火星EDL过程动力学建模与仿真

合集下载

火星EDL导航_制导与控制技术综述与展望

第31卷第3期2010年3月宇航学报Journal of AstronauticsVol.31MarchNo.32010火星EDL 导航、制导与控制技术综述与展望李爽,彭玉明,陆宇平(南京航空航天大学航天学院,南京210016)摘要:以成功着陆火星探测器的导航、制导与控制系统为典型代表,系统地总结了火星EDL 导航、制导与控制技术的历史与现状,对各种已有技术的优缺点进行了对比分析,并以未来的火星采样返回、载人登陆和火星基地任务为潜在工程应用目标,对下一代高精度火星EDL 导航、制导与控制技术进行了比较全面的分析和展望。

关键词:火星EDL;导航、制导与控制;综述与展望中图分类号:V448.2 文献标识码:A 文章编号:1000-1328(2010)03-0621-07DOI :10.3873P j.issn.1000-1328.2010.03.001收稿日期:2009-06-21; 修回日期:2009-07-27基金项目:国家自然科学基金(60804057);中国博士后科学基金(20090450148);江苏省博士后科研资助计划项目(0901037C)0 引言随着人类社会经济的不断发展和空间技术的不断进步,人类通过探索太阳系其它星球从而加深对地球了解和认识的愿望越来越强烈。

作为距离地球最近的行星之一,火星在很多方面都与地球相似,已经成为人类进行深空探测的首选目标星体。

1962年前苏联发射了第一个火星探测器/火星1号0,1971年前苏联发射的/火星3号0成为第一个到达火星表面的探测器。

其后,美国、欧洲、日本相继发射了多个火星探测器,比如/海盗号0、/火星探路者号0、/希望号0、/火星快车0、/勇气号0、/机遇号0和/凤凰号0等。

人类对火星的探测活动已经成为近年来深空探测的最大热点[1]。

四十多年来,前苏联、美国、欧洲和日本先后共计进行了38次火星探测活动,其中2/3的任务以失败告终。

进入、下降和着陆(Entry,Descent,Landing,EDL)过程是整个火星探测任务最为重要的阶段之一,而其中所涉及的导航、制导与控制又是EDL 的难点所在,直接决定着整个探测任务的成败。

动力学系统的建模与仿真研究

动力学系统的建模与仿真研究动力学系统是指由物理、化学、生物等领域中各种运动的学科所引起的不同类型的系统，它们的运动可以用动力学方程来描述。

这些方程在很多领域中有着广泛的应用，比如说天文学、机械工程、地球物理学等等。

本文将从动力学系统的建模和仿真角度，介绍动力学系统的研究现状。

一、动力学系统的建模建模是动力学系统研究的第一步，它的目的是将复杂的系统简化为可以用数学模型描述的形式。

从而我们可以通过分析这些模型，来了解系统运动的规律。

1.物理学中的动力学系统建模物理学中经典的动力学系统建模方法是拉格朗日法和哈密顿原理。

拉格朗日法是以作用量为基础来建立系统的动力学方程，常用于描述自由度较少、同时具有完整坐标和简正坐标的系统。

哈密顿原理是以哈密顿量为基础来建立系统的动力学方程，常用于描述自由度较多、同时具有广义坐标和广义动量的系统。

2.化学中的动力学系统建模化学中的动力学系统建模主要是通过反应速率常数和反应机理模型来描述化学反应过程。

动力学方程的形式可以是常微分方程、偏微分方程或者代数方程等等。

化学反应模型的选择需要考虑多方面因素，包括反应物浓度、反应时间、反应温度等等。

3.生物学中的动力学系统建模生物学中的动力学系统建模需要考虑生物体所涉及的多种因素，比如说神经、内分泌、交感、免疫系统等等。

建立生物体动力学模型的方式包括微分方程、回归分析、非线性方程等等。

二、动力学系统的仿真研究建立动力学系统数学模型之后，我们可以进行仿真研究。

仿真实验可以帮助我们更好地理解动力学系统，了解其运动规律。

1.仿真方法常见的动力学系统仿真方法包括基于块图的仿真方法、基于Matlab/Simulink的仿真方法、虚拟现实仿真方法等等。

块图仿真方法是通过图形化拖拉组件进行仿真实验。

Matlab/Simulink仿真方法是采用模块化的思想进行模型建立和仿真。

虚拟现实仿真方法可以呈现更为真实且具有沉浸感的仿真体验，它通常用于通过建立三维模型来实现仿真。

运动控制中的动力学建模与仿真研究

运动控制中的动力学建模与仿真研究一、引言运动控制在现代工程领域扮演着重要的角色。

无论是机器人控制、汽车自动驾驶还是航天飞行器的导航，都需要对系统的动力学进行建模和仿真研究。

动力学建模是追踪系统运动、优化控制策略以及进行运动规划的关键一步。

本文将探讨运动控制中的动力学建模与仿真研究。

二、传统动力学建模方法传统的动力学建模方法基于牛顿力学原理，并采用微分方程描述物体的运动。

通过分析系统的受力、扭矩和外部作用等因素，建立运动方程并求解，以获得物体在不同时间点上的运动状态。

这一方法可以准确地描述物体在系统内部和外部作用力的影响下的运动情况。

然而，由于涉及到大量的微分方程，传统动力学建模方法具有复杂性和计算量大的特点。

三、基于仿真的动力学建模方法随着计算机科学和数值方法的发展，基于仿真的动力学建模方法成为研究的热点。

这种方法利用计算机软件来模拟动力学系统的运动，通过数值计算得到系统在不同时间点上的状态。

仿真技术具有简便、灵活和高效的特点，能够快速和准确地模拟系统的动态行为。

四、多体动力学仿真多体动力学仿真是运动控制中的重要技术之一。

它可以模拟多个物体之间的力学相互作用，并准确地反映系统的运动特性。

多体动力学仿真常应用于机器人控制、车辆动力学和飞行器飞行控制等领域。

通过建立精确的模型和仿真环境，研究人员可以探索不同控制算法、路径规划和优化策略，以提高系统的性能和稳定性。

五、控制系统建模方法除了动力学建模，控制系统建模也是运动控制中的重要一环。

控制系统建模关注的是将输入信号转化为输出信号，并研究系统对输入信号的响应。

常见的控制系统建模方法包括传递函数法、状态空间法和最小二乘法等。

这些方法可以精确地描述控制系统的动态行为，为系统设计和优化提供理论依据。

六、动力学仿真与实际应用动力学仿真在实际应用中具有广泛的应用价值。

在机器人领域，动力学模型可以帮助研究人员分析机器人的稳定性、机械臂的运动和力学特性等。

在车辆动力学研究中，仿真可以帮助模拟车辆在不同路况下的行驶情况，优化车辆的悬挂系统和驱动力分配策略。

航天飞行动力学作业报告-轨道仿真及转移质量计算

航天飞行动力学作业报告——轨道仿真及转移质量计算一、问题描述1、在已知条件下考虑J2项摄动和大气阻力摄动，计算仿真航天器轨道在一年之内的变化特性，并绘制其图像。

2、在轨运行一年后，采用Hohmann 机动使轨道回到标称轨道，计算所要消耗的推进剂的质量。

二、模型建立在仅考虑J2项摄动和大气阻力摄动的假设下，可得到下列公式进行求解。

sin (1)cos ]cos (1)sin sin()cot ]sin (1)sin (1cos )]u r u u h h r u h r u r u dp dt de r er a f a f a dt p p d dt di dt d r er a f a f a f i dt p pdf f r dt e p da a e f a e f dt ωω==+++Ω===−++−+−+=++2r u dM r r f e a dt p p +−+其中r u h a a a 为摄动加速度在径向、横向、副法向方向上的加速度分量，可以用下列公式得到。

Da g a ∆=∆+22222222222222223[13sin sin ()]23sin sin[2()]23sin sin()2e r e u e h R g J i f r rR g J i f r rR g J i f r r µωµωµω∆=−−+∆=−+∆=−+22sin cos Dr Du a v a v σργσργ=−=−通过matlab 对上式进行数值迭代求解就可以得到轨道六要素在一年之内的变化特性。

三、求解六要素通过上式的迭代求解可以得到六要素在一年中变化如下：图 3-1 近地点幅角ω图3-2 真近点角f图3-3 离心率e图3-4 半长轴a图3-5 轨道倾角i图3-6 升交点赤经Ω四、六要素的理论分析对于0.25E7 s时候e产生的突变，是因为在迭代数值求解过程中，使用了两组公式分别对应于e很小（近似为圆轨道）以及e不可忽略（按椭圆轨道）的时候，当到0.5E7 s附近时，e不可忽略，de按椭圆轨道计算，会产生一个突增。

运载火箭发射过程中液体推进剂动态建模方法

运载火箭发射过程中液体推进剂动态建模方法火箭是一种能够将载荷送入空间的飞行器，它的发射过程中离不开推进剂的使用。

液体推进剂是一种常见的推进剂类型，其在发射过程中的动态特性对火箭的飞行轨迹和性能有着重要影响。

因此，准确地建模液体推进剂的动态特性对于火箭设计和控制具有重要意义。

液体推进剂主要由燃料和氧化剂组成，它们在火箭发动机的燃烧过程中发生化学反应，产生高温和高压的气体从喷嘴喷出，产生推力。

为了准确地建模液体推进剂的动态特性，需要考虑燃料和氧化剂之间的化学反应以及在燃烧过程中产生的温度和压力变化。

在液体推进剂的动态建模过程中，可以采用几种常见的方法。

一种常用的方法是基于物理原理的建模。

通过分析液体推进剂中的物质输入、输出和能量转化过程，建立微分方程模型描述液体推进剂的动态特性。

这种方法可以更准确地考虑液体推进剂在燃烧过程中的变化，但需要具备一定的物理和数学建模能力。

另一种常用的方法是基于试验数据的建模。

通过实际的发射试验，采集液体推进剂的温度、压力和流量等参数数据，并根据这些数据进行建模分析。

这种方法相对简单，但需要大量的试验数据来支持建模过程，并且对试验环境和条件有一定的要求。

除了物理原理和试验数据，还可以利用计算方法进行动态建模。

通过计算流体力学（CFD）方法，可以模拟液体推进剂在发动机内的流动过程，从而推导出液体推进剂的动态特性。

这种方法需要进行大量的数值计算，对计算机性能要求较高，但可以较为准确地描述液体推进剂的动态行为。

在建模过程中，还需要考虑到液体推进剂引起的燃烧不稳定性和不均匀性。

液体推进剂在燃烧过程中可能出现剧烈的振荡和温度不均匀现象，这对火箭的稳定性和安全性都有一定的影响。

因此，在建模过程中需要考虑这些不稳定因素，并适当引入补偿控制策略，以保证火箭的安全飞行。

总结起来，准确建模液体推进剂的动态特性对于火箭设计和控制非常重要。

通过物理原理、试验数据和计算方法相结合的方式，可以较为准确地描述液体推进剂在发射过程中的行为。

动力学系统建模与仿真

ub (s) s kb (s)
（1-4）（1-5）（1-6）
La s i(s) Ra i(s) ub (s) ua (s) Js 2 (s) cs (s) Ki (s)
将（1-4）带入到（1-5）
La s i(s) Ra i(s) s kb (s) ua (s)
从该式解出： i( s)
u a ( s ) s k b ( s ) La s Ra
代入到（1-6）中有：
Js 2 ( s) cs ( s) K
系统的传递函数为：
u a ( s ) s k b ( s ) sLa Ra
H ( s)
( s)
u a ( s)
(t ) bc (t ) k p (r (t ) c(t )) Jc (t ) bc (t ) k p c(t ) k p r (t ) Jc
这样可以得到闭环控制系统的传递函数为：
2 kp kp / J n c( s ) 2 2 2 2 r (s) Js bs k p s (b / J )s (k p / J ) s 2n s n
图1-1 直流伺服电动机基本原理：直流伺服电机是由定子和转子构成，定子中有励磁线圈提供磁场，转子中有电枢线圈，在一定磁场力的作用下，通过改变电枢线圈的电流可以改变电机的转速【5】，下左图
所示直流伺服电机的原理图。主要的技术参数：
Ra 电枢电阻 La 电枢电感。 u a 电枢外电压 ub 电枢电动势。
图1-3
位置控制系统
(t ) ，b 是阻尼系数。假定转子在旋转过程中受到摩擦轮带来的阻力矩 M b bc
(t ) bc (t ) T (t ) 转子系统的动力学方程为： Jc

火星精确着陆轨迹优化与制导技术研究进展

图 3 火星大气密度偏差随高度的分布情况
Fig.3 Distribution of the Mars atmosphere density bias with respect to altitude
器也将使这一问题更加突出。
（2）火星大气进入过程控制能力严重受限
目前，以“好奇号”为代表的火星大气进入飞行器采用弹道升力式气动布局。大气进入过程中通过
实现精确着陆。为此，在分析火星环境中探测器动力学行为特征的基础上，需要深入地研究火星表面精确
着陆轨迹优化与制导方法。火星着陆轨迹优化技术与制导技术是两个相互联系的研究领域。轨迹优化技术是初始状态[4]和着陆点评估[5]重要工具，同时，轨迹优化技术也是制导算法中轨迹设计的重要手段。
表 1 火星着陆探测典型任务分析 Tab.1 Brief summary of the typical Mars landing missions
调节倾侧角来改变升力在飞行纵向和侧向分量，进而达到改变飞行轨迹的目的。“好奇号”探测器进入飞
器必须具备更高的减速效率，而与此同时，这将导
致热流峰值和过载峰值的显著升高。如何在减速制
动效率和飞行安全之间取得平衡，既是飞行器结构
和热防护设计所需面对的问题，也是着陆轨迹优化
与制导所需解决的关键技术。同时，目前条件下的飞行器进入段末端高度普遍较低，进而从着陆高度上显著限制了飞行器可探测的区域，而大质量飞行
弹道升力式
弹道式
弹道式弹道式弹道升力式弹道式弹道升力式
着陆海拔/km
–3.5
–2.5
–1.9/–1.4 –4.0
–4.45
–2.5
–2.7
着陆位置偏差/km×km 280×100

动力学过程建模和仿真方法

动力学过程建模和仿真方法动力学过程建模和仿真方法是一种模拟和预测系统或过程动态行为的技术。

它涉及将系统的物理规律、过程参数、初始条件等纳入数学模型中，并通过模型求解和仿真来预测系统的状态演变和行为。

为了准确描述和分析系统的动态行为，动力学过程建模和仿真方法使用了多种数学和计算工具。

这些工具包括微分方程、差分方程、概率论、优化算法等。

在动力学过程建模中，首先需要确定系统的动力学行为。

这可以通过物理定律和实验数据来确定。

然后，根据动力学规律建立数学模型，包括参数和状态变量。

常用的模型类型包括连续模型和离散模型。

连续模型基于微分方程，描述系统在连续时间下的演化。

离散模型基于差分方程，描述系统在离散时间点上的演化。

根据具体问题的需要，可以选择合适的模型类型。

建立数学模型后，需要确定模型的参数。

这可以通过实验观测数据进行参数估计，或者根据物理规律和系统特性进行估算。

参数的准确确定对于模型的精度和预测能力至关重要。

在模型建立和参数确定之后，接下来是模型求解和仿真。

模型求解可以使用数值方法或符号计算方法。

数值方法将微分方程或差分方程转化为差分方程，然后通过计算机程序进行求解。

常用的数值方法有欧拉方法、龙格-库塔方法等。

符号计算方法则通过代数运算和符号推导来求解模型。

仿真是指利用数学模型和求解方法模拟系统的动态行为。

仿真可以通过改变模型的输入条件和参数来预测系统的响应。

动力学过程建模和仿真方法在许多领域都有广泛的应用。

在物理学和工程学中，它可以用来研究和设计机械系统、电路和流体系统等。

在经济学和管理学中，它可以用于模拟市场和经济系统的演化和波动。

在生物学和生态学中，它可以用来描述生物群落的竞争和演化过程。

在交通运输领域，它可以用来模拟和优化交通流量和路网设计。

尽管动力学过程建模和仿真方法具有广泛的应用前景，但也存在一些挑战和困难。

其中之一是模型的复杂性和计算量。

随着模型的复杂度增加，模型的求解和仿真会变得非常耗时。

火星环境下降落伞拉直过程的动力学建模

火星环境下降落伞拉直过程的动力学建模Abstract:To achieve a successful landing on Mars, the parachute deployment system needs to be designed to ensure a controlled descent to the surface. This paper presents a dynamic modeling approach for the parachute deployment process in the Mars environment. The model takes into account the impact of the thin Martian atmosphere, wind speed and direction, and the design of the parachute. By analyzing the forces and moments acting on the parachute during deployment, the optimal parachute design and deployment sequence can be determined.Introduction:The landing on Mars is a challenging task due to the thin atmosphere and low gravity compared to Earth. The parachute deployment system is a critical component of the landing system and plays a significant role in achieving a successful landing. The parachute system must be designed to withstand the harsh Martian environment, including wind speed, direction, and atmospheric density. Therefore, a dynamic model of the parachute deployment process in the Martian environment is essential for designing an effective parachute system.Modeling Approach:The parachute system can be modeled using Newton's laws of motion, which express the relationship between the motion of an object and the forces acting on it. The forces acting on theparachute include gravity, air resistance, and the wind force. To model the parachute deployment process, we first develop a mathematical description of the parachute's shape and its material's physical properties.A differential equation is used to model the motion of the parachute, which is represented by its position and orientation at any given time. The differential equation is solved using numerical methods to obtain the position and orientation of the parachute over time. Based on the position and orientation of the parachute, the forces acting on it can be determined using aerodynamic modeling.The forces acting on the parachute during deployment include the drag force, lift force, and the weight of the parachute. These forces can be modeled using empirical formulas based on the parachute's design and the atmospheric properties of Mars. The wind force is also included in the model, which affects the parachute's descent speed and direction. The wind force is modeled by considering the wind speed and direction on the Mars surface.Results and Discussion:Using the dynamic model of the parachute deployment process, we can analyze the forces and moments acting on the parachute during deployment. The optimal design and deployment sequence of the parachute can be determined based on the results of this analysis. The results of the modeling show that the parachute's descent speed is affected by the wind speed and direction, and theatmospheric density of Mars. The optimal parachute design is one that balances the drag and lift properties to ensure a stable descent. Conclusion:This paper presented a dynamic model of the parachute deployment process in the Martian environment. The results of the modeling show that the parachute's design and deployment sequence are critical to achieving a successful landing on Mars. By considering the forces and moments acting on the parachute during deployment, the optimal parachute design and deployment sequence can be determined.Future work includes extending the model to include more complex parachute systems and developing more accurate models for the forces acting on the parachute during deployment. With this modeling approach, we can design more efficient parachute systems and increase the success rate of Mars landings.One of the main challenges of landing on Mars is the planet's thin atmosphere, which is only about 1% of Earth's atmosphere. This means that traditional parachutes used on Earth would not be suitable for slowing down a spacecraft during landing. Instead, engineers must develop specialized parachute systems that are designed specifically for the Martian environment.The first step in designing a parachute system is to determine the size and shape of the parachute. This is based on various factors, including the size and weight of the spacecraft, the atmospheric conditions on Mars, and the desired descent speed. Once the parachute design is determined, engineers can begin to model thedeployment process to ensure a controlled descent to the surface.The dynamic model of the parachute deployment process takes into account the various forces and moments acting on the parachute during deployment. These include the drag force, which is caused by the resistance of the Martian atmosphere, and the weight of the parachute. The lift force, which is perpendicular to the direction of motion, is caused by the shape of the parachute and the nature of the flow around it.The wind force is also a key factor to consider in the dynamic model. The wind on Mars can vary in speed and direction, which can affect the descent speed and direction of the parachute. By modeling the wind force, engineers can ensure that the parachute system is designed to withstand the effects of the Martian wind. The results of the modeling can be used to optimize the design of the parachute system. For example, if the model shows that the descent speed is too fast, engineers can adjust the size or shape of the parachute to slow it down. Conversely, if the descent speed is too slow, engineers can adjust the design to speed up the descent.The deployment sequence of the parachute is also a critical factor in achieving a successful landing. The parachute must be deployed at the right time and in the correct sequence to ensure a stable descent. The dynamic model can be used to determine the optimal deployment sequence, taking into account the various forces and moments acting on the parachute during deployment.In conclusion, the dynamic modeling approach for the parachutedeployment process in the Martian environment is essential for designing an effective parachute system for Mars landings. By analyzing the forces and moments acting on the parachute during deployment, engineers can optimize the design of the parachute system and ensure a controlled descent to the surface. As we continue to explore Mars and plan for future missions, this modeling approach will be critical in increasing the success rate of Mars landings and advancing our understanding of the Red Planet.In addition to the parachute system, other landing technologies are also being developed for Mars missions. One such technology is the use of rockets to slow down the spacecraft during descent. This method, known as a powered descent, has been used for previous Martian missions, such as the Mars Science Laboratory and the InSight lander. During a powered descent, rockets are used to slow down the spacecraft as it approaches the surface, allowing for a controlled landing.Another technology being developed for Mars landings is the use of airbags. This approach involves encasing the spacecraft in a protective shell filled with airbags. As the spacecraft approaches the surface, the airbags are inflated, cushioning the impact of the landing. Although this technology has been used successfully for previous Mars missions, it may not be suitable for larger or heavier spacecraft.Regardless of the landing technology used, precise navigation and control systems are necessary to ensure a successful landing. These systems use data from various sensors, including cameras, radar, and accelerometers, to determine the position and velocity of the spacecraft during descent. This information is used to adjust thetrajectory of the spacecraft in real-time to avoid hazards and ensure a safe landing.Overall, landing on Mars is a complex and challenging process that requires a combination of advanced technologies and precise engineering. As we continue to explore and learn about Mars, new landing technologies and methods will undoubtedly be developed and refined, leading to more successful and exciting missions to the Red nding on Mars is a challenging process that requires advanced technologies and precise engineering. One of the most commonly used technologies for landing on Mars is the parachute system. However, other technologies like a powered descent and airbags are also being developed to slow down the spacecraft during descent. Precise navigation and control systems are necessary to ensure a successful landing. These systems use data from various sensors to determine the position and velocity of the spacecraft during descent, which is used to adjust the trajectory of the spacecraft in real-time to avoid hazards and ensure a safe landing. As we continue to explore Mars, new landing technologies and methods will undoubtedly be developed, leading to more successful and exciting missions to the Red Planet.。

火星大气模型参数对火星科学实验室气动力特性的影响

火星大气模型参数对火星科学实验室气动力特性的影响吕俊明，苗文博，程晓丽，王强（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）摘要：火星大气与地球大气截然不同，造成的飞行器气动特性变化将影响布局、弹道设计和大气重构等。

针对火星进入器MSL（火星科学实验室）在EDL（进入-下降-着陆）过程中的高超声速进入段，利用三维并行程序求解流体动力学Navier-Stokes 方程，分析MSL进入火星大气时大气模型对进入器气动特性的影响。

结果表明，通过与海盗号飞行数据的对比验证了采用的火星气体模型和计算方法，同NASA的LAURA代码气动特性计算结果非常一致；大气模型中的气体组分性质，即CO2环境对进入器阻力系数和俯仰力矩系数影响较大，必须考虑CO2效应的影响；大气模型中的密度参数变化对进入器气动特性基本没有影响，温度变化有较小影响。

关键词：火星大气；高超声速进入；火星科学实验室；气动特性；大气不确定性Effect of Martian Atmosphere Model Parameters on Aerodynamic Characteristic of Mars ScienceLaboratoryLV Jun-ming, MIAO Wen-bo, CHENG Xiao-li, WANG Qiang(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)Abstract: The distinguish difference between Martian atmosphere and Earth atmosphere results in the different aerodynamics characteristic of the entry vehicles, that will clearly impact the pre-flight geometry configuration, trajectory design and post-flight Martian atmosphere reconstruction. Three-dimensional Navier-Stokes equations are solved by a parallel code to analyze the flow field structures, aerodynamics characteristic introduced by CO2 effect and the change of aerodynamics characteristic caused by the uncertainty of Martian atmosphere of Mars Science Laboratory in hypersonic entry phase of Entry-Descending-Landing procedure when entering the Martian atmosphere. The results show that the computational data of Viking based on current Martian atmosphere model and numerical methods has a good agreement with the flight data and LAURA results. Gas species in model, which are mainly CO2 for Mars, have a great influence on the drag and pitching moment coefficients compared to the air model of Earth, so CO2 correction should be considered while the aerodynamic data is derived from air. Change of the density in atmosphere model produces no distinctness for aerodynamic characteristic, while change of the temperature has a little influence.Key words: Martian atmosphere; Hypersonic entry; Mars Science Laboratory; Aerodynamic characteristic; Atmosphere uncertainty0 引言越来越频繁的火星探测计划，以及火星采样返回、载人登陆和火星基地建设等可能的后续任务，对准确预测探测器在火星大气环境中的气动特性提出了严格要求[1-4]。

EDL技术：载人火星探索的关键

９０％的减速是在打开降落伞之前，由
“ 好奇 ”号的ＥＤＬ过程
１４・太空探索２０１４年第１Ｏ期
吨～５０吨的载人火星飞船，其ＥＤＬ技
术的难度将更大。
高超声速
刚性中等升阻比减速器
Байду номын сангаас
防热系统和可展开式
充气式减速器
ＮＡＳＡ设计 “ 好奇 ” 号时，遇至大约０．７５米／秒之后，伸出几根缆绳，此，比 “ 好奇 ”号重得多，质量达１０２０１２年８月４日，在 “ 好奇 ”即将飞
抵火星日寸，ＮＡＳＡ发布了一个５分钟长的视频，名叫 … 好奇 ’ 的恐怖７分钟 ” 。这个视频说明：从 “ 好奇 ”号进入火星大气层起，直到它的轮子触及火星表面，需要在７分钟日寸间内，将它的时速从２０９２０千米降至零。这是生死攸关的７分钟。特别是 “ 好奇 ”号并
没有采取过去采用的制动火箭、气囊、着陆支撑等方案，而是大胆地采用了
“ 天空起重机（ＳｋｙＣｒａｎｅ） ” 的着陆方案。这个方案在地面是无法进行完
全的模拟试验的，因此存在很大风险。
方案是否成功，就在此一举。 “ 好奇 ” 号在ＥＤＬ阶段，超过
首先，由于火星大气层的特性非常复杂，并随时间和地点都有变化，
相比地球大气层而言，我们对它又知

火星环境下降落伞拉直过程的动力学建模

ｅｌｅｄａｓａｍａｓｓｄａｍｐｅｒｓｐｒｉｎｇ．ＴｈｅｄｙｎａｍｉｃｍｏｄｅｌｉＳｕｔｉｌｉｚｅｄｔｏｓｉｍｕｌａｔｅｔｈｅｂａｌｌｏｏｎｌａｕｎｃｈｅｄｄｅｃｅｌｅｒａｔｏｒｔｅｓｔｏｆＶｉｋｉｎｇＡ１，ａｎｄｔｈｅｓｉｍｕｌａｔｅｄｒｅｓｕｌｔｓａｒｅｃｏｍｐａｒｅｄｗｉｔｈＭｏｏｇＲ．Ｄ． ’ Ｓｒｅｓｕｌｔｓａｎｄｔｅｓｔｄａｔａ，ｗｈｉｃｈｖａｌｉｄａｔｅｓｃｏｒｒｅｃｔｎｅｓｓａｎｄｖａｌｉｄｉｔｙｏｆｔｈｅｍｏｄｅ１．ＫｅｙｗｏｒｄｓＭａｒｓｐｒｏｂｅ；ｐａｒａｃｈｕｔｅｄｅｐｌｏｙｍｅｎｔ；ｌｉｎｅｓａｉｌ；ｄｙｎａｍｉｃｍｏｄｅｌｉｎｇａｎｄｓｉｍｕｌａｔｉｎｇ；ｍａｓｓ
连接绳以及吊带离散成若干绳段，每个绳段处理为质量集中在端点的三自由度质点，各质点之间以阻尼弹簧相连。利用所提出的动力学模型对 “ 海盗号”第一次气球发射试验进行了仿真，并与ＭｏｏｇＲ．Ｄ．的
仿真计算结果和试验数据进行了对比，验证了该丈数学模型的正确性与有效性。
（ＢｅｒｉｎｇＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳｐａｃｅＭｅｃｈａｎｉｃｓ＆Ｅｌｅｃｔｒｉｃｉｔｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００９４，Ｃｈｉｎａ）

内燃机燃烧过程数值模拟与优化设计

内燃机燃烧过程数值模拟与优化设计近年来，随着科技的不断发展和计算机技术的日新月异，数值模拟成为了燃烧学领域中一项重要工具。

内燃机燃烧过程作为研究的重点，可以通过数值模拟来探索不同的设计方案，从而实现优化设计。

本文将介绍内燃机燃烧过程数值模拟的原理和方法，并探讨如何通过数值模拟来优化内燃机的设计。

一、内燃机燃烧过程的数值模拟方法1. 数值模拟原理内燃机燃烧过程的数值模拟是基于传热、传质和反应等物理过程的方程组。

通过求解这些方程组，可以得到燃烧过程中的各个参数和变量，如温度、压力、燃料浓度等。

数值模拟所采用的方法通常包括有限体积法、有限元法、边界元法等。

2. 求解方法在数值模拟中，对于上述物理方程的求解，有两种主要的方法，即拉格朗日方法和欧拉方法。

拉格朗日方法将流体粒子视为固定，通过追踪流体粒子的运动轨迹来求解方程。

欧拉方法则将流体控制体分成小区域，将物理方程应用于控制体上的平均值来求解方程。

3. 模型构建要进行数值模拟，首先需要构建合适的模型。

内燃机的数值模拟通常包括几个方面的模型，如气缸模型、喷油模型、燃烧模型等。

气缸模型用于描述气缸的几何形状和运动情况，喷油模型用于描述喷油器的工作原理和喷油过程，燃烧模型则用于描述燃烧过程的细节。

二、内燃机燃烧过程数值模拟的应用1. 性能优化通过数值模拟，可以对内燃机进行性能优化。

例如，可以通过模拟不同喷油策略对燃料燃烧速率、热效率、排放等性能指标进行优化。

此外，还可以通过对不同设计方案的模拟比较来确定最佳设计参数，如气缸几何形状、进、排气道形状等。

2. 目标研究数值模拟还可以用于研究特定的问题和机理。

例如，可以通过模拟燃烧过程来研究污染物生成机理，以及探索减少污染物生成的方法。

此外，还可以通过模拟燃烧过程中的流场来研究燃料喷射和混合过程，以及燃烧不稳定性和振荡等问题。

三、内燃机燃烧过程数值模拟优化设计的案例实际上，数值模拟在内燃机燃烧过程的优化设计中已经有了广泛的应用。

柔性多体动力学模型建立与仿真分析

柔性多体动力学模型建立与仿真分析一、引言柔性多体动力学模型是描述机器人、航天器、汽车等复杂系统运动和变形的重要工具，它能够准确地模拟系统的非线性动力学行为。

在科学、工程和军事等领域，准确理解和预测系统的运动行为对于设计和优化系统至关重要。

本文将探讨柔性多体动力学模型的建立与仿真分析。

二、柔性多体动力学模型的基本原理柔性多体动力学模型是由刚体和柔性体组成的，刚体用于描述系统的几何形状和质量分布，而柔性体则用于描述系统的弹性变形。

在建立柔性多体动力学模型时，需要考虑以下几个方面。

1. 刚体动力学模型刚体动力学模型主要由刚体质量、质心位置、惯性矩阵和外力矩阵等参数组成。

通过牛顿-欧拉方程，可以求解刚体的运动学和动力学参数。

2. 柔性体动力学模型柔性体动力学模型主要由弹性变形方程、弹性势能和形变能等参数组成。

通过拉格朗日方程，可以求解柔性体的运动学和动力学方程。

3. 位形坐标描述在建立柔性多体动力学模型时，需要选择合适的位形坐标描述模式。

常用的位形坐标描述模式有欧拉角、四元数和拉格朗日点坐标等。

三、柔性多体动力学模型的建立1. 刚体建模在刚体建模中，需要确定刚体的质心位置、惯性矩阵和外力矩阵等参数。

通过对刚体进行转动惯量测量、质心定位和精确测力等实验，可以得到准确的参数值。

2. 柔性体建模柔性体建模是建立柔性多体动力学模型的关键步骤之一，通过选择合适的柔性体模型和参数，可以准确地描述系统的弹性变形。

常用的柔性体模型包括弯曲梁模型、剪切梁模型和薄板模型等。

通过有限元分析和实验测试，可以获取柔性体的弹性参数和模态特性。

3. 使用有限元方法建立模型有限元方法是建立柔性多体动力学模型的常用方法，它通过将柔性体划分为有限个单元，利用单元间的相对位移和应变关系，求解节点的位移和形变。

通过有限元方法建立的模型，能够在较高的精度下反应系统的运动和变形情况。

四、柔性多体动力学模型的仿真分析1. 动力学仿真通过动力学仿真，可以模拟柔性多体系统受到外力作用下的运动行为。

火星EDL过程动力学仿真平台

Keywords Mars exploration; Entry, Descent, Landing (EDL) dynamics; simulation; software design
收稿日期：2021-03-05
基金项目：国家重大科技专项工程
引用格式：唐明章, 王奇, 黄伟, 等. 火星 EDL 过程动力学仿真平台[J]. 航天返回与遥感, 2021, 42(3): 32-40. TANG Mingzhang, WANG Qi, HUANG Wei, et al. Mars EDL Process Dynamic Simulation Platform[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2021, 42(3): 32-40. (in Chinese)
N
s
Ps
Ls , Ls
cos p POB
LOB , LOB
eOB e
POB
LOB , LOB
N
eOB PAi
i 1
LAi , LAi
1 EDL 过程动力学建模
1.1 进入段六自由度动力学模型
进入段从探测器进入火星大气层开始，到降落伞开伞时结束。进入段探测器受气动力和火星引力作
用，探测器质心运动方程
m dV dt
R G 2m(ω V ) mω (ω r)
（1）
式中 m 为探测器质量；V 为探测器速度；t 为时间；r 为火星地心至探测器质心的矢径；ω 为火星自
N
NsPs Ls, Ls cos γp PAi LAi , LAi eOAi e i 1
（4）
式中 Ns 为伞绳个数；Ps 表示伞绳的应力应变关系，详见文献[14]；γp 为伞绳与降落伞轴线夹角；Ls 、

“天问一号”探测器舱体抛离试验系统设计与验证

抛大底/抛背罩分离试验受到的影响因素较多，约束条件也多，比如：分离过程中在大底与着陆平台下表面设备之间的最小安全间距仅有 16mm；分离过程气流为不稳定流场，易产生气动耦合的吸力作用，对分离机构产生气动阻力；受气动减速、降落伞初期减速环节影响，分离的初始条件存在概率散布，需包络其极限工况开展试验，地面验证难以真实覆盖在轨使用条件等。为了使试验能够覆盖在轨状态，抛大底/抛背罩试验中应设计 4 个工况：1）标称工况，所有随机参数均取分布的标称值或者均值；2）下限极限工况，将对大底/背罩分离影响较大的参数取最良好的情况，其他参数取标称值；3）上限极限工况，将对大底分离影响较大的参数取最恶劣的情况，其他参数取标称值；4）校核工况，在上极限工况的基础上，试验时将舱段间的分离电连接器连接。
收稿日期：2021-03-09
基金项目：国家重大科技专项工程
引用格式：冯伟, 易旺民, 杨旺, 等. “天问一号”探测器舱体抛离试验系统设计与验证[J]. 航天返回与遥感, 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)
1.1 抛离试验要求 “天问一号”着陆巡视器由背罩、火星车、着陆平台和大底组成，着陆火星表面 EDL 的主要过程包
括大气进入、超声速开伞、大底抛离、展开着陆缓冲机构、背罩抛离、发动机点火、悬停避让、火面着陆，具体如图 1 所示[23]。抛大底/抛背罩试验就是模拟着陆巡视器在 EDL 过程中大底和背罩的分离过程，以验证着陆巡视器结构设计。

“火星科学实验室”EDL方案及其新技术分析

“火星科学实验室”EDL方案及其新技术分析
鲁媛媛;荣伟;吴世通
【期刊名称】《航天器工程》
【年(卷),期】2012(021)005
【摘要】“火星科学实验室”进入、下降与着陆（EDL）技术代表了目前已步入应用阶段的火星探测的最新技术。

在分析该方案基础上，对其所应用的升力式进入及进入制导控制技术、基于马赫数的开伞控制技术、“矢量点乘”控制的防热罩分离技术、基于“空中吊车”的动力下降与着陆缓冲技术和“空中吊车”飞离控制技术等进行了分析，可为火星探测研究提供一定的借鉴和参考。

【总页数】7页(P117-123)
【作者】鲁媛媛;荣伟;吴世通
【作者单位】北京空间机电研究所,北京100076;北京空间机电研究所,北京100076;北京空间机电研究所,北京100076
【正文语种】中文
【中图分类】V423.6
【相关文献】
1."火星科学实验室"的EDL试验验证技术及启示 [J], 郭璠;李群智;饶炜;孙泽洲
2.火星EDL导航、制导与控制方案综述与启示 [J], 李爽;江秀强
3.火星科学实验室气动特性数值分析 [J], 吕俊明;程晓丽;王强
4.火星科学实验室着陆系统全过程GNC技术分析 [J], 王子威;郭延宁;刘炳;
5.火星科学实验室着陆系统全过程GNC技术分析 [J], 王子威;郭延宁;刘炳
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。