朱佳林，殷新喆，朱 汪，吳 瓊，韓潤奇，柳翠翠，曾福明，劉 芃

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

0 引 言

深空探測采樣任務完成后，返回器需以穩(wěn)定的姿態(tài)再入返回(返回器重新進入地球大氣層，并在地球著陸的過程稱為再入返回)，以確保安全、平穩(wěn)落入地面指定區(qū)域[1]。某深空探測采樣因其獨特的空間構型布局和任務的復雜性，要求返回器(不具備姿態(tài)控制能力)以起旋(返回器與主探測器分離時，繞其分離軸線旋轉)分離的方式實現(xiàn)再入姿態(tài)穩(wěn)定。如美國[2-3]發(fā)射的“星塵號”、“起源號”和“OSIRIS-REx”，日本[4]發(fā)射的“隼鳥”和“隼鳥2號”，以及歐空局[5]未來發(fā)射的“MarcoPolo-R號”等深空探測采樣返回任務，其返回器均采用起旋式分離，實現(xiàn)再入穩(wěn)定。

航天器在軌起旋分離方法主要有兩種：1)再入返回前,主探測器帶動返回器同時旋轉，轉速達到預設時通過彈射機構將其彈推，如“星塵號”和“起源號”任務返回器；2)通過設置在主探測器和返回器之間的分離機構(如“隼鳥號”和“隼鳥2號”)或是助推小火箭點火，實現(xiàn)返回器在軌起旋分離要求，如“實踐十號”[6]返回式衛(wèi)星。前者對主探測器性能要求較高，且自旋速度較低，需要消耗能源來實現(xiàn)，不利于主探測器的后續(xù)拓展任務。而助推小火箭方法主要針對大型返回式衛(wèi)星，可實時調(diào)節(jié)在軌姿態(tài)，但對返回器位置安裝有嚴格要求。相比之下，針對深空探測再入返回任務，采用無源式起旋分離機構具有質(zhì)量輕、深空環(huán)境適應性強、簡單可靠、安裝要求低等優(yōu)點,因此具有更好的應用前景。

航天器在軌分離一般采用多剛體系統(tǒng)動力學分析方法研究其分離姿態(tài)及特性。文獻[7]研究了分離機構不同設計方法和分離策略，確保微納雙星在軌分離性能的穩(wěn)定性；文獻[8]建立了星箭分離數(shù)學模型，分析了皮衛(wèi)星質(zhì)心偏離量、分離彈簧與艙門扭簧彈性系數(shù)對入軌初始姿態(tài)影響，且在軌飛行數(shù)據(jù)驗證了仿真的正確性；文獻[9]針對月球取樣返回器傘艙蓋彈射分離過程的安全性進行了仿真研究，研究結果表明傘艙蓋彈射分離速度合理，分離安全可靠。綜上所述，參考文獻中所研究的航天器均為線性分離，即采用彈簧分離推桿機構，實現(xiàn)兩器在軌直線式分離，無起旋要求。目前，國內(nèi)嫦娥五號[10]深空探測采用跳躍式成功實現(xiàn)了再入返回，且返回艙設有主動調(diào)姿功能，而起旋式再入返回因其獨特的任務要求和技術難度，還未曾有過驗證。

本文針對某深空探測采樣返回器，起旋式分離實現(xiàn)再入姿態(tài)穩(wěn)定的任務，在完成起旋分離機構參數(shù)設計與優(yōu)化后，針對影響返回器分離姿態(tài)相關參數(shù)進行了分析。通過建立返回器起旋分離動力學仿真分析模型，并基于綜合敏度的分析方法，進而識別系統(tǒng)參數(shù)對返回器初始分離姿態(tài)及其性能的影響。最后，通過開展最為敏感設計參數(shù)偏差耦合分析以及多參數(shù)偏差覆蓋性仿真分析，驗證了系統(tǒng)參數(shù)選擇的合理性。

1 起旋分離過程簡述

深空探測采樣返回任務設立起旋分離機構2位于主探測器1和返回器3之間，且中間穿插有連接主探測器和返回器的電纜連接器24，如圖1所示。起旋分離機構主要由手指組件21、壓緊組件22、滾輪組件23、起旋組件25和起旋彈簧26組成。

圖1 起旋分離機構工作原理Fig.1 Working principle of the spin mechanism

起旋分離機構通過剛性連接與主探測器下沉凹孔相連，返回器則通過壓緊組件連接在主探測器支撐結構上，以承受發(fā)射段振動載荷。主探測器支撐結構內(nèi)部設有起旋組件與手指組件剛性連接，且手指組件與返回器底端溝槽為接觸安裝。

再入返回時，首先電纜連接器斷電解鎖。其次火工解除壓緊組件約束，位于底部的起旋彈簧(初始受壓)施加起旋組件沿x軸方向推力，此時起旋組件(外側周圍120°均布三個由直線段→圓角段→螺旋段依次過渡的滑槽,其中滑槽形狀如圖2右側)外側滑槽在滾輪組件(滑槽與滾輪組件的位置關系如圖2左側)的約束下，實現(xiàn)直線運動過渡到螺旋運動。其中，直線段運動是為確保能夠完全脫開電纜連接器，以免對返回器分離姿態(tài)造成影響；圓角段運動是為了使起旋組件能夠平滑過渡到螺旋段，以免滾輪組件發(fā)生強碰撞接觸而卡滯；螺旋段運動是為實現(xiàn)起旋組件通過手指組件撥動返回器繞x軸方向旋轉，進而達到起旋目的。當起旋彈簧到達最大工作行程時，起旋組件機械限位停止運動，而返回器將在慣性的引導下繼續(xù)螺旋運動，此時手指組件將從返回器低端的溝槽中退出，進而實現(xiàn)返回器起旋后與主探測器分離。

圖2 滑槽與滾輪組件位置及滑槽形狀示意Fig.2 Location relation of roller assembly and chute assembly

返回器采用彈道直接再入返回，與主探測器分離后，就無法再進行任何姿態(tài)及軌道調(diào)整[11]。因此，為精確預報落點，返回器與主探測器在實現(xiàn)安全可靠分離的前提下，對其初始分離姿態(tài)及性能提出了相關要求，見表1。

表1 返回器起旋分離技術指標Table 1 Technical indicators of the spin separation

2 動力學建模與分析

2.1 動力學建模

起旋分離機構螺旋傳動幾何參數(shù)對分離角速度具有直接影響，而起旋彈簧力學參數(shù)作為唯一動力源將直接影響起旋后的分離速度。根據(jù)圖1所示的機構原理對上述參數(shù)進行初步設計。

在主探測器上，以返回器和主探測器的分離面中心構建參考坐標系O-xyz；坐標原點O為分離面中心，垂直于分離面從主探測器指向返回器方向為x軸正向；y,z方向平行于分離面且遵循右手定則。返回器質(zhì)心坐標系為Om-xmymzm，坐標原點Om為返回器質(zhì)心位置，三軸與參考坐標系同向。

當返回器沿x軸方向分離時，在不考慮起旋彈簧阻尼、結構為剛體無變形且接觸絕對光滑條件下，根據(jù)動量守恒、動能定理和角動量守恒，在參考坐標系下有：

(1)

式中：M和m分別為主探測器與返回器的質(zhì)量；v1x和v2x分別為主探測器與返回器沿x方向速度分量；v1x0和v2x0分別為主探測器與返回器在參考坐標系下的初始速度分量，其中兩器相對于參考坐標系初始速度分量為0，即v1x0=v2x0=0；K為起旋彈簧彈性系數(shù);x1和x2分別為起旋彈簧工作始末對應的壓縮量；JMx和Jmx分別為主探測器與返回器x方向的轉動慣量；ωMx和ωmx分別為主探測器與返回器沿x方向的角速度分量，ωMx0和ωmx0分別為主探測器與返回器在參考坐標系下的初始角速度分量，其中兩器相對于參考坐標系初始角速度分量為0，即ωMx0=ωmx0=0。

根據(jù)式(1)可知，兩器在x方向分離過程中的相對速度Vx為：

Vx=v2x-v1x

(2)

將螺旋滑槽展開并根據(jù)螺旋傳動定理可知：

(3)

式中：λ為螺旋滑槽的螺旋升角；θmx為返回器沿x軸的起旋角度；H為螺旋高度；dp為螺旋中徑。

對式(3)進行時間t求導如下：

(4)

將系統(tǒng)簡化為單自由度簡諧振蕩模型，則起旋分離時間t為：

(5)

根據(jù)上式即可確定起旋分離機構螺旋傳動幾何參數(shù)、起旋彈簧參數(shù)和兩器分離時間。

返回器質(zhì)心位置的不對中會存在慣性張量，進而存在各向分離姿態(tài)的變化。為進一步分析起旋分離各向姿態(tài)角及角速度，根據(jù)剛體動力學動量定理和角動量定理有[8]：

(6)

式中：v=[vxvyvz]T為返回器分離速度；ω=[ωxωyωz]T為返回器角速度，ω×為對應的叉乘矩陣;L=[LxLyLz]T為角動量；Fext=[FxFyFz]T為返回器外力;Mext=[MxMyMz]T為返回器外力矩。角動量由下式可得：

(7)

式中：Ixx,Iyy,Izz分別為繞返回器質(zhì)心各坐標軸的轉動慣量；Ixy,Iyz,Ixz,Iyx，Izy，Izx分別為慣性積，其中Ixy=Iyx，Iyz=Izy，Ixz=Izx。

根據(jù)式(6)和式(7)可得：

(8)

假設彈簧對中安裝，則有：

(9)

式中：Cmy為返回器y向質(zhì)心位置；Cmz為返回器z向質(zhì)心位置；Δx為起旋彈簧分離過程中的變形量。

假設電纜連接器插拔過程中所需x方向外力Fe為：

(10)

式中：Fp為電連接器分離力;FV為電連接器插針/孔分離力；sx為返回器沿x軸方向的分離位移。

從動力學方程可以看出，只要知道返回器質(zhì)量、質(zhì)心位置和主慣性矩及慣性積，通過多次迭代即可求得在理想狀態(tài)下(不考慮接觸摩擦、碰撞及軌道形狀等)返回器的初始分離姿態(tài)。

2.2 動力學分析

起旋分離機構中存在許多接觸和約束，且螺旋滑槽的形狀由直線段依次過渡到圓角段和螺旋段。因此，基于剛體動力學動量定理和角動量定理的理論解析計算，將無法充分反映實際運動情況?；谏鲜鰟恿W理論模型，在ADAMS軟件中完成起旋分離機構三維實體建模，其中模型的屬性及參數(shù)定義見表2，并構建各組件之間的摩擦接觸和約束，見表3。

表2中動力回轉軸為起旋彈簧中心線相對返回器繞x軸回轉軸線的安裝位置，標稱設計值為0 mm，即為彈簧中心線與返回器繞x軸回轉軸線重合。返回器與手指組件的接觸、滾輪組件與起旋組件的接觸均賦予摩擦屬性，其中靜摩擦系數(shù)設置為0.3，動摩擦系數(shù)設置為0.1。

表3 動力學仿真分析邊界設置Table 3 Boundary condition setting of simulation analysis

表3中主探測器設為零重力環(huán)境下的自由邊界，能夠真實模擬返回器與主探測器在軌分離狀態(tài)。

電纜連接器在斷電解鎖后，需起旋分離機構在初始直線段5 mm運動時，提供45 N力將其拔開。為確保電纜連接器完全脫開，另設插針在插孔內(nèi)5 mm距離,脫開需額外力5 N。針對標稱設計工況(參數(shù)見表2)進行分析，仿真時間設為0.3 s，仿真步數(shù)設為1000。各項指標分析結果見表4。

表4 標稱工況下在兩器分離時刻的仿真分析結果Table 4 Simulation analysis results of nominal conditions

如圖3所示，從分離開始，返回器相對主探測器速度Vx逐漸增加，到0.0975 s直線段行程結束。在0.0975～0.104 s期間，起旋組件進入圓角過渡段，速度Vx逐漸降低，而角速度ωx逐漸增加至穩(wěn)定值90.04(°)/s。進入螺旋段時線速度Vx又開始逐漸增加至882.68 mm/s分離結束。分離時間t為0.177 s，線速度Vx和角速度ωx分別為0.883 m/s和90.04(°)/s，在標稱工況下均滿足指標要求。

圖3 返回器線速度Vx和角速度ωx時域關系Fig.3 The relation of Vxand ωxof the returner

如圖4所示，起旋組件在直線段和螺旋段時，返回器姿態(tài)角速度ωy和ωz較為平穩(wěn)。而在圓角處時由于滑槽與滾輪組件存在間隙，使得起旋組件與滾輪組件發(fā)生接觸碰撞，導致返回器姿態(tài)角速度瞬間上升，接觸穩(wěn)定后瞬間下降至平穩(wěn)。分離時刻，返回器姿態(tài)角速度ωy和ωz分別為-0.2871(°)/s和0.1258(°)/s，合成姿態(tài)角速度ωyz為0.3134(°)/s<1(°)/s，滿足指標要求。

圖4 返回器姿態(tài)角速度時域關系Fig.4 The relation of the attitude angular rates of the returner

如圖5所示，采用滾輪組件在起旋組件外周圍均布的三個螺旋滑槽里進行接觸，并約束起旋組件的運動軌跡。當位于起旋組件下方的起旋彈簧采用理想對中安裝方式時，會使得返回器從初始到分離時刻，姿態(tài)角Ay,Az的變化幅值較小。其中，返回器姿態(tài)角Ay和Az在分離時刻為-0.0026°和-0.0101°，均小于0.1°，滿足指標要求。

圖5 返回器姿態(tài)角Ay和Az時域關系Fig.5 The relation of the Ay and Az of the returner

3 綜合敏度分析

3.1 綜合敏度分析理論

為合理設計起旋分離機構工程樣機，在后續(xù)裝配和試驗過程中提供技術指導，本文針對表2中的影響參數(shù)進行綜合敏度分析。基于上述動力學仿真模型，建立起旋分離機構參數(shù)化分析模型。影響參數(shù)的取值區(qū)間選取為標稱值(表2各參數(shù)的初始設計值)的±40% 進行敏度分析。設響應函數(shù)為fik(ai1，…，aij，…，ain)，則每個影響參數(shù)ai相對fik的敏度Sik如下：

(11)

其中，fik為響應矩陣(k=1，2，3，4，5分別為線速度Vx、角速度ωx、姿態(tài)角Ay、姿態(tài)角Az以及合成姿態(tài)角速度ωyz的響應矩陣);k為響應矩陣編號；m為影響參數(shù)的個數(shù)，本文共分析18個影響參數(shù)，即m=18;i為影響參數(shù)的編號；n為每個影響參數(shù)在標稱值±40%區(qū)間內(nèi)的取值個數(shù)，本文采取標稱值的5%為設計增量進行依次取值，每個影響參數(shù)均在區(qū)間內(nèi)取值為17個，即n=17;j為影響參數(shù)取值個數(shù)的編號；Δaij為影響參數(shù)ai在取值區(qū)間的增量。

為分析影響參數(shù)ai(i=1，2，…，m)在響應函數(shù)fik(k=1，2，…，5)的比重，對上述敏度分析結果進行歸一化處理，得到綜合靈敏度Uik(即敏度占比，為無量綱百分比常數(shù))如下：

(12)

綜合敏度分析結果中，正值代表設計響應矩陣與影響參數(shù)為正相關，負值即為負相關。

3.2 線速度Vx敏度分析

線速度綜合敏度Ui1(i=1，2，…，m；m=18)分析結果如圖6所示。起旋彈簧初始載荷對線速度影響最大，占所有設計參數(shù)比重的43%。返回器質(zhì)量、轉動慣量Ixx和彈簧彈性系數(shù)分別占比-28%、-12%和-9%，且呈負相關，其他變量影響相對較小。起旋組件在進入螺旋段時，返回器產(chǎn)生與線速度成定比關系的旋轉運動，這使得轉動慣量Ixx對返回器線速度具有顯著的敏度效應。

圖6 返回器線速度Vx綜合敏度柱狀圖Fig.6 The histogram of the comprehensive sensitivity of the returner linear velocity Vx

3.3 角速度ωx敏度分析

角速度綜合敏度Ui2(i=1，2，…，m；m=18)分析結果如圖7所示。起旋彈簧初始載荷對角速度的影響最大，占所有設計參數(shù)比重的32%。返回器質(zhì)量、返回器y向質(zhì)心、彈簧彈性系數(shù)和轉動慣量Ixx分別占比23%、5%、5%和4.8%，其他變量影響相對較小。

圖7 返回器角速度ωx綜合敏度柱狀圖Fig.7 The histogram of the comprehensive sensitivity of the angular velocity ωx of the returner

3.4 姿態(tài)角Ay敏度分析

姿態(tài)角Ay綜合敏度Ui3(i=1，2，…，m；m=18)分析結果如圖8所示。返回器z向質(zhì)心和慣性積Ixy對姿態(tài)角Ay的影響最大，占所有設計參數(shù)比重的60%，其他參數(shù)所占的比重相對較小。起旋組件在進入螺旋段時，返回器的反向質(zhì)心和慣性積對其自身分離的姿態(tài)角具有顯著的敏度效應。

圖8 返回器姿態(tài)角Ay綜合敏度柱狀圖Fig.8 The histogram of the comprehensive sensitivity of the attitude angle Ay of the returner

3.5 姿態(tài)角Az敏度分析

姿態(tài)角Az綜合敏度Ui4(i=1，2，…，m；m=18)分析結果如圖9所示。返回器y向質(zhì)心和慣性積Izx對姿態(tài)角Az的影響最大，占所有設計參數(shù)比重的61%，其他參數(shù)所占的比重相對較小。起旋組件在進入螺旋段時，返回器的反向質(zhì)心和慣性積對其自身分離的姿態(tài)角具有顯著的敏度效應，這與姿態(tài)角Ay綜合敏度分析結果相對應。

圖9 返回器姿態(tài)角Az綜合敏度柱狀圖Fig.9 The histogram of the comprehensive sensitivity of the attitude angle Az of the returner

3.6 合成姿態(tài)角速度ωyz敏度分析

合成姿態(tài)角速度敏度Ui5(i=1，2，…，m；m=18)分析結果如圖10所示。z向動力回轉軸偏差對合成姿態(tài)角速度的影響最大，占所有設計參數(shù)比重的17%。y向動力回轉軸偏差、返回器z向質(zhì)心、慣性積Ixy占比在5%～12%之間。其他設計參數(shù)占比相對較小，平均為1%～5%之間。

圖10 合成姿態(tài)角速度ωyz綜合敏度柱狀圖Fig.10 The histogram of synthetic attitude angular velocity ωyz comprehensive sensitivity

根據(jù)敏度分析結果顯示，返回器合成姿態(tài)角速度受多參數(shù)綜合影響。從敏度占比成分來看，針對起旋分離機構單機產(chǎn)品，控制其動力回轉軸偏差對降低合成姿態(tài)角速度具有更好的效果，而控制機構接觸摩擦系數(shù)，追求更高的潤滑表面對有效降低合成姿態(tài)角速度貢獻相對較小。針對供配電分系統(tǒng)，電纜連接器插拔力對返回器姿態(tài)影響甚小。針對返回器分系統(tǒng)，有效控制返回器y,z方向質(zhì)心偏差和慣性積Ixy可以有效降低合成姿態(tài)角速度。為進一步指導工程設計，本文將針對最為敏感的參數(shù)，即動力回轉軸偏差和返回器質(zhì)心偏差進行耦合分析。

4 敏感偏差耦合分析

根據(jù)綜合敏度分析結果，為進一步分析起旋分離機構動力回轉軸y,z向偏差，返回器y,z向質(zhì)心偏差分別對合成姿態(tài)角速度ωyz的綜合影響，需要對其進行耦合分析。

4.1 動力回轉軸各向偏差耦合分析

動力回轉軸偏差和返回器質(zhì)心位置偏差調(diào)節(jié)量均設為±0.5 mm，如圖11所示。在設計偏差0±0.5 mm區(qū)間內(nèi)，y向動力回轉軸向負向偏移，z向動力回轉軸分別向正向偏移時，有效降低合成姿態(tài)角速度的75.3%。向相反方向偏移時，對合成姿態(tài)角速度影響較大，甚至可能會超過技術指標要求。因此，起旋分離機構在工程設計與裝配中，有意偏移動力回轉軸位置，使其落在第二象限較為適中。但僅限于區(qū)間0±0.5 mm之間，本文經(jīng)過分析得到,如擴大偏差范圍會使得姿態(tài)角速度急劇上升。

圖11 動力回轉軸各向偏差對角速度ωyz耦合影響Fig.11 The influence of the dynamic rotation axis deviation on the coupling of angular velocity ωyz

4.2 返回器橫向質(zhì)心偏差耦合分析

如圖12所示。返回器y,z向質(zhì)心同時向負向偏移時，有效降低合成姿態(tài)角速度的84.6%。向相反方向偏移時，對合成姿態(tài)角速度影響較大，甚至可能會超過技術指標要求。因此，返回器分系統(tǒng)在配質(zhì)心時可有意使其落在第四象限。但僅限于區(qū)間0±0.5 mm之間，本文經(jīng)過分析得到,如擴大偏差范圍會使得姿態(tài)角速度急劇上升。

圖12 返回器橫向質(zhì)心偏差對角速度ωyz耦合影響Fig.12 The influence of the deviation of the transverse centroid of the returner on the coupling of angular velocity ωyz

5 多參數(shù)覆蓋性分析

標稱值仿真只能預測各設計參數(shù)在理想狀態(tài)下的起旋分離機構動力學特性。在工程裝配和實施過程中，各參數(shù)會在一定偏差范圍內(nèi)波動。為更真實模擬在軌環(huán)境以及對產(chǎn)品性能的預測，確保在各項偏差條件下滿足技術指標要求，僅進行標稱仿真還無法滿足評估條件。本文基于上述仿真進一步采用蒙特卡洛方法，驗證起旋分離機構在多參數(shù)偏差影響下的分離特性。各參數(shù)偏差范圍設置見表5，其中所有參數(shù)均按照服從正態(tài)分布設置。

表5 蒙特卡洛仿真各設計參數(shù)偏差取值范圍Table 5 Monte Carlo simulation parameter deviation range

蒙特卡洛仿真時，在偏差區(qū)間范圍內(nèi)隨機抽取樣本5000次。根據(jù)標稱工況分析的起旋分離時間，設置仿真時間為0.3 s，對分析結果進行統(tǒng)計，得到各響應結果如表6、圖13-17所示。其中，返回器起旋分離時間t≤0.2 s，遠小于指標要求，限于篇幅，本文不再對分離時間進行統(tǒng)計。

圖13 返回器線速度Vx統(tǒng)計分布Fig.13 Statistical distribution of the velocity Vx

圖14 返回器角速度ωx統(tǒng)計分布Fig.14 Statistical distribution of the angular velocity ωx

圖15 返回器姿態(tài)角度Ay統(tǒng)計分布Fig.15 The statistical distribution of the attitude angle Ay

圖16 返回器姿態(tài)角度Az統(tǒng)計分布Fig.16 The statistical distribution of the attitude angle Az

圖17 返回器合成姿態(tài)角速度ωyz統(tǒng)計分布Fig.17 The statistical distribution of the synthetic attitude angular velocity ωyz

根據(jù)表6數(shù)據(jù)統(tǒng)計結果可知：

1)線速度Vx和角速度ωx均服從正態(tài)分布?？紤]±3σ區(qū)間內(nèi)分別為878.80～948.18 mm/s和85.677～93.513(°)/s。由此可知，在多參數(shù)偏差影響下線速度和角速度均能滿足設計指標。

2)返回器姿態(tài)角Ay和Az均服從正態(tài)分布。考慮±3σ區(qū)間內(nèi)分別為-0.071～0.067°和-0.067～0.077°。由此可知，在多參數(shù)偏差影響下各向姿態(tài)角均能滿足設計指標。

3)合成姿態(tài)角速度ωyz在±3σ區(qū)間內(nèi)為-0.235～1.073(°)/s，略超過技術指標上限1(°)/s。根據(jù)圖17所示，合成姿態(tài)角速度ωyz并不服從正態(tài)分布。可按百分位數(shù)法統(tǒng)計，在5000次樣本點中，有98個樣本點超出1(°)/s，由此可知返回器合成姿態(tài)角速度ωyz有98.04%概率落在1(°)/s指標范圍內(nèi)。

表6 蒙特卡洛仿真分析結果統(tǒng)計Table 6 Monte Carlo simulation analysis results statistics

6 結 論

返回器再入返回初始姿態(tài)對深空探測采樣返回任務具有重要影響。本文在起旋分離動力學理論研究基礎上，通過建立返回器起旋分離ADAMS仿真分析模型，以評估多參數(shù)偏差對返回器初始分離姿態(tài)及性能的影響。

1)經(jīng)多參數(shù)綜合敏度分析,結果顯示，起旋分離機構動力回轉軸位置及返回器橫向質(zhì)心偏差，是影響返回器分離姿態(tài)的關鍵因素。因此，起旋分離機構需嚴格控制動力回轉軸線偏差，返回分系統(tǒng)需嚴格進行質(zhì)心配平設計。

2)經(jīng)最為敏感參數(shù)偏差耦合分析,結果顯示，在有效偏差范圍內(nèi)，動力回轉軸位置落在第二象限內(nèi)，可降低合成姿態(tài)角速度的75.3%；返回器質(zhì)心位置落在第四象限內(nèi)，可有效降低合成姿態(tài)角速度的84.6%。

3)經(jīng)多參數(shù)覆蓋性分析,結果顯示，除返回器合成姿態(tài)角速度98.04%的概率會落在1(°)/s指標范圍內(nèi)，其他技術指標均滿足要求，能夠?qū)崿F(xiàn)返回器再入返回初始姿態(tài)的穩(wěn)定性要求。