一种全飞行器落震仿真预示及试验方法

摘要

本发明涉及一种全飞行器落震仿真预示及试验方法，该方法包括全飞行器落震试验仿真预示分析和全飞行器落震试验，通过理论仿真预示，获得了全飞行器的落震高度和俯仰角作为全飞行器落震试验的状态参数，根据理论仿真预示开展全飞行器落震试验，从而获取了着陆冲击时飞行器上设备所承受的加速度冲击环境，为检验着陆冲击力学环境试验技术条件的正确性提供重要的试验依据，同时达到了验证起落架缓冲系统在着陆冲击环境下设计行程等指标是否达到要求以及全飞行器在GNC系统通电闭环工作状态下，GNC系统对着陆大冲击过载环境的适应性，为飞行器飞行验证试验的成功提供重要保障。

说明书

技术领域

本发明涉及一种全飞行器落震仿真预示及试验方法，属于飞行器力学 环境设计及大型地面试验领域。

背景技术

着陆冲击环境作为航天器的一项新型力学环境，是力学环境设计的 重要内容，也是单机产品可靠性设计的主要内容之一，因此力学环境地 面考核性试验是必不可少的。飞行器的研制从头到尾都面临着时间与任 务进度的矛盾，如果按照正常的流程，所有单机都依次完成单机试验， 那将耗时耗力，严重影响进度。而本项目突破了航天领域的传统试验项 目，首次提出的全飞行器落震试验正是适应了这种形式的需求，它提供 了一种较为真实的着陆环境，并且在全飞行器重要的控制系统通电闭环 工作状态下，高效、经济和快捷地实现了全飞行器系统和设备对着陆环 境的考核，为飞行器研制和飞行演示验证试验争取了最宝贵的时间。

同时为指导试验，通常需要在试验前完成相应的理论预示分析，一 般采取的是基于能量平衡的工程算法，不能真实的反映着陆环境变化全 过程。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术的上述不足，提供一种全飞行器落 震仿真预示及试验方法，该方法实现了全飞行器落震的理论仿真预示和 正式试验，并在较为真实的着陆环境下，以及全飞行器重要的控制系统 通电闭环工作状态下，高效、经济和快捷地完成了全飞行器系统和设备 对着陆环境的考核，确保了飞行可靠性。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种全飞行器落震仿真预示及试验方法，包括如下步骤：

步骤(一)、全飞行器落震试验仿真预示分析，具体方法如下：

(1)、利用ADAMS/Aircraft软件建立全飞行器的着陆架子系统模型、 轮胎子系统模型和机身子系统模型；

(2)、利用ADAMS/Aircraft软件对所述着陆架子系统模型、轮胎子系 统模型和机身子系统模型进行装配，得到全飞行器的虚拟装配模型；

(3)、将设定的全飞行器的重心、转动惯量、落震高度、俯仰角、初 始速度输入至ADAMS/Aircraft软件中的分析模块Simulation进行仿真计 算，得到全飞行器的动力学环境仿真分析数据和着陆架缓冲行程仿真数据， 所述动力学环境仿真分析数据包括前后着陆架下沉速度和重心加速度；

(4)、将计算得到的全飞行器的前后着陆架下沉速度、重心加速度和 着陆架缓冲行程仿真数据与全飞行器的着陆指标，即全飞行器要求的前后 着陆架下沉速度、重心加速度和着陆架缓冲行程仿真数据，进行一一对比， 若偏差在设定范围内，则将步骤(3)中设定的全飞行器的落震高度和俯仰 角作为全飞行器落震试验的状态参数，进入步骤(二)；否则重新设定全飞 行器的落震高度和俯仰角，返回步骤(3)；

步骤(二)、开展全飞行器落震试验，具体方法如下：

(5)、将全飞行器悬挂在飞行器安装架上，并将测量传感器布置在全 飞行器上，测量传感器与测量系统连接；

(6)、根据步骤(4)中确定的全飞行器的状态参数调整全飞行器的落 震高度和俯仰角；

(7)、地面检测设备为全飞行器供电，飞行器安装架释放全飞行器， 进行落震试验，并通过测量系统测量全飞行器落震过程中的前后着陆架下 沉速度、重心加速度和着陆架缓冲行程，进行记录，并与全飞行器的着陆 指标，即全飞行器要求的前后着陆架下沉速度、重心加速度和着陆架缓冲 行程仿真数据，进行一一对比，若偏差在设定范围内，则判断全飞行器的 落震试验有效。

在上述全飞行器落震仿真预示及试验方法中，步骤(二)的(7)步骤 中，在判断全飞行器的落震试验是否有效的同时，全飞行器的GNC系统检 测落震过程中控制参数是否正常，若正常则表明全飞行器的GNC系统满足 要求。

在上述全飞行器落震仿真预示及试验方法中，步骤(一)完成全飞行 器落震试验仿真预示分析后，首先开展全飞行器预落震试验，具体步骤如 下：

(a)、设定全飞行器预落震试验的落震高度H₀和俯仰角α₀，所述落震 高度H₀和俯仰角α₀小于步骤(4)中确定的全飞行器的状态参数中的落震 高度和俯仰角；

(b)、根据所述落震高度H₀和俯仰角α₀调整全飞行器的落震高度和俯 仰角；

(c)、地面检测设备为全飞行器供电，飞行器安装架释放全飞行器，进 行预落震试验，并通过测量系统测量全飞行预落震过程中的重心加速度、 前后着陆架下沉速度和着陆架缓冲行程，判断测量系统是否正确测量，并 根据测量得到的重心加速度、前后着陆架下沉速度和着陆架缓冲行程计算 并判断在全飞行器正式落震试验中是否会超出全飞行器的着陆指标，若满 足要求则进行正式的飞行器落震试验。

在上述全飞行器落震仿真预示及试验方法中，步骤(一)的(4)步骤 中的若偏差≤5％，则在设定的范围内。

在上述全飞行器落震仿真预示及试验方法中，步骤(二)的(7)步骤 中的若偏差≤5％，则在设定的范围内。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)、本发明提出的基于刚柔耦合模型全飞行器落震动力学仿真分 析方法，成功应用Adams仿真分析软件建立着陆架和机身的刚柔耦合 多体动力学模型，实现全飞行器落震试验的着陆冲击环境和起落架缓冲 性能的全过程仿真预示，并将仿真预示中确定的全飞行器的状态参数用于 全飞行器的正式试验，有效地指导了正式试验；

(2)、本发明实现了全飞行器落震的理论仿真预示和正式试验，并 在较为真实的着陆环境下，以及全飞行器重要的控制系统通电闭环工作 状态下，高效、经济和快捷地完成了全飞行器系统和设备对着陆环境的 考核，确保了飞行可靠性；

(3)、本发明提出一种高效、经济和快捷的试验策略，为飞行器研 制节省了研制费用和研制经费，优化了研制周期。

附图说明

图1为本发明全飞行器落震试验原理图；

图2为本发明全飞行器着陆架系统仿真模型；

图3为本发明全飞行器落震仿真结果图；

图4为本发明全飞行器落震试验结果图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

本发明全飞行器落震仿真预示及试验方法，包括全飞行器落震试验仿 真预示分析和全飞行器落震试验，具体如下：

步骤(一)、全飞行器落震试验仿真预示分析，具体方法如下：

(1)、利用ADAMS/Aircraft软件建立全飞行器的着陆架子系统模型、 轮胎子系统模型和机身子系统模型。如图2所示为本发明全飞行器着陆架 系统仿真模型，包括硬点、运动副、空气弹簧、油液阻尼器和传感器的建 立。

(2)、利用ADAMS/Aircraft软件对着陆架子系统模型、轮胎子系统模 型和机身子系统模型进行装配，得到全飞行器的虚拟装配模型。

(3)、将设定的全飞行器的重心、转动惯量、落震高度、俯仰角、初 始速度输入至ADAMS/Aircraft软件中的分析模块Simulation进行仿真计 算，得到全飞行器的动力学环境仿真分析数据和着陆架缓冲行程仿真数据， 该动力学环境仿真分析数据包括前后着陆架下沉速度和重心加速度。

(4)、将计算得到的全飞行器的前后着陆架下沉速度、重心加速度和 着陆架缓冲行程仿真数据与全飞行器的着陆指标，即全飞行器要求的前后 着陆架下沉速度、重心加速度和着陆架缓冲行程仿真数据，进行一一对比， 即将计算得到的前后着陆架下沉速度与要求的前后着陆架下沉速度进行对 比，计算的重心加速度与要求的重心加速度进行对比，计算的着陆架缓冲 行程仿真数据与要求的着陆架缓冲行程仿真数据进行对比，若偏差在设定 范围内，则将步骤(3)中设定的全飞行器的落震高度和俯仰角作为全飞行 器落震试验的状态参数，进入步骤(二)；否则调整全飞行器的落震高度和 俯仰角，返回步骤(3)。

其中若偏差≤5％，则认为在设定的范围内。

完成确定试验状态下，全飞行器落震试验的动力学仿真预示分析，获 取了全飞行器上动力学环境仿真分析数据(前后着陆架下沉速度和重心加 速度)和着陆架行程仿真数据，如图3所示为本发明全飞行器落震仿真结 果图，图中给出了重心加速度的仿真数据。

步骤(二)、开展全飞行器落震试验，包括全飞行器预落震试验和正式 试验，其中全飞行器预落震试验具体步骤如下：

(5)、设定全飞行器预落震试验的落震高度H₀和俯仰角α₀，该落震高 度H₀和俯仰角α₀小于步骤(4)中确定的全飞行器的状态参数中的落震高 度和俯仰角；

(6)、各项检查完毕，地面检测设备为飞行器供电，确保全飞行器GNC (Guidance Navigation& Control，制导、导航和控制系统)系统处于闭环 通电工作状态；飞行器安装架释放全飞行器，进行预落震试验，具体为： 飞行器与飞行器安装架采用电磁挂弹钩的分离方式和落震方式，该试验采 用电磁挂弹钩通过马蹄环吊住飞行器前后吊耳，通过调节挂弹钩绳索或安 装架控制飞行器俯仰姿态，起吊到预定高度后，挂弹钩释放飞行器，飞行 器自由坠落到试验台上。或者飞行器与飞行器安装架之间采用其它方便飞 行器分离释放的连接方式，飞行器安装架结构无特殊要求，可以根据需要 设计，满足将飞行器悬挂之上，且不产生干涉即可。

通过测量系统测量全飞行预落震过程中的重心加速度、前后着陆架下 沉速度和着陆架缓冲行程，判断测量系统是否正确测量，并根据测量得到 的重心加速度、前后着陆架下沉速度和着陆架缓冲行程，计算并判断在全 飞行器正式落震试验中按照步骤(4)中确定的全飞行器的状态参数中的落 震高度和俯仰角进行落震试验，是否会超出全飞行器的着陆指标，若满足 要求则进行正式的飞行器落震试验。

正式的飞行器落震试验包括如下具体步骤：

(7)、将全飞行器悬挂在飞行器安装架上，并将测量传感器布置在全 飞行器上，测量传感器与测量系统连接。

(8)、根据步骤(4)中确定的全飞行器的状态参数调整全飞行器的落 震高度和俯仰角。

(9)、各项检查完毕，地面检测设备为飞行器供电，确保全飞行器GNC 系统处于闭环通电工作状态；飞行器安装架释放全飞行器，进行落震试验， 具体为：确定飞行器与飞行器安装架采用电磁挂弹钩的分离方式和落震方 式，该试验采用电磁挂弹钩通过马蹄环吊住飞行器前后吊耳，通过调节挂 弹钩绳索或安装架控制飞行器俯仰姿态，起吊到预定高度后，挂弹钩释放 飞行器，飞行器自由坠落到试验台上。

通过测量系统测量全飞行器落震过程中的前后着陆架下沉速度、重心 加速度和着陆架缓冲行程，进行记录，并与全飞行器的着陆指标，即全飞 行器要求的前后着陆架下沉速度、重心加速度和着陆架缓冲行程仿真数据， 进行一一对比，若满足设定的偏差值，则判断全飞行器的落震试验有效； 同时全飞行器的GNC系统检测落震过程中控制参数是否正常，若正常则表 明全飞行器的GNC系统满足要求。

其中若偏差≤5％，则在设定的范围内。

如图4所示为本发明全飞行器落震试验结果图，图中给出了正式落震 试验中飞行器重心加速度曲线，从图3、4中可以看出试验中的测量值与仿 真数据相吻合，并与飞行器着陆指标的要求值相吻合。

如图1所示为本发明全飞行器落震试验原理图，由图可知在真实飞行 器控制系统工作状态下，全飞行器受到落震冲击外载荷作用下，GNC系统 惯性器件(惯导)将敏感到飞行器运动信息传递至GNC系统飞控计算机， 通过增稳控制器将舵机指令传送至舵机，并对飞行器产生动作执行指令。 同时，通过通讯接口将GNC系统信息传递至外部数据采集和分析系统，以 分析GNC系统落震过程中各项性能指标参数是否正常。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并 不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内， 可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知 技术。