基于过载与姿态参数的开伞载荷快速分析方法

曾耀祥 姜人伟 刘晖 陈彬 胡炜

基于过载与姿态参数的开伞载荷快速分析方法

曾耀祥 姜人伟 刘晖 陈彬 胡炜

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

结合近期国内首次成功实现的助推子级伞降回收任务，基于实测过载和姿态参数，提出了回收过程中稳定伞、减速伞和翼伞开伞载荷快速分析方法，分析结果与设计载荷吻合较好，充分验证了开伞载荷快速分析方法的有效性及设计载荷的正确性，可供后续伞降回收任务载荷分析参考。

开伞载荷；过载；姿态

0 引言

火箭飞行过程中，为了提高火箭运载能力，采用多级串并联形式，即某一子级完成飞行任务后随即分离，分离后的子级自由下落，下落过程中由于存在一定随机性，为了保证落区人员安全，需开展大范围人员疏散等工作[1]。为了减小落区面积和疏散工作量，急需开展子级落区控制方法研究，而基于降落伞回收就是其中一种重要方法。

对于火箭子级采用降落伞回收，通常设计为稳定、减速和归航三个特征飞行段，一般采用多级伞实现，包括稳定伞、减速伞和翼伞，其中稳定伞主要功能是稳定箭体下落姿态，减速伞降低箭体下落速度，翼伞控制箭体下落轨迹和区域。在各级伞开伞过程中，降落伞在短时间内迅速弹开并充气，箭体会受到较大开伞载荷，该载荷是回收箭体结构的重要设计载荷[2-3]。

火箭发射和主动段飞行过程，由于姿态和飞行参数可控且稳定，其载荷能够通过计算仿真较准确获得。对于箭体下落和伞降回收过程，空中姿态和下落飞行参数存在大范围变化，开伞初始信息无法预先确定，伞和箭体存在强烈相互作用，同时两者还受到不确定气动力影响，气动力与姿态、下落参数密切相关，因此设计阶段只能通过基于概率方法开展开伞过程打靶仿真及部分空投试验数据，获得开伞过程中伞对箭体作用载荷。

结合近期国内首次成功实现的助推子级伞降回收任务，本文基于实测过载和姿态参数，提出了回收过程中稳定伞、减速伞和翼伞开伞载荷快速分析方法，且分析结果与设计载荷吻合较好，充分验证了开伞载荷快速分析方法有效性及设计载荷的正确性，可供后续伞降回收任务载荷分析参考。

1 开伞过程力学原理分析

开伞过程中，箭体在开伞力、惯性力和气动力的综合作用下实现平衡，见公式（1），由于开伞时速度较小，动压较低，为简化计算，本文忽略开伞过程中箭体气动影响。

对于开伞载荷，其具有明显时变冲击特性。根据实测响应和动力学模型，可以开展时域动载荷辨识，但辨识方法复杂且精度较难保证[4][5]。外载荷作用下结构动态响应模态方程见公式（2）所示，将不同阶模态响应叠加可得到实际综合动态响应[6-8]。由于箭体下降过程中一阶频率一般大于10Hz，而根据开伞设计指标和飞行实测，开伞冲击作用时长一般大于0.25s，相对开伞冲击时程，箭体弹性响应属于高频信息，因此针对加速度和角加速度进行低通滤波，可以得到开伞冲击载荷下的准静态加速度和角加速度

箭体整个下落过程中，还存在明显角速度，由于过载传感器在助推头锥位置，距离箭体质心和轴线存在一定的距离，姿态角速度带来的离心加速度不可忽视，见公式（3）

横向

轴向

图1 助推开伞载荷分析图

2 开伞载荷分析

2.1 载荷角速度

以某火箭伞降助推任务为对象，助推头锥测控终端的惯导装置测量并记录了助推器飞行过载和角速度数据，其中X为箭体轴向，实测过载在开伞过程中均有反应，如图2所示。

2.2 质心等效过载

由于助推为弹性体，其在下降及开伞外激励下存在动态响应，过载和角速度数据由于采样频率较高（500Hz），敏感了部分动态响应，开展载荷评估前需要进行适当滤波处理。根据动力学计算，助推分离横向后一阶弹性频率为18Hz，因此滤波截止频率取15Hz。

图2 箭体过载和角速度曲线

2.2.1 横向质心过载

滤波后，头锥实测横向（Y向、Z向矢量和）综合过载见图3，可以看出，稳定伞工作段横向过载小于3.7g；减速伞工作段横向过载小于4.2g；翼伞工作段横向过载小于2.0g。同时，考虑绕纵轴角速度引起的离心加速度的影响，根据安装位置半径，横向离心加速度如图4。最后将两部分相互叠加。对于横向过载，需要考虑平动和转动效应的影响，忽略气动影响，开伞横向力作用在吊点位置，根据助推分离时刻质量、质心、转动惯量参数（见表1），可以求得平动横向过载项占总横向过载30-35%。综上，稳定伞工作段横向质心过载小于1.15g；减速伞工作段横向质心过载小于1.5g；翼伞工作段横向质心过载小于0.7g，见图5。

2.2.2 轴向质心过载

对于轴向过载，根据头锥实测角速度和助推分离时刻质心参数，可以求得轴向离心加速度，如图6所示，将助推头锥实测轴向加速度滤波后（见图7），与轴向离心加速度进行代数和叠加，见图8，可以看出：稳定伞工作段轴向质心过载小于1.34g；减速伞工作段轴向质心过载小于2.95g；翼伞工作段轴向质心过载小于4.93g。

表1 助推质量、质心位置、绕横轴的转动惯量

注：过载传感器安装位置半径约1m；质心距过载传感器距离约7m。

图3 助推头锥实测横向综合过载曲线（滤波后）

图4 助推头锥横向离心过载曲线（滤波后）

图5 助推器横向质心过载曲线

图6 助推器轴向离心过载曲线（滤波后）

图7 助推头锥实测轴向过载曲线（滤波后）

图8 助推器轴向质心过载曲线

2.2.3 综合质心过载

综合轴向、横向质心过载，得到总等效过载见图7，其中稳定伞工作段过载小于1.45g；减速伞工作段过载小于3.25g；翼伞工作段过载小于4.95g。

图9 综合质心过载曲线

3 开伞载荷结果比对

根据综合质心过载及助推质量，可计算本次飞行中最大开伞力，具体如表2和表3所示，此次飞行中稳定伞承受的最大开伞力为65.2kN，减速伞承受的最大开伞力为140.5kN，翼伞承受的最大开伞力为209.5kN。对比本次飞行计算与设计载荷，可以发现，翼伞开伞载荷与设计吻合好；减速伞与稳定伞工作段，由于飞行姿态和参数具有一定散差，设计相对本次飞行偏大，属正常情况，另外气动对飞行结果精度也有一定影响。

表2 飞行中降落伞经受的最大开伞力

表3 飞行中降落伞经受的最大轴向和横向开伞力

4 结束语

通过开伞过程力学原理分析，基于过载和姿态参数，本文提出了一种回收过程中稳定伞、减速伞和翼伞开伞载荷快速分析方法，能够为回收任务载荷计算和设计载荷评估提供重要依据。主要结论如下

1）开伞载荷计算时，需要对实测过载及姿态参数进行适当滤波，获得准静态过载和姿态数据；

2）开伞载荷是质心加速度及质量乘积，考虑传感器实际安装位置，实测加速度受到离心加速度和角加速度等因素影响；

3）回收开伞载荷中，翼伞开伞载荷与设计吻合好，减速伞与稳定伞工作段，由于飞行姿态和参数具有一定散差，设计相对本次飞行偏大，属正常情况；

4）由于开伞时速度较小，动压较低，为简化计算，本文未考虑箭体气动载荷，其对稳定伞和减速伞载荷结果计算有一定影响。

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Rapid Analysis Method of Parachute Opening Load Base on Acceleration and Attitude Parameters

ZENG Yao-xiang JIANG Ren-wei LIU Hui CHEN Bing HU Wei

（Beijing Institute of Space System Engineering, Beijing 100076, China）

Combined with the first successful recovery task of booster in China recently ,based on the measured acceleration and attitude parameters, a rapid analysis method for parachute opening load of stabilizing, decelerating and parafoil during recovery is proposed. The analysis results are in good agreement with the design load, which fully verifies the effectiveness of the rapid analysis method and the correctness of the design load. It can be used as a reference for load analysis of subsequent parachute recovery tasks.

Parachute opening load; Acceleration; Attitude

TJ768

A

1006-3919(2021)05-0035-05

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2021.05.006

2021-05-08；

2021-07-16

装备预研领域基金(61402460302)

曾耀祥（1987—），男，工程师，硕士，研究方向：运载火箭载荷及力学环境设计；（100076）北京9200信箱10分箱18号.