“天問一號”探測器艙體拋離試驗系統(tǒng)設計與驗證

馮偉 易旺民 楊旺 李群智 侯森浩 鄭圣余 孟凡偉

“天問一號”探測器艙體拋離試驗系統(tǒng)設計與驗證

馮偉1,2易旺民1,2楊旺1李群智3侯森浩4鄭圣余1,2孟凡偉1,2

（1 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）（2北京市航天產品智能裝配技術與裝備工程技術研究中心，北京 100094）（3北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）（4清華大學機械工程系，北京 100084）

火星探測器防熱大底和背罩的高速拋離是進入、下降、著陸過程中的關鍵環(huán)節(jié)之一，需在地面開展有效的試驗驗證。文章針對拋防熱大底、拋背罩地面試驗中高速度、高加速度跟隨和空間力、力矩耦合施加問題，提出了采用電機驅動的主動式分離方案和空間力、力矩的耦合控制方法，設計了試驗系統(tǒng)并建立了動力學模型，分別開展了仿真和試驗驗證。試驗結果表明，大底和背罩分離過程中的受力狀態(tài)得到準確施加，且與仿真結果基本吻合，驗證了分離方案的可行性。該試驗方法有效驗證了火星探測器大底和背罩拋離過程的機械安全性，也為其他航天器的分離試驗提供了有益參考。

分離試驗 電機驅動 繩索提升 防熱大底 背罩 火星探測器 天問一號

0 引言

火星探測器進入、減速和著陸（Entry，descent and landing，EDL）火星的過程完全自主，需在7～10min內從約20 000km/h的130km高空安全著陸到火星表面，是火星探測實施過程的關鍵環(huán)節(jié)[1-2]。迄今為止火星表面著陸任務中，前蘇聯(lián)、美國、歐洲、中國先后共計進行了19次火星著陸嘗試，完全成功的僅有9次，成功率不足50%，而5次任務失敗都發(fā)生在EDL過程中，很大程度上是由于EDL技術驗證不充分[3-4]，完全確切驗證拋大底和拋背罩過程的技術難度較大。

目前，國際上進行火星進入艙著陸過程驗證的主要研究方法有數值仿真、高空拋傘試驗、風洞試驗等。美國NASA最早開展了有關火星進入艙地面驗證的相關研究，當時“海盜”（Viking）1號和2號、“火星探路者號”（Mars Pathfinder）都是通過計算流體力學來進行力學分析[5-7]；美國“探索漫游者號”（Mars Exploration Rovers）采用分離彈簧彈開的設計，使用由NASA蘭利研究中心開發(fā)和維護的全過程數學仿真驗證軟件系統(tǒng)POST2對大底分離的全過程進行了仿真[8-10]，以便觀察大底彈開后是否產生二次碰撞；歐洲航天局的ExoMars在研制過程中采用點對點的仿真手段對整個著陸過程進行了仿真分析[11]；中國航天空氣動力技術研究院對火星著陸器背罩分離進行了氣動特性研究[12-14]，獲得了著陸平臺與背罩的軸向力隨間距變化的規(guī)律。由于地面模擬分離試驗系統(tǒng)龐大且復雜，搭建困難，仿真驗證在一定程度上緩解了地面試驗模擬耗資巨大的難題，但無法獲得地面試驗數據。1972年美國“海盜號”降落傘研制期間，開展了數次高空拋大底試驗[15]，高空試驗可驗證大底拋離的全過程，但需要在距離地面約35km的高空展開試驗，成本高昂，周期長，風險大，適用于全過程驗證試驗；“海盜號”還開展了風洞試驗[16]，針對背罩拋離過程中受空氣動力學影響的回吸力進行測試。歐洲航天局對ExoMar在拋大底過程中的風洞試驗進行了驗證[17]，風洞模擬分離試驗的周期短，但由于背罩分離裝置很難按照真實技術狀態(tài)進行縮比，試驗結果會產生一定誤差。結合拋大底拋背罩試驗要求和我國試驗條件，我國首顆火星著陸探測器采用室內分離的試驗方案，試驗方法主要有懸吊解鎖分離法、擺式分離法和自由落體分離法[18-21]。其中懸吊解鎖分離是將分離部件用吊車吊起，待分離信號觸發(fā)后，適配器與航天器開始分離；擺式分離法是將分離部件水平放置，上方用繩索吊掛進行分離；自由落體分離法是將試驗件從一定高度釋放，然后按照規(guī)定的時序進行分離。室內分離試驗雖然很難模擬火星的大氣環(huán)境，但由于大氣環(huán)境對背罩短期分離過程中的受力狀態(tài)影響不大，試驗系統(tǒng)穩(wěn)定、可靠、可操作性強、周期短；同時由于背罩拋離的加速度達到14m/s2，本文擬采用吊掛伺服電機牽拉式的分離方案。

針對“天問一號”火星探測器大底、背罩的分離試驗需求，本文分析了結構受力等效情況，提出電機主動式分離的方法和空間力、力矩耦合控制方法，對地面模擬分離系統(tǒng)的機械結構進行設計，搭建分離系統(tǒng)動力學模型，開展大底、背罩與進入艙的分離試驗，并采集了相關試驗數據，對分離方案及關鍵技術進行驗證。

1 拋離試驗方案設計

1.1 拋離試驗要求

“天問一號”著陸巡視器由背罩、火星車、著陸平臺和大底組成，著陸火星表面EDL的主要過程包括大氣進入、超聲速開傘、大底拋離、展開著陸緩沖機構、背罩拋離、發(fā)動機點火、懸停避讓、火面著陸，具體如圖1所示[23]。拋大底/拋背罩試驗就是模擬著陸巡視器在EDL過程中大底和背罩的分離過程，以驗證著陸巡視器結構設計。

圖1 著陸巡視器EDL過程示意

拋大底/拋背罩過程中分離和被分離艙體均在運動，且受到氣動耦合作用，拋大底/拋背罩試驗主要模擬在軌分離的速度、分離的機械導程和運動方向，設計提出的分離試驗主要技術指標要求如圖2所示。

圖2 大底拋離和背罩拋離時序及試驗要求

拋大底/拋背罩分離試驗受到的影響因素較多，約束條件也多，比如：分離過程中在大底與著陸平臺下表面設備之間的最小安全間距僅有16mm；分離過程氣流為不穩(wěn)定流場，易產生氣動耦合的吸力作用，對分離機構產生氣動阻力；受氣動減速、降落傘初期減速環(huán)節(jié)影響，分離的初始條件存在概率散布，需包絡其極限工況開展試驗，地面驗證難以真實覆蓋在軌使用條件等。為了使試驗能夠覆蓋在軌狀態(tài)，拋大底/拋背罩試驗中應設計4個工況：1）標稱工況，所有隨機參數均取分布的標稱值或者均值；2）下限極限工況，將對大底/背罩分離影響較大的參數取最良好的情況，其他參數取標稱值；3）上限極限工況，將對大底分離影響較大的參數取最惡劣的情況，其他參數取標稱值；4）校核工況，在上極限工況的基礎上，試驗時將艙段間的分離電連接器連接。

1.2 拋離過程受力等效性分析

火星探測器著陸過程中拋大底/拋背罩與地面模擬試驗有一定的區(qū)別：大底、背罩與平臺在軌分離的運動方向與火面有一定的傾角，與重力方向不一致，地面試驗大底、背罩的分離運動方向與重力方向一致；地面試驗與在軌重力加速度不同，地面為1n，火星重力加速度約0.38n。鑒于上述區(qū)別，試驗系統(tǒng)設計時應首先考慮分離過程大底或者背罩的受力狀態(tài)的等效性問題。以背罩拋離為例，分析在軌真實環(huán)境背罩分離前后，背罩和火星探測器本體（著陸平臺及火星車組合體，后文簡稱著陸平臺）的受力狀態(tài)，如圖3所示。

圖3 背罩拋離在軌受力狀態(tài)

火工品彈射分界面受力ab為內力。在短期分離過程（約1s）中，背罩在軌分離時其受力包括：降落傘對背罩的拉力pb；火星大氣對背罩的軸向阻力b；火星大氣對背罩的法向阻力b；背罩的火星重力b；背罩的氣動轉矩bmzg。著陸平臺受力包括：火星大氣對著陸平臺的軸向阻力a；火星大氣對著陸平臺的法向阻力a；著陸平臺的火星重力a；著陸平臺的氣動轉矩amzg。其他方向的受力與力矩初步界定為小量，分析時予以忽略。

因地面試驗與在軌時的重力加速度不同，需要對地面試驗系統(tǒng)進行重力補償。背罩拋離地面試驗受力狀態(tài)如圖4所示，著陸平臺固定，背罩模擬相對運動狀態(tài)。試驗吊具與背罩固連，試件質量增加，轉動慣量（質心坐標系）增加，該部分增加質量和轉動慣量所引起的試驗影響通過地面試驗系統(tǒng)進行補償，補償后保證作用在試件上的受力狀態(tài)與在軌（仿真）狀態(tài)保持一致。

圖4 背罩拋離地面試驗中受力狀態(tài)

分離前，背罩軸向力、法向力和轉矩的地面試驗與在軌受力狀態(tài)一致，具體受力分析為

式中為法向阻力b與火星重力b的夾角。

分離后，背罩與著陸平臺之間不存在內力ab，受力分析如下

從式（2）可以看出，地面試驗時，背罩的地球重力通過F進行補償后，軸向力（F–）、法向力F和轉矩M均與在軌受力狀態(tài)一致。

1.3 方案設計

火星探測器拋大底/背罩試驗，相對于“神舟飛船”、月球探測器等任務過程中的相關試驗有兩處顯著的特點：首先，火工品瞬時起爆后要求在高速運動狀態(tài)下加速分離，尤其是拋大底試驗，要求在28ms實現(xiàn)6m/s運動的基礎上繼續(xù)加速運動，即要求試驗系統(tǒng)具有很高的瞬時響應運動能力；其次，分離運動的加速度高，拋大底的加速度為5.0m/s2，而拋背罩的加速度為14m/s2，拋背罩的加速度超過重力加速度，傳統(tǒng)的被動式試驗方案已經無法實現(xiàn)。

對比吊掛配平被動方式，吊掛配平被動為主、主動為輔方式，以及吊掛配平伺服控制主動方式三種吊掛式試驗方案，其中被動式方案軸向加速度小于1n，非恒定值；被動為主、主動為輔方式起爆時間與控制時間難以同步；伺服控制主動方式控制系統(tǒng)復雜，但是跟隨速度快，施加的加速度可大于1n。綜合考慮，主動式方案可滿足試驗需求。主動式地面試驗系統(tǒng)的核心為大功率電機驅動模塊，為了降低對電機性能的要求，可以將連接主繩松弛一段長度，在火工品起爆前使電機提前加速運動，主繩末端獲得在火工品起爆后與大底相同的速度，進而實現(xiàn)大底的加速分離試驗。

圖5 拋離艙體力、力矩施力裝置示意

通過等效力分析得出，試驗系統(tǒng)不僅需要有軸向拉升能力，同時還具備施加法向力和轉矩力的能力。本文提出的試驗系統(tǒng)主要施力裝置如圖5所示，因艙體的法向力、轉動力矩與軸向力之間不存在簡單線性耦合關系，軸向力通過伺服電機牽拉向上運動，法向力牽拉彈簧組件用于大底（背罩）法向力的施加；轉矩力牽拉彈簧組件用于大底（背罩）法向力的施加。

拋離試驗系統(tǒng)需要實現(xiàn)背罩、大底的軸向分離的軸線力和運動要求，且可以施加法向力和轉矩力。整個系統(tǒng)包括軸向力伺服電機組件、法向力和轉矩力加載系統(tǒng)、拉力測量系統(tǒng)和總體控制系統(tǒng)。本文采用雙電機垂直索拉升系統(tǒng)實現(xiàn)背罩的軸向高動態(tài)運行特性要求；通過控制器實現(xiàn)伺服電機的精確實時運動控制；采用空氣彈簧配合扭矩限制離合器的法向及轉矩加載方式，以滿足系統(tǒng)的加載性能要求，在各加載端都串接有高動態(tài)力傳感器，可以實現(xiàn)各加載力的實時精確測量，確保試驗過程中的完整、精確記錄。

2 模型建立及分析

開展地面試驗前，利用Adams動力學軟件建立背罩、大底分離過程仿真預示模型，模型由繩系系統(tǒng)、彈簧系統(tǒng)、吊具、大底、背罩和著陸平臺組成，所建立的背罩分離模型如圖6所示，其中+方向為背罩分離方向，也是軸向力施加方向；+為法向力施加方向；+向與+、+成右手法則。以背罩分離過程為例，其力學模擬情況主要包括：著陸平臺置于地面架車上；繩系系統(tǒng)、彈簧系統(tǒng)與背罩吊具模型相連接，實現(xiàn)背罩的平動和轉動；繩系系統(tǒng)通過一個定滑輪，給系統(tǒng)軸向+方向提供拉力；彈簧系統(tǒng)分別位于背罩的±側，提供－方向側向力和繞方向的扭矩。

對背罩仿真模型進行設置，主要包括：背罩質量屬性、外部力學輸入條件。其中背罩質量特性如下：背罩總質量2.453 000 0×102kg，相對于著陸巡視器機械坐標系的質心坐標（,,）：（9.290 000× 102, 0.000 000 0, –1.260 000 0×102）mm；相對于背罩質心坐標系，，三個方向的慣性：3.323 000 0× 108、3.392 000 0×108、3.280 000 0×108kg·mm2。

圖6 背罩分離動力學模型

圖7 背罩標況下軸向加速度輸入

圖8 背罩標況碰撞檢測最小距離

圖注：1）干涉風險點1，發(fā)動機支架1A；2）干涉風險點2，發(fā)動機支架1B；3）干涉風險點3，發(fā)動機支架2A；4）干涉風險點4，發(fā)動機支架2B；5）干涉風險點5，發(fā)動機支架3A；6）干涉風險點6，發(fā)動機支架3B；7）干涉風險點7，發(fā)動機支架4A；8）干涉風險點8，發(fā)動機支架4B；9）干涉風險點9，++象限足墊位置；10）干涉風險點10，+–象限足墊位置；11）干涉風險點11，––象限足墊位置；12）干涉風險點12，–+象限足墊位置

以背罩標況為例，外部條件輸入如下：軸向加速度值如圖7所示（圖中時間為從開傘算起的整個仿真過程中的一段），法向加速度為–3m/s2，角加速度值為85（°）/s2。

動力學仿真的關鍵是艙體拋離過程的干涉檢測。將大底和背罩在分離中的真實承載（仿真結果）情況作為軸向力、法向力和轉矩的輸入，為了保證動力學仿真的真實性，設置了標準、上限和下限的仿真條件。碰撞檢測采用幾何檢測的方法，監(jiān)測部件的相對距離。仿真結果表明，分離過程中大底分離0.1s、背罩分離0.5s內均無碰撞發(fā)生。以背罩分離標況為例，背罩分離0.5s內其碰撞最小距離如圖8所示，分離距離始終大于0，說明分離過程中無碰撞發(fā)生。

3 試驗驗證

3.1 系統(tǒng)搭建

試驗系統(tǒng)主要由試驗平臺、試驗吊具系統(tǒng)、力學測量系統(tǒng)、高速攝影測量系統(tǒng)、試驗產品模擬件、試驗輔助系統(tǒng)等6部分組成。試驗平臺為吊掛艙體分離過程提供軸向力隨動施加、法向力和轉動力矩施加等功能，并能夠測量各個方向施加力；試驗吊具系統(tǒng)主要負責2種分離工況下吊掛艙體的分離起吊、吊具與吊掛艙體連接（吊點通過質心），試驗吊具通過吊裝接口與試驗平臺連接，進行正式試驗和利用模擬件調試前，需將吊具與產品及模擬件進行質測；測量系統(tǒng)中的沖擊測量系統(tǒng)，可以測量吊掛艙體和固定艙體分離面及其他測量點的沖擊響應，并進行數據處理，應變測量系統(tǒng)主要對系統(tǒng)關鍵部件應變進行測量；高速攝影測量系統(tǒng)負責測量大底、背罩的分離速度、角速度、姿態(tài)角，記錄分離過程；試驗輔助系統(tǒng)主要包括試驗過程中使用的輔助工裝與設備以及防墜落防護裝置；產品模擬件是質量特性與受力特性與真實產品相近的模擬件，用于調試試驗系統(tǒng)。試驗采用dSPACE控制器，電機控制模式為力矩控制，繩索末端軸向力由力傳感器測得。

3.2 試驗過程及結果

采用本文試驗方法分別開展了真實火星探測器的背罩分離和大底分離試驗，試驗分上限、標況、下限和校核的4個工況進行，試驗結果均滿足指標要求。其中背罩標況的軸向索力、上轉矩力、下轉矩力以及法向力通過力學傳感器獲得，試驗結果如圖9～12所示。

通過圖9～12得出標況下上扭矩力、下扭矩力、法向力和主索力的試驗均值和理論值的偏差，可以發(fā)現(xiàn)偏差不大于10%。

圖9 背罩標稱工況主索索力曲線

圖10 背罩標稱工況上扭矩力

圖11 背罩標稱工況下扭矩力

圖12 背罩標稱工況法向力

3.3 結果分析

本試驗系統(tǒng)的目的是通過索驅動機構模擬防熱大底分離和背罩分離時的運動狀態(tài)和受力狀態(tài)，防熱大底和背罩分離試驗過程中繩索索力的準確施加是試驗成功的關鍵。如圖13所示，本試驗系統(tǒng)可等效為一個由4組彈簧阻尼組成的柔性系統(tǒng)?？刂颇Ｊ街饕獮榱乜刂?，通過電機驅動繩索對防熱大底和背罩施加分離力，使其高速分離。然而，由于繩索單向受力的特點和框架的固有特性，使得本試驗系統(tǒng)的主索索力、法向力和擾動力矩的施加與理論值有一定的偏差，均會對試驗結果產生影響。試驗系統(tǒng)對在軌分離驗證的這些影響可通過實際系統(tǒng)施加的力和力矩的程度與理論值之間的比較得出。由圖9可知，主索索力比理論給定的索力波動更大，這是繩索和框架系統(tǒng)的固有特性造成的。如圖10～12所示，法向力和扭矩力的實際索力平均值大于理論給定的平均值，說明該試驗工況下法向力和扭矩力的施加要比真實在軌工況下的更大。在此試驗狀態(tài)下防熱大底和背罩若能分離，即可證明真實在軌工況下防熱大底和背罩也可順利分離。

圖13 索機構等效彈簧阻尼系統(tǒng)

4 結束語

本文針對“天問一號”火星探測器在EDL過程中大底、背罩拋離的關鍵環(huán)節(jié)開展了地面模擬試驗研究，研制了火星探測器大底、背罩的地面模擬分離系統(tǒng)，并完成了相關的試驗。試驗過程中測量的數據完整有效，背罩、大底在短期分離過程中的受力狀態(tài)得到了準確施加，產品結構外觀未發(fā)現(xiàn)異?，F(xiàn)象；試驗中大底/背罩與產品未發(fā)生碰撞，結構未出現(xiàn)損壞或塑性變形，在軌可實現(xiàn)無磕碰分離；驗證了分離方案的可行性問題，解決并驗證了我國火星探測任務EDL過程拋離大底、背罩的關鍵技術。

[1] BRAUN R D, MANING R M. Mars Exploration Entry, Descent, and Landing Challenges[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2007, 44(2): 310-323.

[2] 于登云, 孫澤洲, 孟林智, 等. 火星探測發(fā)展歷程與未來展望[J]. 深空探測學報, 2016, 3(2): 108-113.

YU Dengyun, SUN Zezhou, MENG Linzhi, et al. The Development Process and Prospects for Mars Exploration[J]. Journal of Deep Space Exploration, 2016, 3(2): 108-113. (in Chinese)

[3] 饒煒, 孫澤洲, 孟林智, 等. 火星著陸探測任務關鍵環(huán)節(jié)技術途徑分析[J]. 深空探測學報, 2016, 3(2): 121-128.

RAO Wei, SUN Zezhou, MENG Linzhi, et al. Analysis and Design for the Mars Entry, Descent and Loading Mission[J]. Journal of Deep Space Exploration, 2016, 3(2): 121-128. (in Chinese)

[4] 郭璠, 李群智, 饒煒, 等. “火星科學實驗室”的EDL試驗驗證技術及啟示[J]. 航天器工程, 2018, 27(2): 104-113.

GUO Fan, LI Qunzhi, RAO Wei, et al. Overview and Enlightenment of Mars Science Laboratory’s Entry, Descent and Landing Test Technology[J]. Spacecraft Engineering, 2018, 27(2): 104-113. (in Chinese)

[5] INGOLDBY R N, ICHEL F C, FLAHERTYT M, et al. Entry Data Analysis for Viking Landers 1 and 2 Final Report: NASA CR-159388[R]. 1976.

[6] GNOFFO P A, BRAUN R D. Prediction and Validation of Mars Pathfinder Hypersonic Aerodynamic Data Base[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1999, 36(3): 367-373.

[7] GNOFFO P A, WEILMUENSTE K J, BRAUN R D, et al. Influence of Sonic-line Location on Mars Pathfinder Probe Aerothermodynamics[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1996, 33(2): 169-177.

[8] RAISZADEH B, QUEEN E M. Mars Exploration Rover Terminal Descent Mission Modeling and Simulation: AAS 04-271[R]. 2004.

[9] SCHOENENBERGER M, CHEATWOOD F M, DESAI P N. Static Aerodynamics of the Mars Exploration Rover Entry Capsule[C]//Proceedings of 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno Nevada, USA: AIAA, 2005, 56: 1-12.

[10] RAISZADEH B, DESAI P, MICHELLTREE R. Mars Exploration Rover Heat Shield Recontact Analysis[C]//Proceedings of AIAA Aerodynamic Decelerator Systems Technology Conference and Seminar, Dublin, Ireland, 2011, 2584: 969-985.

[11] BAYLE O, PORTIGLIOTTI S, VENDITTO P, et al. ExoMars-2016 Descent Module EDL Demonstration Mission- Approach to Aerothermodynamic Database Building[C]//Proceedings of 7th European Symposium on Aerothermodynamics. Paris. ESA, 2011.

[12] 張青斌, 豐志偉, 馬洋, 等. 火星EDL過程動力學建模與仿真[J]. 宇航學報, 2017, 38(5): 443-450.

ZHANG Qingbin, FENG Zhiwei, MA Yang, et al. Modeling and Simulation of Mars EDL Process[J]. Journal of Astronautics, 2018, 39(9): 953-959. (in Chinese)

[13] 呂俊明, 苗文博, 黃飛, 等. 火星進入的氣動力特性預測模型分析[J]. 空間科學學報, 2016, 36(3): 344-351.

LU Junming, MIAO Wenbo, HUANG Fei, et al. Model Analysis for Predicting Aerodynamic Characteristics of Mars Entry[J]. Chinese Journal of Space Science, 2016, 36(3): 344-351. (in Chinese)

[14] 徐國武, 李齊, 周偉江. 火星著陸器拋背罩分離體氣動特性[J]. 宇航學報, 2018, 39(9): 953-959.

XU Guowu, LI Qi, ZHOU Weijiang. Aerodynamic Characteristics of Mars Lander Back Shell Separation[J]. Journal of Astronautics, 2018, 39(9): 953-959. (in Chinese)

[15] 李爽, 江秀強. 火星進入減速器技術綜述與展望[J]. 航空學報2015, 36(2): 422-440.

LI Shuang, JIANG Xiuqiang. Review and Prospect of Decelerator Technologies for Mars Entry[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(2): 422-440. (in Chinese)

[16] EDQUIST K A. Computations of Viking Lander Capsule Hypersonic Aerodynamics with Comparisons to Ground and Flight Data[C]//Proceedings of AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit. Keystone, Colo, USA: AIAA, 2006: 6137.

[17] NEEB D, GUILHAN A, AUGENSTEIN E. Experimental Study of ExoMars Sub- and Transonic Aerodynamics and Heat Shield Separation in HST[C]//Proceedings of the 7th European Symposium on Aerothermodynamics, 692. Brugge, Belgium: ESA Communications, ESTEC, Noordwijk, The Netherlands, 2011.

[18] 孫澤洲, 張熇, 賈陽, 等. 嫦娥三號探測器地面驗證技術[J]. 中國科學: 技術科學, 2014, 44(4): 369-376.

SUN Zezhou, ZHANG He, JIA Yang, et al. Ground Validation Technologies for Chang’E-3 Lunar Spacecraft[J]. Scientia Sinica: Technologica, 2014, 44(4): 369-376. (in Chinese)

[19] 董愨, 鄭圣余, 馮偉, 等. 火星探測器分離試驗方法研究[J]. 航天器環(huán)境工程, 2020, 37(4): 361-368.

DONG Que, ZHENG Shengyu, FENG Wei, et al. Method of Separation Test for Mars Spacecraft[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2020, 37(4): 361-368. (in Chinese)

[20] 侯森浩, 唐曉強, 孫海寧, 等. 面向航天器分離的高速索力傳遞特性[J]. 清華大學學報(自然科學版), 2021, 61(3): 177-182.

HOU Senhao, TANG Xiaoqing, SUN Haining, et al. Transfer Characteristics of High-speed Cable Forces for Spacecraft Separation[J]. Journal of Tsinghua University (Science and Technology), 2021, 61(3): 177-182. (in Chinese)

[21] 齊乃明, 孫康, 王耀兵, 等. 航天器微低重力模擬及試驗技術[J]. 宇航學報, 2020, 41(6): 770-779.

QI Naiming, SUN Kang, WANG Yaobing, et al. Micro/Low Gravity Simulation and Experiment Technology for Spacecraft[J]. Journal of Astronautics, 2020, 41(6): 770-779. (in Chinese)

[22] 高海波, 牛福亮, 劉振, 等. 懸吊式微低重力環(huán)境模擬技術研究現(xiàn)狀與展望[J]. 航空學報, 2021, 42(1): 80-99.

GAO Haibo, NIU Fuliang, LIU Zhen, et al. Suspended Micro-low Gravity Environment Simulation Technology: Status Quo and Prospect[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2021, 42(1): 80-99. (in Chinese)

[23] HOU Senhao, SUN Haining, LI Qunzhi,et al. Design and Experimental Validation of a Disturbing Force Application Unit for Simulating Spacecraft Separation[J]. Aerospace Science & Technology,2021(113): 106674.

Design and Verification of Tianwen-1 Probe Cabin Separation Test System

FENG Wei1,2YI Wangmin1,2YANG Wang1LI Qunzhi3HOU Senhao4ZHENG Shengyu1,2MENG Fanwei1,2

（1 Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering, Beijing 100094, China）（2 Beijing Engineering Research Center of the Intelligent Assembly Technology and Equipment for Aerospace Product, Beijing 100094, China）（3 Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China）（4 Department of Mechanical Engineering,Tsinghua University，Beijing 100084, China）

The high-speed separation of the heatshield and the aeroshell in the process of Tianwen-1 Mars probe entering, lowering and landing (EDL) should be tested and verified on the ground. For high-speed and high acceleration following, and coupling the spatial force and torque to compose in separation test，the active separation scheme driven by motor and the control method of spring force limiting and torque moment are put forward in this paper. The test system and its dynamic model are established, and the experimental verification is carried out. The test results show that the force state is applied accurately in the separation process of the heatshield and aeroshell, and the results are basically consistent with the simulation results. This test method effectively verifies the mechanical safety of the separation process of the Mars probe's heatshield and aeroshell, and also provides a useful reference for the separation test of other spacecraft.

separation test; motor drive; cable hoisting; heatshield; aeroshell; Mars probe; Tianwen-1

V416.6

A

1009-8518(2021)03-0023-9

10.3969/j.issn.1009-8518.2021.03.003

2021-03-09

國家重大科技專項工程

馮偉, 易旺民, 楊旺, 等. “天問一號”探測器艙體拋離試驗系統(tǒng)設計與驗證[J]. 航天返回與遙感, 2021, 42(3): 23-31. FENG Wei, YI Wangmin, YANG Wang, et al. Design and Verification of Tianwen-1 Probe Cabin Separation Test System[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2021, 42(3): 23-31. (in Chinese)

馮偉，男，1982年生，2007年7月獲哈爾濱工業(yè)大學機械設計及理論專業(yè)碩士學位，高級工程師，目前主要從事航天器低重力試驗研究、智能化裝備及工藝設計工作。E-mail：fengwei_bisee@163.com。

（編輯：夏淑密）