雷江利 鄧?yán)?呂智慧 趙錚

(北京空間機(jī)電研究所,北京 100094)

利用過(guò)載開(kāi)關(guān)和程序控制器的航天器減速著陸系統(tǒng)開(kāi)傘控制方法

雷江利 鄧?yán)?呂智慧 趙錚

(北京空間機(jī)電研究所,北京 100094)

開(kāi)傘控制方法是減速著陸系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的一個(gè)關(guān)鍵環(huán)節(jié),它直接關(guān)系到減速著陸系統(tǒng)工作的成敗。針對(duì)目前采用過(guò)載開(kāi)關(guān)和時(shí)間控制器相結(jié)合的開(kāi)傘控制方法工作模式單一的問(wèn)題,提出一種利用過(guò)載開(kāi)關(guān)和程序控制器的開(kāi)傘控制方法,能夠有效識(shí)別過(guò)載開(kāi)關(guān)的不同故障模式,可靠地為回收系統(tǒng)提供開(kāi)傘信號(hào)。文章給出了過(guò)載開(kāi)關(guān)調(diào)試接通值、返回艙軸向過(guò)載系數(shù)等相關(guān)參數(shù)的計(jì)算方法,分析了軸向過(guò)載系數(shù)、開(kāi)傘高度、附加過(guò)載等誤差影響因素。某返回艙飛行試驗(yàn)結(jié)果表明:過(guò)載開(kāi)關(guān)工作模式判斷正確,開(kāi)傘高度控制精度滿足要求,開(kāi)傘控制方法安全、可靠,具有一定的實(shí)用價(jià)值。

航天器減速著陸系統(tǒng);開(kāi)傘控制;過(guò)載開(kāi)關(guān);程序控制器;時(shí)間延遲

1 引言

啟動(dòng)降落傘開(kāi)傘程序是航天器減速著陸系統(tǒng)工作的第一步,是關(guān)系到減速著陸系統(tǒng)工作成敗的一個(gè)關(guān)鍵環(huán)節(jié)。它要考慮到各種可能的返回軌道,確保降落傘開(kāi)傘后的各個(gè)程序動(dòng)作均能及時(shí)、可靠地完成。開(kāi)傘高度過(guò)高,有可能導(dǎo)致開(kāi)傘速度和動(dòng)壓過(guò)大;開(kāi)傘高度過(guò)低,有可能導(dǎo)致減速著陸系統(tǒng)的工作程序還未完成航天器就已經(jīng)著陸。如何選擇合適的開(kāi)傘時(shí)機(jī)和開(kāi)傘控制方法,是航天器減速著陸系統(tǒng)開(kāi)傘控制技術(shù)中的核心內(nèi)容。

航天器減速著陸系統(tǒng)中的開(kāi)傘控制方法,因其任務(wù)特點(diǎn)、需求、進(jìn)入方式的差異而各有不同。常用的開(kāi)傘控制方法主要有純時(shí)間控制法、過(guò)載-時(shí)間控制法、壓力高度控制法和自適應(yīng)過(guò)載控制法[1]。①純時(shí)間控制法是指航天器進(jìn)入返回段后通過(guò)時(shí)間控制器按預(yù)先確定的時(shí)序發(fā)送指令,控制開(kāi)傘動(dòng)作的執(zhí)行。其優(yōu)點(diǎn)是簡(jiǎn)單易行,缺點(diǎn)是對(duì)航天器返回彈道依賴性大,一般用于無(wú)控制探空火箭回收系統(tǒng)或者對(duì)開(kāi)傘高度控制精度要求較低的航天器,而不能用于軌道偏差較大的返回式航天器。②過(guò)載-時(shí)間控制法是采用過(guò)載開(kāi)關(guān)和時(shí)間控制器進(jìn)行控制的方法,過(guò)載開(kāi)關(guān)在合適的過(guò)載值處為時(shí)間控制器提供啟動(dòng)信號(hào),確保開(kāi)傘高度滿足要求,多用于返回式航天器的回收系統(tǒng),對(duì)航天器返回軌道的依賴較低。③壓力高度控制法是利用大氣壓力和高度的對(duì)應(yīng)關(guān)系確定航天器所處高度,提供開(kāi)傘控制信號(hào),在不同的返回模式下都可以精確地控制開(kāi)傘高度。我國(guó)的神舟號(hào)飛船、俄羅斯聯(lián)盟號(hào)飛船都采用了這種控制方法。這種方法的優(yōu)點(diǎn)是可以適用多種返回模式,不受航天器返回軌道影響,但是要設(shè)置專門的取壓孔,并且要求返回艙具有一定的姿態(tài)控制能力,技術(shù)難度較大[2]。④自適應(yīng)過(guò)載控制法是一種以動(dòng)壓為控制目標(biāo)的開(kāi)傘控制方法。與傳統(tǒng)的過(guò)載-時(shí)間控制法中過(guò)載和時(shí)間均是預(yù)先設(shè)定好的固定值相比,自適應(yīng)過(guò)載控制法中的過(guò)載和時(shí)間是先設(shè)定為函數(shù)關(guān)系,對(duì)于不同的進(jìn)入彈道,其開(kāi)傘時(shí)間是不同的,而開(kāi)傘動(dòng)壓則是基本相同的。這種方法克服了純時(shí)間控制法中開(kāi)傘對(duì)軌道的依賴性,但對(duì)控制和測(cè)量系統(tǒng)的要求較高,目前多用于火星探測(cè)器的開(kāi)傘控制[3-4]。美國(guó)火星探測(cè)巡視器(MER)采用了基于動(dòng)壓的開(kāi)傘控制技術(shù),而火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室(MSL)則采用了基于馬赫數(shù)的開(kāi)傘控制技術(shù),均具有很高的控制精度[5-6]。

目前,針對(duì)彈道式無(wú)控再入的返回方式,純時(shí)間控制法的開(kāi)傘高度偏差過(guò)大;由于不能準(zhǔn)確獲取穩(wěn)定的返回艙壓力變化數(shù)據(jù),無(wú)法采用壓力高度控制的開(kāi)傘控制方法;自適應(yīng)控制法對(duì)測(cè)量系統(tǒng)要求較高;采用過(guò)載-時(shí)間控制法,不能識(shí)別過(guò)載開(kāi)關(guān)的工作狀態(tài),工作模式單一。本文提出一種利用過(guò)載開(kāi)關(guān)和程序控制器的開(kāi)傘控制方法,具有多種控制模式,能夠有效地識(shí)別過(guò)載開(kāi)關(guān)不同的故障,降低過(guò)載開(kāi)關(guān)誤發(fā)信號(hào)而導(dǎo)致減速著陸系統(tǒng)啟動(dòng)的風(fēng)險(xiǎn)。同時(shí),在過(guò)載開(kāi)關(guān)失效、不能發(fā)出指令時(shí),也能自動(dòng)轉(zhuǎn)入純時(shí)間延時(shí)控制工作模式進(jìn)行開(kāi)傘程序控制,可大大提高減速著陸系統(tǒng)工作的可靠性和安全性。

本文主要研究了利用過(guò)載開(kāi)關(guān)和程序控制器的開(kāi)傘控制方法的原理和實(shí)現(xiàn)流程,介紹了過(guò)載開(kāi)關(guān)主要參數(shù)的分析和選取方法,進(jìn)行了開(kāi)傘參數(shù)誤差分析,并通過(guò)實(shí)際的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)該方法進(jìn)行了驗(yàn)證。

2 開(kāi)傘控制方法

過(guò)載開(kāi)關(guān)和程序控制器相結(jié)合的開(kāi)傘控制方法,采用過(guò)載開(kāi)關(guān)來(lái)實(shí)現(xiàn)返回艙過(guò)載參數(shù)測(cè)量與信號(hào)輸出,多模式程序控制由程序控制器來(lái)實(shí)現(xiàn)。該利用航天器進(jìn)入大氣層后的氣動(dòng)過(guò)載和高度的對(duì)應(yīng)關(guān)系,預(yù)先確定合適的過(guò)載閾值,通過(guò)過(guò)載開(kāi)關(guān)實(shí)時(shí)測(cè)量航天器返回過(guò)程中的過(guò)載值。當(dāng)航天器的軸向過(guò)載達(dá)到設(shè)定的閾值時(shí),過(guò)載開(kāi)關(guān)輸出接通信號(hào)給程序控制器,啟動(dòng)開(kāi)傘控制程序。程序控制器實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)并判斷過(guò)載開(kāi)關(guān)的工作狀態(tài),識(shí)別過(guò)載開(kāi)關(guān)信號(hào)是否正常,并根據(jù)過(guò)載開(kāi)關(guān)的狀態(tài)選擇執(zhí)行相應(yīng)的工作程序。

2.1 程序控制流程設(shè)計(jì)

開(kāi)傘控制方法的難點(diǎn)在于精確判斷過(guò)載開(kāi)關(guān)接通的閾值范圍,保證過(guò)載開(kāi)關(guān)正常接通的時(shí)間取值與程序設(shè)定的判斷門限值相匹配,因此在選擇合適的過(guò)載開(kāi)關(guān)閾值基礎(chǔ)上,要充分考慮過(guò)載開(kāi)關(guān)啟動(dòng)值偏差、返回軌道偏差、返回軌道不均勻度的影響,確保不會(huì)在過(guò)載開(kāi)關(guān)正常的情況下進(jìn)入故障模式,又能保證一旦出現(xiàn)問(wèn)題進(jìn)入故障模式時(shí)開(kāi)傘條件也能滿足要求,不會(huì)造成系統(tǒng)失效。

根據(jù)上述原理,結(jié)合過(guò)載開(kāi)關(guān)和程序控制器的工作模式及特點(diǎn),開(kāi)傘控制方法的流程見(jiàn)圖1,圖中T為控制器計(jì)時(shí)變量,ta為設(shè)定的時(shí)間門限值。

從圖1可以看出:

(1)在過(guò)載開(kāi)關(guān)加電(設(shè)置T=0 s)后,程序控制器判斷過(guò)載開(kāi)關(guān)是否接通,若此時(shí)過(guò)載開(kāi)關(guān)處于斷開(kāi)狀態(tài),則認(rèn)為過(guò)載開(kāi)關(guān)正常,程序控制器按照正常工作程序執(zhí)行。若此時(shí)判斷過(guò)載開(kāi)關(guān)處于接通狀態(tài),則認(rèn)為過(guò)載開(kāi)關(guān)處于短路故障的狀態(tài),程序轉(zhuǎn)入故障模式1,程序控制器不再采集判斷過(guò)載開(kāi)關(guān)信號(hào),通過(guò)軟件延時(shí)模式進(jìn)行控制。

(2)針對(duì)過(guò)載開(kāi)關(guān)不發(fā)指令的故障情況,設(shè)置純延時(shí)工作模式,在過(guò)載開(kāi)關(guān)加電后延時(shí)ta,如果還沒(méi)有收到過(guò)載開(kāi)關(guān)接通信號(hào),則回收程序進(jìn)入故障模式2繼續(xù)執(zhí)行,避免過(guò)載開(kāi)關(guān)故障無(wú)法發(fā)出接通信號(hào)時(shí),減速著陸系統(tǒng)無(wú)法執(zhí)行后續(xù)開(kāi)傘程序。

2.2 開(kāi)傘控制參數(shù)分析及選取

2.2.1 返回艙軸向過(guò)載系數(shù)分析

如圖2所示,OXYZ為返回艙坐標(biāo)系,O0X0Y0Z0為過(guò)載開(kāi)關(guān)本體坐標(biāo)系,假設(shè)返回艙的X軸與過(guò)載開(kāi)關(guān)的X0軸平行,V為返回艙下降速度。根據(jù)過(guò)載開(kāi)關(guān)的工作原理,隨著返回艙高度下降,過(guò)載開(kāi)關(guān)啟動(dòng)時(shí)所需的返回艙軸向過(guò)載系數(shù)可以通過(guò)下面的方法來(lái)計(jì)算[7]。

設(shè)作用在過(guò)載開(kāi)關(guān)質(zhì)量塊上的軸向載荷為

式中:nx為返回艙軸向過(guò)載系數(shù);m為過(guò)載開(kāi)關(guān)質(zhì)量塊的質(zhì)量;g為當(dāng)?shù)刂亓铀俣?μ為過(guò)載開(kāi)關(guān)質(zhì)量塊與導(dǎo)向結(jié)構(gòu)之間的摩擦系數(shù);nyz為返回艙法向過(guò)載系數(shù)。

當(dāng)過(guò)載開(kāi)關(guān)接通時(shí),軸向載荷為

式中:n2x為過(guò)載開(kāi)關(guān)啟動(dòng)時(shí)返回艙的軸向過(guò)載系數(shù);n1x為不考慮摩擦過(guò)載開(kāi)關(guān)啟動(dòng)時(shí)所需的返回艙軸向過(guò)載系數(shù);n1yz為過(guò)載開(kāi)關(guān)啟動(dòng)時(shí)返回艙法向過(guò)載系數(shù)。

因此有

對(duì)式(3)中變量取其數(shù)學(xué)期望(標(biāo)準(zhǔn)值),則有

式中:nx1,0為不考慮摩擦過(guò)載開(kāi)關(guān)啟動(dòng)時(shí)所需的返回艙軸向過(guò)載系數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)值;nx2,0為過(guò)載開(kāi)關(guān)啟動(dòng)時(shí)返回艙軸向過(guò)載系數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)值;ny1z,0為過(guò)載開(kāi)關(guān)接通時(shí)返回艙法向過(guò)載系數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)值。

返回艙軸向過(guò)載系數(shù)及其偏差、過(guò)載開(kāi)關(guān)接通時(shí)返回艙軸向過(guò)載系數(shù),按照如下方法計(jì)算。

標(biāo)稱軌道返回艙軸向過(guò)載系數(shù)nx及偏差軌道下返回艙軸向過(guò)載系數(shù)最大值nx1、最小值nx2為

式中:nx,0為標(biāo)稱軌道返回艙軸向過(guò)載系數(shù);σnx為返回艙軸向過(guò)載系數(shù)均方差。

對(duì)應(yīng)的過(guò)載開(kāi)關(guān)接通時(shí)的返回艙軸向過(guò)載系數(shù)為

式中:σnx1為過(guò)載開(kāi)關(guān)接通所需返回艙軸向過(guò)載系數(shù)的均方差(考慮摩擦);Δnx2為無(wú)側(cè)向過(guò)載時(shí)過(guò)載開(kāi)關(guān)接通時(shí)作用在過(guò)載開(kāi)關(guān)質(zhì)量塊上的軸向過(guò)載系數(shù)最大偏差。

2.2.2 過(guò)載開(kāi)關(guān)調(diào)試設(shè)定值分析

在地面調(diào)試時(shí),過(guò)載開(kāi)關(guān)質(zhì)量塊上所受的載荷為

令Ft=F1,則

式中:n0為地面調(diào)試時(shí)過(guò)載開(kāi)關(guān)接通值設(shè)定系數(shù)。由式(8)可得

2.3 誤差分析

2.3.1 返回艙的軸向過(guò)載系數(shù)誤差

設(shè)Δμ,Δny1z為隨機(jī)變量nx2,μ,ny1z的最大誤差,則nx1的最大誤差[8]為

2.3.2 開(kāi)傘高度誤差分析

當(dāng)n1x取標(biāo)準(zhǔn)值時(shí)(n1x=Δn2x,0),對(duì)于上偏差軌道,開(kāi)傘高度偏差為Δh1(假設(shè)比標(biāo)準(zhǔn)值低);對(duì)于下偏差軌道,開(kāi)傘高度偏差為Δh2(假設(shè)比標(biāo)準(zhǔn)值高);當(dāng)nx1取標(biāo)準(zhǔn)值時(shí)(nx1=nx1,0),對(duì)于上偏差過(guò)載系數(shù),開(kāi)傘高度偏差為Δh3(假設(shè)比標(biāo)準(zhǔn)值高);對(duì)于下偏差過(guò)載系數(shù),開(kāi)傘高度偏差為Δh4(假設(shè)比標(biāo)準(zhǔn)值低)。

則開(kāi)傘高度的上偏差為

開(kāi)傘高度的下偏差為

2.3.3 返回軌道不均勻度

設(shè)t1,h1,t1,h2分別為標(biāo)準(zhǔn)軌道在高度為h1和h2時(shí)的時(shí)間,ti,h1,ti,h2為第i條偏差軌道在高度h1和h2時(shí)的時(shí)間,則Δti=(ti,h1-t1,h1)-(ti,h2-t1,h2)稱為第i條偏差軌道的h1對(duì)h2的不均勻度,總的彈道不均勻度Δt為

式中:n為偏差軌道的數(shù)量。

2.3.4 附加過(guò)載誤差

附加過(guò)載誤差是由于過(guò)載開(kāi)關(guān)安裝位置偏離返回艙質(zhì)心而造成的[9]。過(guò)載開(kāi)關(guān)偏離質(zhì)心位置安裝時(shí)引起的過(guò)載值變化計(jì)算分析如下。

式中:v為過(guò)載開(kāi)關(guān)安裝位置處的速度矢量;vc為返回艙質(zhì)心處的速度矢量;ω為返回艙轉(zhuǎn)動(dòng)角速度矢量;r為由質(zhì)心指向過(guò)載開(kāi)關(guān)安裝位置的矢量。

式(14)中變量對(duì)時(shí)間t求導(dǎo),可得

式中:N為過(guò)載開(kāi)關(guān)安裝位置處的加速度矢量;Nc為返回艙質(zhì)心處的加速度矢量。

定義ΔN為過(guò)載開(kāi)關(guān)安裝位置處的加速度相對(duì)于返回艙質(zhì)心處加速度的增量,則

3 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

某返回艙在進(jìn)行氣動(dòng)特性驗(yàn)證試驗(yàn)和數(shù)據(jù)測(cè)量時(shí),采用彈道式無(wú)控再入的返回方式,因此無(wú)法采用純時(shí)間控制和壓力高度控制的開(kāi)傘控制方法,而是采用本文的開(kāi)傘控制方法。返回艙的過(guò)載、動(dòng)壓及馬赫數(shù)隨高度變化曲線,分別見(jiàn)圖3、圖4、圖5。

根據(jù)返回艙馬赫數(shù)、動(dòng)壓隨高度變化曲線,選擇回收系統(tǒng)標(biāo)稱開(kāi)傘高度為20 000 m,此時(shí)開(kāi)傘馬赫數(shù)為1.2～1.7,開(kāi)傘動(dòng)壓為5000～9000 Pa。根據(jù)前文的分析計(jì)算方法可得:①地面調(diào)試時(shí)過(guò)載開(kāi)關(guān)接通值設(shè)定系數(shù)n0為-4.98;②n1x最大偏差范圍為0.500 7gn～0.501 9gn;③過(guò)載開(kāi)關(guān)接通高度誤差ΔH1為3047 m,ΔH2為1972 m;④過(guò)載開(kāi)關(guān)接通高度范圍為45528～50 547 m;⑤返回軌道不均度誤差,20 000 m對(duì)50 000 m的不均勻度正偏差為2.9 s,負(fù)偏差為2.1 s;⑥過(guò)載開(kāi)關(guān)安裝位置處的加速度相對(duì)于返回艙質(zhì)心處加速度在3個(gè)方向上的增量為[-0.05 0.05 -0.02]gn。

3.1 過(guò)載開(kāi)關(guān)正常情況下開(kāi)傘參數(shù)

從標(biāo)稱軌道的高度與時(shí)間的關(guān)系分析,若要在20 000 m處打開(kāi)穩(wěn)定傘,則過(guò)載開(kāi)關(guān)啟動(dòng)后應(yīng)延時(shí)約90 s發(fā)出穩(wěn)定傘開(kāi)傘指令。結(jié)合上下偏差的返回軌道,并考慮返回軌道的不均勻度影響,回收系統(tǒng)開(kāi)傘參數(shù)包括:①開(kāi)傘高度范圍為17 300～24 110 m;②開(kāi)傘動(dòng)壓范圍為4900～16 000 Pa;③開(kāi)傘馬赫數(shù)范圍為0.85～3.00。

3.2 過(guò)載開(kāi)關(guān)故障情況下開(kāi)傘參數(shù)

在過(guò)載開(kāi)關(guān)沒(méi)有正常啟動(dòng)的情況下,程序控制器會(huì)根據(jù)設(shè)定的閾值自動(dòng)進(jìn)入純延時(shí)的控制模式,即在過(guò)載開(kāi)關(guān)加電后約315 s沒(méi)有收到過(guò)載接通信號(hào),工作程序?qū)⑦M(jìn)入故障模式,以程序控制器延時(shí)控制的方式進(jìn)行開(kāi)傘控制?？紤]程序控制器0.5%的延時(shí)誤差,在故障模式下,回收系統(tǒng)開(kāi)傘參數(shù)包括:①開(kāi)傘高度范圍為14 200～23 960 m;②開(kāi)傘動(dòng)壓范圍為4900～16000 Pa;③開(kāi)傘馬赫數(shù)范圍為0.69～3.00。

3.3 實(shí)際飛行試驗(yàn)結(jié)果比對(duì)

返回艙飛行試驗(yàn)中要求過(guò)載開(kāi)關(guān)接通過(guò)載范圍為5.0gn±0.5gn,開(kāi)傘高度控制范圍為14 200～24110 m,過(guò)載開(kāi)關(guān)接通高度范圍為45 528～50547 m,開(kāi)傘馬赫數(shù)控制范圍為0.69～3.00,開(kāi)傘動(dòng)壓范圍為4900～16 000 Pa。

根據(jù)返回艙飛行試驗(yàn)的實(shí)測(cè)結(jié)果數(shù)據(jù),試驗(yàn)中程序控制器執(zhí)行正常工作模式,對(duì)過(guò)載開(kāi)關(guān)的工作狀態(tài)和故障模式判別準(zhǔn)確。過(guò)載開(kāi)關(guān)接通時(shí)刻返回艙軸向過(guò)載約為5.2gn,滿足過(guò)載開(kāi)關(guān)接通控制設(shè)計(jì)指標(biāo)要求;過(guò)載開(kāi)關(guān)接通時(shí)的返回艙高度為50 500 m,接通高度的控制精度滿足要求。

通過(guò)彈道計(jì)算分析,在程序控制器中設(shè)置過(guò)載開(kāi)關(guān)接通后延時(shí)90 s執(zhí)行減速著陸系統(tǒng)開(kāi)傘程序。減速著陸系統(tǒng)的開(kāi)傘高度約為24 000 m,開(kāi)傘時(shí)刻返回艙速度約為640 m/s(即Ma 2.13),最大開(kāi)傘動(dòng)壓約為10812 Pa,開(kāi)傘高度、速度及動(dòng)壓的參數(shù)范圍均滿足設(shè)計(jì)要求。結(jié)果表明:本文開(kāi)傘控制方法的過(guò)載開(kāi)關(guān)工作模式判別、參數(shù)設(shè)置、誤差分析及彈道參數(shù)分析合理、可行,計(jì)算精度滿足要求。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文分析總結(jié)了航天器減速著陸系統(tǒng)常用的幾種開(kāi)傘控制方法的優(yōu)缺點(diǎn),針對(duì)過(guò)載開(kāi)關(guān)和時(shí)間控制器相結(jié)合的開(kāi)傘控制方法工作模式單一的問(wèn)題,提出一種采用過(guò)載開(kāi)關(guān)和程序控制器相結(jié)合的開(kāi)傘控制方法。該方法具有多種控制模式,能夠有效檢測(cè)和識(shí)別過(guò)載開(kāi)關(guān)的工作狀態(tài);給出了相關(guān)參數(shù)的設(shè)置和誤差分析方法,提高了減速著陸系統(tǒng)工作的可靠性和安全性。某返回艙飛行試驗(yàn)采用了本文提出的開(kāi)傘控制方法,返回艙減速著陸系統(tǒng)開(kāi)傘高度、速度和動(dòng)壓均在設(shè)計(jì)范圍內(nèi),過(guò)載開(kāi)關(guān)閾值和程序延遲時(shí)間設(shè)置合理,減速著陸系統(tǒng)的開(kāi)傘條件滿足設(shè)計(jì)要求。飛行試驗(yàn)結(jié)果表明:本文提出的開(kāi)傘控制方法設(shè)計(jì)合理,參數(shù)選取和誤差分析具有很好的可實(shí)現(xiàn)性。但是,過(guò)載開(kāi)關(guān)接通高度和開(kāi)傘高度均接近了控制范圍的上限,后續(xù)將進(jìn)一步優(yōu)化參數(shù)設(shè)置和誤差分析方法,提高控制精度。

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Parachute Deployment Control Method for Spacecraft Descent and Landing System Based on Overload Switch and Program Controller

LEI Jiangli DENG Li LYU Zhihui ZHAO Zheng
(Beijing Institute of Space Mechanics&Electricity,Beijing 100094,China)

The control method of parachute deployment for spacecraft is a key part of the descent and landing system design,it directly affects the success of the descent and landing system.Aiming at the problem of low reliability and singleness mode of parachute deployment control based on overload switch and time controller,a control method of parachute deployment based on the overload switch and program controller is presented which can effectively identify the overload switch failure mode and provide control signals for parachute deployment reliably.The parameters setting method of overload switch,axial acceleration calculation of the re-entry capsule are raised,and the analysis of the error for axial acceleration,parachute deployment altitude and additional overload are given.Flight test shows that working mode of overload switch is well-judged,control precision of parachute deployment altitude meets requirement,and the design has a certain practical value and it also is safety and reliable.

spacecraft descent and landing system;parachute deployment control;overload switch;program controller;time-delay

V525

A

DOI:10.3969/j.issn.1673-8748.2017.05.005

2017-08-25;

2017-09-22

國(guó)家重大科技專項(xiàng)工程

雷江利,男,碩士,高級(jí)工程師,從事航天器減速與著陸技術(shù)研究工作。Email:lei_jiangli@163.com。

(編輯:夏光)