǐng)域，所以目前上升器在地外天體表面起飛的姿態(tài)穩(wěn)定性邊界 計(jì)算方法仍然是空白。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 有鑒于此，本發(fā)明提供了一種起飛穩(wěn)定性建模方法，能夠得到包含對(duì)起飛穩(wěn)定性 參數(shù)高敏感度的物理參數(shù)的起飛模型，并且計(jì)算效率高。
[0007] 實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的技術(shù)方案如下：
[0008] 一種起飛穩(wěn)定性建模方法，包括以下步驟：
[0009] 步驟一、建立上升器動(dòng)力學(xué)模型和起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型，建立上升器動(dòng)力學(xué)模型 和起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間的鎖定約束，并建立地外天體表面土壤與起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型 之間的接觸關(guān)系；
[0010] 步驟二、設(shè)定起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型與地外天體表面土壤接觸部分的緩沖材料的塑 性變形，基于所述接觸關(guān)系計(jì)算起飛平臺(tái)與地外天體表面土壤接觸部分的緩沖材料的彈性 變形、起飛平臺(tái)的支撐載荷以及起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型的姿態(tài)角；
[0011] 步驟三、基于步驟二的計(jì)算結(jié)果，釋放所述鎖定約束，建立上升器動(dòng)力學(xué)模型和起 飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間的接觸模型，計(jì)算出上升器動(dòng)力學(xué)模型與起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間 接觸力，得到上升器起飛前狀態(tài)的動(dòng)力學(xué)模型；
[0012] 步驟四、基于上升器起飛前狀態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，設(shè)定上升器的發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量和發(fā) 動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的羽流力矢量，計(jì)算從上升器發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火到上升器姿態(tài)控制系統(tǒng)開始工作前時(shí)刻 的起飛過(guò)程，得到控制系統(tǒng)開始工作前上升器相對(duì)于起飛平臺(tái)的姿態(tài)角和角速度，即起飛 穩(wěn)定性參數(shù)；
[0013] 步驟五、在設(shè)計(jì)偏差范圍內(nèi)分別修改上升器動(dòng)力學(xué)模型或起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型的 設(shè)計(jì)參數(shù)，并執(zhí)行步驟二一步驟四的操作得到相應(yīng)的起飛穩(wěn)定性參數(shù)，并進(jìn)行所修改設(shè)計(jì) 參數(shù)相對(duì)于起飛穩(wěn)定性參數(shù)的敏感度分析，得到對(duì)起飛穩(wěn)定性敏感度高的參數(shù)；
[0014] 步驟六、對(duì)于敏感度高的參數(shù)，取設(shè)計(jì)偏差范圍內(nèi)的最惡劣數(shù)值，按照步驟二一步 驟四的操作，計(jì)算得到對(duì)應(yīng)的起飛穩(wěn)定性參數(shù)邊界數(shù)值；
[0015] 步驟七、判斷起飛穩(wěn)定性參數(shù)邊界數(shù)值是否處于上升器姿態(tài)控制系統(tǒng)控制范圍之 內(nèi)，若是，則完成建模，若否，則進(jìn)行優(yōu)化直至滿足設(shè)計(jì)要求。
[0016]進(jìn)一步地，所述步驟一具體為：
[0017] 步驟1.1、利用多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方法建立上升器動(dòng)力學(xué)模型和起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模 型；
[0018] 步驟1.2、利用多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方法建立上升器動(dòng)力學(xué)模型和起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模 型之間的鎖定約束；
[0019] 步驟1.3、利用多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方法和Drucker-Prager模型建立地外天體表面土 壤與起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間的接觸關(guān)系。
[0020] 進(jìn)一步地，步驟五中所述設(shè)計(jì)參數(shù)包括:上升器質(zhì)量特性、起飛平臺(tái)質(zhì)量特性和緩 沖特性、上升器發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)、羽流力矢量以及地外天體表面坡度。
[0021] 進(jìn)一步地，所述敏感度高指歸一化后的敏感度系數(shù)大于0.2。
[0022] 進(jìn)一步地，步驟七中所述優(yōu)化為:提高姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制能力，或者對(duì)設(shè)計(jì)偏差 范圍進(jìn)行修改。
[0023] 有益效果：
[0024] 1、本發(fā)明密切結(jié)合航天工程實(shí)際，首次提出了一套完整、可行性高的上升器起飛 姿態(tài)穩(wěn)定性邊界建模方法，能夠用于航天器參數(shù)設(shè)計(jì)與優(yōu)化。
[0025] 2、本發(fā)明采用準(zhǔn)靜態(tài)著陸過(guò)程模擬方法計(jì)算得到起飛平臺(tái)和上升器組合體的地 外天體表面起飛初始姿態(tài)和起飛平臺(tái)的支撐載荷，計(jì)算效率高，耗時(shí)少。
[0026] 3、本發(fā)明首次提出一種地外天體表面起飛穩(wěn)定性邊界的確定方法，該方法具體為 首先利用物理參數(shù)敏感度分析得到對(duì)起飛穩(wěn)定性敏感度較高的參數(shù)，然后取參數(shù)初始范圍 的最惡劣數(shù)值計(jì)算得到起飛穩(wěn)定性邊界，然后將邊界數(shù)值與姿態(tài)控制系統(tǒng)能力比較，再進(jìn) 行迭代計(jì)算，最終得到滿足姿控系統(tǒng)能力范圍的上升器起飛穩(wěn)定性邊界。該確定方法便于 流程化，不會(huì)漏掉重要參數(shù)并且減少了計(jì)算工況數(shù)量，工程實(shí)用性強(qiáng)。
【附圖說(shuō)明】
[0027] 圖1為姿態(tài)穩(wěn)定性邊界計(jì)算流程示意圖。
[0028]圖2為月壤承載強(qiáng)度曲線。
[0029] 圖3為上升器姿態(tài)角和角速度對(duì)各參數(shù)敏感度示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0030] 下面結(jié)合附圖并舉實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)描述。
[0031 ]如圖1所示，一種地外天體表面起飛穩(wěn)定性建模方法，包括以下步驟：
[0032]步驟一、建立上升器動(dòng)力學(xué)模型和起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型，建立上升器動(dòng)力學(xué)模型 和起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間的鎖定約束，并建立地外天體表面土壤與起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型 之間的接觸關(guān)系；
[0033]步驟一的具體過(guò)程為：
[0034]步驟1.1、利用多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方法建立上升器動(dòng)力學(xué)模型和起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模 型;所述上升器動(dòng)力學(xué)模型包含質(zhì)量、質(zhì)心位置、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量等質(zhì)量特性，所述起飛平臺(tái)動(dòng)力 學(xué)模型包含質(zhì)量特性和著陸緩沖特性。
[0035]步驟1.2、在步驟一建立的模型基礎(chǔ)上，利用接觸力學(xué)方法建立上升器動(dòng)力學(xué)模型 和起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間的接觸模型，同時(shí)利用多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方法建立上升器動(dòng)力學(xué) 模型和起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間的鎖定約束；
[0036]接觸模型為：
[0037]
[0038] 其中x為上升器與起飛平臺(tái)接觸部分之間距離，無(wú)上升器與起飛平臺(tái)接觸部分之間 的相對(duì)速度，X1為位移判斷量，用于判斷上升器與起飛平臺(tái)是否接觸，k為上升器與起飛平 臺(tái)接觸部分材料的接觸剛度系數(shù)，η為上升器與起飛平臺(tái)接觸部分材料的指數(shù)，c為上升器 與起飛平臺(tái)接觸部分材料的阻尼系數(shù)，其中， X1，k，n和c均為常數(shù)。
[0039] 上升器和起飛平臺(tái)接觸部分的材料特性如表1所示：
[0040] 表1材料特性
[0041]
[0042] 根據(jù)材料特性確定接觸力參數(shù)如表2所示。
[0043]表2接觸力參數(shù)
[0044]
[0045]"""步驟1.3、在步驟二建立的模型基礎(chǔ)上，利用多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方法和Drucker-_ Prager模型建立地外天體表面土壤與起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間的接觸關(guān)系;這樣就建立了 包含上升器、起飛平臺(tái)、地外天體表面、上升器與起飛平臺(tái)之間約束、起飛平臺(tái)與地外天體 表面之間約束的動(dòng)力學(xué)模型。
[0046] 本發(fā)明的地外天體以月球?yàn)槔?br>[0047] 月壤對(duì)起飛平臺(tái)支撐力學(xué)特性主要體現(xiàn)在月壤的承載強(qiáng)度和摩擦性能。NASA的 APOLLO和前蘇聯(lián)的LUNAR探月任務(wù)對(duì)月球不同區(qū)域和月表不同深度的月壤力學(xué)特性進(jìn)行了 研究，包括靜載試驗(yàn)、通過(guò)月球車在地外天體行走測(cè)量月球表面土壤性能等。圖2為靜載試 驗(yàn)獲得的月壤承載強(qiáng)度曲線。
[0048] NASA在月壤的物理特性研究報(bào)告中，參數(shù)值如表3所示。
[0049] 表3月壤部分主要參數(shù)值
[0050]
[0051]基于月壤實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，采用Drucker-Prager模型建立的月壤豎直方向上承載強(qiáng)度公 式為：
[0052] (2)
[0053] 其中，δν為足墊在豎直方向刺穿深度，ka為豎直方向準(zhǔn)靜態(tài)加載過(guò)程中等效剛度， kb為豎直方向動(dòng)態(tài)加載過(guò)程中土壤質(zhì)量相關(guān)阻尼，eb為指數(shù)，PvQ為常數(shù)。
[0054]步驟二、設(shè)定上升器動(dòng)力學(xué)模型與地外天體表面土壤接觸部分的緩沖材料的塑性 變形，利用線彈性模型計(jì)算起飛平臺(tái)與地外天體表面接觸部分的緩沖材料的彈性變形、起 飛平臺(tái)的支撐載荷以及起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型的姿態(tài)角；
[0055] 該步驟計(jì)算時(shí)，上升器和起飛平臺(tái)之間應(yīng)用步驟1.2中建立的鎖定約束。該步驟計(jì) 算與起飛平臺(tái)單獨(dú)在地外天體表面著陸過(guò)程原理相同，屬本領(lǐng)域技術(shù)人員的公知技術(shù)。但 在公開文獻(xiàn)中（月球著陸器軟著陸機(jī)構(gòu)著陸穩(wěn)定性仿真分析，宇航學(xué)報(bào)，2 0 0 9.9， V〇1.30N〇.5)，起飛平臺(tái)在月面著陸計(jì)算的初始狀態(tài)為著陸緩沖行程從0開始，通過(guò)著陸過(guò) 程計(jì)算得到緩沖行程和姿態(tài)，該過(guò)程由于包括多個(gè)包含彈性段和塑性段的緩沖行程計(jì)算 (例如嫦娥三號(hào)著陸器包含4個(gè)著陸緩沖機(jī)構(gòu)共包含20個(gè)緩沖過(guò)程計(jì)算），計(jì)算到穩(wěn)態(tài)耗時(shí) 間非常長(zhǎng)，一般用時(shí)在30分鐘以上。
[0056] 本發(fā)明提出了一種準(zhǔn)靜態(tài)著陸過(guò)程模擬方法，將地外天體表面坡度和起飛平臺(tái)姿 態(tài)角度統(tǒng)一計(jì)算，預(yù)先設(shè)定起飛平臺(tái)的緩沖行程數(shù)值（即起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型與地外天體 表面土壤接觸部分的緩沖材料的塑性變形），然后令起飛平臺(tái)上升器系統(tǒng)以較低的速度與 地外天體表面發(fā)生接觸，計(jì)算中只涉及到緩沖材料的彈性段部分，計(jì)算到穩(wěn)態(tài)耗時(shí)1-2分 鐘，且能獲得起飛穩(wěn)定性分析需要的起飛平臺(tái)姿態(tài)、起飛平臺(tái)支撐特性(載荷）、地外天體表 面土壤壓縮狀態(tài)和地外天體表面土壤支撐特性等數(shù)據(jù)。
[0057]步驟三、基于步驟二的計(jì)算結(jié)果，釋放上升器動(dòng)力學(xué)模型與起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型 之間的鎖定約束，利用步驟1.2所述接觸模型，計(jì)算出上升器動(dòng)力學(xué)模型與起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué) 模型之間接觸力，得到上升器起飛前狀態(tài)的動(dòng)力學(xué)模型；即上升器起飛前相對(duì)于起飛平臺(tái) 的姿態(tài)角。
[0058]步驟四、基于上升器起飛前狀態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，設(shè)定上升器的發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量和發(fā) 動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的羽流力矢量，包括矢量位置、角度、數(shù)值等。計(jì)算從上升器發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火到上升器 姿態(tài)控制系統(tǒng)開始工作前時(shí)刻的起飛過(guò)程，計(jì)算得到控制系統(tǒng)開始工作前上升器相對(duì)于起 飛平臺(tái)的姿態(tài)角和角速度，即起飛穩(wěn)定性參數(shù)；
[0059] 步驟五、在航天器設(shè)計(jì)偏差范圍內(nèi)分別修改上升器質(zhì)量特性、起飛平臺(tái)質(zhì)量特性 和緩沖特性、上升器發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)、羽流力矢量以及地外天體表面坡度，并執(zhí)行步驟二一步驟 四的操作得到相應(yīng)的起飛穩(wěn)定性參數(shù)，并進(jìn)行所修改參數(shù)相對(duì)于起飛穩(wěn)定性參數(shù)的參數(shù)敏 感度分析，得到對(duì)起飛穩(wěn)定性敏感度高的參數(shù)；
[0060] 把每個(gè)參數(shù)作為一項(xiàng)因素采用一次變化法進(jìn)行敏感度分析。敏感度系數(shù)定義為：
[0061] Sij= Δ yj/ Δ χι (3)
[0062] 式中，sij:第i個(gè)參數(shù)對(duì)第j個(gè)目標(biāo)參數(shù)的敏感度；Ayj:第j個(gè)目標(biāo)參數(shù)的變化量； Δ Xl:第i個(gè)參數(shù)的變化量。按照歸一化原則，對(duì)進(jìn)行歸一化，得到歸一化參數(shù)％。歸一化 后的相關(guān)系數(shù)大于0.2認(rèn)為是強(qiáng)相關(guān)，在0.05-0.2之間為中等相關(guān)，小于0.05為弱相關(guān)。得 到的結(jié)果示意圖如圖3所示。
[0063] 步驟六、對(duì)于敏感度高的參數(shù)，取設(shè)計(jì)偏差范圍內(nèi)的最惡劣數(shù)值，按照步驟二一步 驟四的操作，計(jì)算得到對(duì)應(yīng)的起飛穩(wěn)定性參數(shù)邊界數(shù)值；
[0064] 步驟七、將起飛穩(wěn)定性參數(shù)邊界數(shù)值與上升器姿態(tài)控制系統(tǒng)控制能力進(jìn)行對(duì)比， 若起飛穩(wěn)定性參數(shù)邊界數(shù)值在上升器姿態(tài)控制系統(tǒng)控制范圍內(nèi)，則說(shuō)明設(shè)計(jì)滿足要求；
[0065] 若起飛穩(wěn)定性參數(shù)邊界數(shù)值超出了上升器姿態(tài)控制系統(tǒng)控制范圍，則提高姿態(tài)控 制系統(tǒng)的控制能力，或者對(duì)設(shè)計(jì)偏差范圍進(jìn)行優(yōu)化，再重復(fù)步驟五和六進(jìn)行迭代計(jì)算，最終 得到優(yōu)化后的參數(shù)范圍和起飛穩(wěn)定性參數(shù)邊界數(shù)值。
[0066] 經(jīng)過(guò)迭代計(jì)算得到的滿足姿控系統(tǒng)控制能力的結(jié)果如表4和表5所示。
[0067] 表4上升器起飛姿態(tài)穩(wěn)定性邊界對(duì)應(yīng)的參數(shù)值
[0068]
[0069] 表5上升器起飛姿態(tài)穩(wěn)定性邊界數(shù)值
[0070]
[0071] 注:Ax-Az為上升器相對(duì)于起飛平臺(tái)的姿態(tài)角，Wx-Wz為上升器相對(duì)于起飛平臺(tái)的 姿態(tài)角速度。
[0072] 綜上所述，以上僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例而已，并非用于限定本發(fā)明的保護(hù)范圍。 凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的 保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種起飛穩(wěn)定性建模方法，其特征在于，包括以下步驟： 步驟一、建立上升器動(dòng)力學(xué)模型和起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型，建立上升器動(dòng)力學(xué)模型和起 飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間的鎖定約束，并建立地外天體表面土壤與起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間 的接觸關(guān)系； 步驟二、設(shè)定起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型與地外天體表面土壤接觸部分的緩沖材料的塑性變 形，基于所述接觸關(guān)系計(jì)算起飛平臺(tái)與地外天體表面土壤接觸部分的緩沖材料的彈性變 形、起飛平臺(tái)的支撐載荷以及起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型的姿態(tài)角； 步驟三、基于步驟二的計(jì)算結(jié)果，釋放所述鎖定約束，建立上升器動(dòng)力學(xué)模型和起飛平 臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間的接觸模型，計(jì)算出上升器動(dòng)力學(xué)模型與起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間接觸 力，得到上升器起飛前狀態(tài)的動(dòng)力學(xué)模型； 步驟四、基于上升器起飛前狀態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，設(shè)定上升器的發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量和發(fā)動(dòng)機(jī) 產(chǎn)生的羽流力矢量，計(jì)算從上升器發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火到上升器姿態(tài)控制系統(tǒng)開始工作前時(shí)刻的起 飛過(guò)程，得到控制系統(tǒng)開始工作前上升器相對(duì)于起飛平臺(tái)的姿態(tài)角和角速度，即起飛穩(wěn)定 性參數(shù)； 步驟五、在設(shè)計(jì)偏差范圍內(nèi)分別修改上升器動(dòng)力學(xué)模型或起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型的設(shè)計(jì) 參數(shù)，并執(zhí)行步驟二一步驟四的操作得到相應(yīng)的起飛穩(wěn)定性參數(shù)，并進(jìn)行所修改設(shè)計(jì)參數(shù) 相對(duì)于起飛穩(wěn)定性參數(shù)的敏感度分析，得到對(duì)起飛穩(wěn)定性敏感度高的參數(shù)； 步驟六、對(duì)于敏感度高的參數(shù)，取設(shè)計(jì)偏差范圍內(nèi)的最惡劣數(shù)值，按照步驟二一步驟四 的操作，計(jì)算得到對(duì)應(yīng)的起飛穩(wěn)定性參數(shù)邊界數(shù)值； 步驟七、判斷起飛穩(wěn)定性參數(shù)邊界數(shù)值是否處于上升器姿態(tài)控制系統(tǒng)控制范圍之內(nèi)， 若是，則完成建模，若否，則進(jìn)行優(yōu)化直至滿足設(shè)計(jì)要求。2. 如權(quán)利要求1所述一種起飛穩(wěn)定性建模方法，其特征在于，所述步驟一具體為： 步驟1 · 1、利用多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方法建立上升器動(dòng)力學(xué)模型和起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型； 步驟1.2、利用多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方法建立上升器動(dòng)力學(xué)模型和起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之 間的鎖定約束； 步驟1.3、利用多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方法和Drucker-Prager模型建立地外天體表面土壤與 起飛平臺(tái)動(dòng)力學(xué)模型之間的接觸關(guān)系。3. 如權(quán)利要求1所述一種起飛穩(wěn)定性建模方法，其特征在于，步驟五中所述設(shè)計(jì)參數(shù)包 括:上升器質(zhì)量特性、起飛平臺(tái)質(zhì)量特性和緩沖特性、上升器發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)、羽流力矢量以及 地外天體表面坡度。4. 如權(quán)利要求1所述一種起飛穩(wěn)定性建模方法，其特征在于，所述敏感度高指歸一化后 的敏感度系數(shù)大于0.2。5. 如權(quán)利要求1所述一種起飛穩(wěn)定性建模方法，其特征在于，步驟七中所述優(yōu)化為：提 高姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制能力，或者對(duì)設(shè)計(jì)偏差范圍進(jìn)行修改。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK105975658SQ201610268987
【公開日】2016年9月28日
【申請(qǐng)日】2016年4月27日
【發(fā)明人】張志娟, 葛東明, 柳翠翠
【申請(qǐng)人】北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部