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探测器触地关机软着陆稳定性分析

丁宗茂 王春洁 吴宏宇 丁建中 郭璠

丁宗茂, 王春洁, 吴宏宇, 等 . 探测器触地关机软着陆稳定性分析[J]. 北京航空航天大学学报, 2018, 44(3): 614-620. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2017.0194
引用本文: 丁宗茂, 王春洁, 吴宏宇, 等 . 探测器触地关机软着陆稳定性分析[J]. 北京航空航天大学学报, 2018, 44(3): 614-620. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2017.0194
DING Zongmao, WANG Chunjie, WU Hongyu, et al. Stability analysis of explorer in soft landing mode of engine shutdown at touchdown[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2018, 44(3): 614-620. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2017.0194(in Chinese)
Citation: DING Zongmao, WANG Chunjie, WU Hongyu, et al. Stability analysis of explorer in soft landing mode of engine shutdown at touchdown[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2018, 44(3): 614-620. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2017.0194(in Chinese)

探测器触地关机软着陆稳定性分析

doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2017.0194
基金项目: 

国家自然科学基金 51635002

详细信息
    作者简介:

    丁宗茂 男, 硕士研究生。主要研究方向:机械设计及理论

    王春洁 女, 博士, 教授, 博士生导师。主要研究方向:机械设计及理论

    通讯作者:

    王春洁, E-mail: wangcj@buaa.edu.cn

  • 中图分类号: V476.4

Stability analysis of explorer in soft landing mode of engine shutdown at touchdown

Funds: 

National Natural Science Foundation of China 51635002

More Information
  • 摘要:

    深空探测器软着陆过程中发动机未能正常关闭将极大降低其软着陆稳定性,因此引入了触地关机着陆方案。针对触地关机方案,建立了腿式探测器动力学分析模型及发动机推力控制模型。考虑着陆环境与探测器着陆状态的不确定性,采用蒙特卡罗模拟分别对探测器在主发动机关闭失败时、触地关机着陆方案下、带有姿态控制的触地关机着陆模式下的软着陆稳定性进行了分析。采用描述性采样方法抽取样本点,基于均值估计相对误差建立模拟终止准则,在保证模拟精度的前提下提高蒙特卡罗模拟效率。计算并对比了3种着陆方式下探测器软着陆可靠度,触地关机方案可在主发动机关闭失败后将探测器稳定着陆可靠度提升11.6%,姿态控制的引入可进一步将安全着陆的可靠度提升9.7%。

     

  • 图 1  探测器构型

    Figure 1.  Structures of explorer

    图 2  坐标系定义

    Figure 2.  Definition of coordinate system

    图 3  辅助支柱缓冲特性曲线

    Figure 3.  Load-stroke characteristic curve of secondary strut

    图 4  缓冲杆示意图[11]及其特性曲线

    Figure 4.  Schematic diagram of load limiter[11] and its characteristic curves

    图 5  软着陆阶段主发动机推力控制过程

    Figure 5.  Main engine thrust control process during soft landing

    表  1  着陆初始条件参数分布[7]

    Table  1.   Parameter distribution of initial landing conditions[7]

    参数 分布
    vx/(m·s-1) N(μ=1.5, σ=0.15)
    vy/(m·s-1) N(μ=0, σ=0.33)
    ψ/(°) N(μ=0, σ=1.0)
    φ/(°) U(min=0, max=45)
    μf U(min=0.3, max=0.8)
    αe/(°) W(α=5.608, β=1.717)
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    表  2  仿真算例配置

    Table  2.   Configuration of simulation examples

    算例 发动机控制模型 模拟的着陆方式
    1 主发动机不关闭 主发动机关闭失败
    不添加姿控推力
    2 首个触地足垫触发关机 触地关机着陆方案
    不添加姿控推力
    3 首个触地足垫触发关机 带姿控触地关机着陆方案
    添加姿控推力
    4 第2个触地足垫触发关机 带姿控触地关机着陆方案
    添加姿控推力 下首个触地足垫触发失败
    下载: 导出CSV

    表  3  仿真结果对比

    Table  3.   Comparison of simulation results

    仿真结果 算例1 算例2 算例3 算例4
    触发足垫 1 1 2
    姿控 × ×
    模拟次数 600 900 2 600 1 500
    翻倒数 84 86 19 8
    倾转角超标数 34 8 25 11
    P的均值 12.23 3.39 2.26 2.28
    P的精度 0.041 0.023 0.020 0.027
    可靠度估计值 0.803 0.896 0.983 0.987
    99%置信区间 [0.758, 0.844] [0.867, 0.920] [0.975, 0.989] [0.978, 0.994]
      注:×表示未进行姿控;√表示进行姿控。
    下载: 导出CSV
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出版历程
  • 收稿日期:  2017-04-05
  • 录用日期:  2017-05-12
  • 刊出日期:  2018-03-20

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