火星車坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)方案設(shè)計(jì)與分析

劉衛(wèi) 馬超 鄢青青 滿劍鋒 劉榮凱 季節(jié) 錢成

(1 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094) (2 哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)器人技術(shù)與系統(tǒng)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001)

在星球巡視探測任務(wù)中，星球車一般要通過帶有緩沖裝置的著陸器搭載，待著陸器軟著陸后，通過轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)安全轉(zhuǎn)移至星球表面[1-4]。著陸器在星球表面軟著陸時(shí)存在非常多的不確定性[5]，使得星球車的安全轉(zhuǎn)移尤為關(guān)鍵。20世紀(jì)70年代初期，蘇聯(lián)向月球投送了無人月球探測器月球車-1，2(Lunokhod-1，2)。Lunokhod安放在著陸器上表面，著陸器前后均布置1套轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)[6-7]。美國阿波羅(Apollo)系列任務(wù)采用的轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)，由航天員在著陸后手動(dòng)操控繩索與導(dǎo)輪完成月球車的抽出與展開[8]。美國于1996年12月4日發(fā)射火星探路者(MPF)著陸器，搭載索杰納(Sojourner)火星車，MPF著陸器結(jié)構(gòu)由1塊基板和3塊側(cè)板組成，收攏狀態(tài)為四面體。Sojourner利用2條收攏在側(cè)板上的柔性坡道進(jìn)行轉(zhuǎn)移[9-10]。美國于2003年6月10日和7月1日分別向火星投送了2輛相同的火星車——火星探測巡視器(MER)。MER著陸器與MPF著陸器的構(gòu)造相似，不同的是，著陸器側(cè)板展開后，連接在側(cè)板之間的纖維布隨之展開，在MER的3個(gè)方向形成柔性轉(zhuǎn)移坡道，使MER火星車可根據(jù)情況選擇不同的方向轉(zhuǎn)移[11-13]。2012年8月6日，美國火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室(MSL)采用下降平臺(帶有4組反推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī))懸掛火星車的方式完成著陸釋放，突破了基于著陸平臺轉(zhuǎn)移方式的限制，可以在傾角不大于15°、巖石尺寸包絡(luò)不大于0.55 m的復(fù)雜地形著陸[14-16]。2013年12月2日，中國發(fā)射了嫦娥三號探測器，并向月面投送了玉兔號月球車。著陸器軟著陸后，轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)展開，形成供月球車轉(zhuǎn)移的通道[17]。

著陸地形環(huán)境的復(fù)雜性及著陸器著陸姿態(tài)的隨機(jī)性，要求轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)能適應(yīng)地形地貌，提供多方向的轉(zhuǎn)移通道，以保證星球車安全轉(zhuǎn)移并提高任務(wù)的可靠性。國內(nèi)外星球著陸探測任務(wù)中，剛性轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)一般采用多套機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)多方向的星球車轉(zhuǎn)移通道，轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)質(zhì)量占比大，所占用的布局空間多。

本文以火星巡視探測任務(wù)為背景，提出了雙向可選展開的坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)方案設(shè)計(jì)。發(fā)射狀態(tài)下，可充分利用火星進(jìn)入艙壁與火星車之間的空間，收攏折疊效率高；在展開時(shí)，根據(jù)地形條件選擇更為有利的方向展開，可為火星車提供剛性轉(zhuǎn)移坡道。在此基礎(chǔ)上，通過對各種地形因素的簡化處理，推導(dǎo)出地形因素、坡道長度等主要幾何參數(shù)與火星車轉(zhuǎn)移姿態(tài)的關(guān)系，進(jìn)而以坡道角及異面角為設(shè)計(jì)目標(biāo)，對坡道長度需求進(jìn)行分析，可為類似的地外天體著陸巡視任務(wù)提供參考。

1 坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)方案設(shè)計(jì)

火星車轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)的首要功能是為火星車提供可靠的轉(zhuǎn)移通道，以緩沖腿方式著陸后，在火星車與火星表面間距較大的條件下，火星車轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)應(yīng)具有足夠的長度，從而盡可能減小火星車轉(zhuǎn)移的坡道角。此外，鑒于火星存在大氣環(huán)境，火星車及轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)要包裹在進(jìn)入艙背罩及防熱大底內(nèi)，因此轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)必須考慮進(jìn)入著陸系統(tǒng)的外形及包絡(luò)尺寸，以滿足發(fā)射的包絡(luò)空間需求。圖1[18]為美國前期火星進(jìn)入著陸任務(wù)探測器海盜號(Viking)進(jìn)入艙的外形(后期的火星探測器氣動(dòng)外形均參考了這種外形設(shè)計(jì))，主要由兩錐段的背罩及防熱大底組成。本文在提高轉(zhuǎn)移任務(wù)整體可靠性的目標(biāo)下，以海盜號外形為依據(jù)，對火星車轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)要重點(diǎn)解決的布局設(shè)計(jì)、轉(zhuǎn)移通道方向的可選設(shè)計(jì)、展開長度最大化設(shè)計(jì)及輕量化設(shè)計(jì)等問題進(jìn)行分析。

圖1 海盜號進(jìn)入艙外形Fig.1 Viking aeroshell geometry

1.1 適合于火星探測器構(gòu)型的布局設(shè)計(jì)

圖2為依據(jù)海盜號進(jìn)入艙外形建立的包絡(luò)空間分析，在布置假想的火星車后，火星車占據(jù)了進(jìn)入艙中心內(nèi)的大部分空間，僅與進(jìn)入艙背罩壁之間留有一些間距，即圖2中白色虛線標(biāo)示的區(qū)域，轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)可用空間狹小且分散，被火星車分割成數(shù)塊區(qū)域。為滿足火星車轉(zhuǎn)移姿態(tài)要求，轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)在展開后應(yīng)具有足夠的長度，而整個(gè)進(jìn)入艙內(nèi)沒有足夠平直的空間可供使用，對轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)的收攏布局設(shè)計(jì)造成了很大困難。防熱大底與火星車之間的區(qū)域，要布置著陸平臺，用于支撐火星車，很難與其他可用區(qū)域協(xié)同布置轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)。

圖2 包絡(luò)空間分析Fig.2 Analysis of folded envelope

為了充分利用進(jìn)入艙內(nèi)可用區(qū)域并提供雙向可選的轉(zhuǎn)移通道，本文設(shè)計(jì)了雙向可選展開的坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)，其收攏構(gòu)型如圖3所示。在發(fā)射狀態(tài)下，坡道依靠鉸鏈連接為一體，呈拱形構(gòu)型，2條坡道分別收攏在火星車上方，將火星車包裹在內(nèi)。坡道兩端與平臺連接處均設(shè)計(jì)有根部鉸鏈，根部鉸鏈與坡道均通過火工品連接。每條坡道主要由3個(gè)部分組成，每部分之間由2處中間鉸鏈分別連接。根鉸為單向轉(zhuǎn)動(dòng)鉸鏈，在收攏位置，每條坡道均可構(gòu)成穩(wěn)定的梯形結(jié)構(gòu)，能經(jīng)受發(fā)射段的力學(xué)載荷。

圖3 雙向可選展開坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)收攏構(gòu)型Fig.3 Folded configuration of bidirectionally deployable ramp type transfer mechanism

1.2 雙向可選的轉(zhuǎn)移通道展開設(shè)計(jì)

火星著陸任務(wù)的未知因素多，著陸及轉(zhuǎn)移風(fēng)險(xiǎn)大，因此，轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)應(yīng)能盡可能提供更為有利的轉(zhuǎn)移通道。在滿足包絡(luò)空間的前提下，本文設(shè)計(jì)的坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)可為火星車轉(zhuǎn)移提供2個(gè)方向的選擇，著陸后根據(jù)當(dāng)?shù)刂苓叚h(huán)境再確定坡道展開方向，從而提高著陸環(huán)境適應(yīng)性及轉(zhuǎn)移任務(wù)的可靠性。

雙向可選展開的坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)中，兩側(cè)的根鉸起到連接及分離作用，火工品起爆后，該側(cè)坡道隨即解鎖。火星車前后的根鉸均設(shè)計(jì)為可分離，因此坡道具備雙向可選展開的能力。在拋出背罩及防熱大底、著陸平臺著陸火星表面后，根據(jù)地形地貌確定坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)的展開方向，一側(cè)的火工品解鎖，解除坡道與根鉸及著陸平臺的連接。在未解鎖一側(cè)的根鉸及中間鉸鏈驅(qū)動(dòng)力矩作用下，坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)向該方向展開，直至接觸火星表面，形成供火星車轉(zhuǎn)移用的通道，火星車即可由坡道行駛至火星表面。圖4給出了展開過程。

圖4 坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)展開過程

1.3 展開長度最大化設(shè)計(jì)

著陸后轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)展開到位，其最終坡道角與坡道長度、著陸區(qū)域地形、著陸點(diǎn)區(qū)域局部地貌及著陸器姿態(tài)等因素密切相關(guān)。在著陸區(qū)域地形、著陸點(diǎn)區(qū)域局部地貌等外在因素確定的條件下，火星車轉(zhuǎn)移過程中的坡道角主要由坡道長度決定，坡道長度越大，坡道角越小。雙向可選展開的坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)，充分利用了進(jìn)入艙內(nèi)、火星車前后及上方的3個(gè)小空間，轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)展開后可具有較大的長度。建立轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)收攏狀態(tài)模型如圖5所示，坡道兩側(cè)根鉸的安裝位置間距B，一般受火星車及著陸艙內(nèi)空間制約，取值范圍有限，可視為固定值；η為火星車前、后方坡道與火星車下表面的夾角。

圖5 轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)收攏狀態(tài)模型Fig.5 Model of folded transfer mechanism

坡道總長度L是火星車兩側(cè)坡道長度L1及火星車上側(cè)坡道長度L2之和，而L1與L2之間滿足以下關(guān)系。

B=L1cosη+L2+L1cosη

(1)

則坡道總長度為

L=L1+L2+L1=B+2L1(1-cosη)

(2)

由此可知，在B一定的條件下，隨著η和L1的增大，坡道總長度也會(huì)增大。η及L1的取值范圍，由進(jìn)入艙背罩及火星車的尺寸包絡(luò)決定。以圖1所示的海盜號進(jìn)入艙外形為例，其最大外徑約為3.5 m，背罩高度約為1.05 m，考慮一定的安全間隙，單條坡道總長度范圍為3050～3400 mm。

1.4 輕量化及可靠性設(shè)計(jì)

火星探測為深空探測任務(wù)，對各組成部件的質(zhì)量要求十分嚴(yán)格，在火箭運(yùn)載能力確定不變的前提下，機(jī)構(gòu)部件的超重將導(dǎo)致科學(xué)有效載荷資源受限，會(huì)影響任務(wù)的科學(xué)成果，因此火星車轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)還應(yīng)滿足輕量化設(shè)計(jì)要求。本文設(shè)計(jì)的轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)主要由坡道、鉸鏈及火工品組成，自身組成簡單，有利于減少質(zhì)量。并且，相比于每套機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)單方向展開的常規(guī)設(shè)計(jì)，該機(jī)構(gòu)僅設(shè)計(jì)1套轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)，利用連接分離鉸鏈的對稱設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)雙向可選展開，能顯著減少機(jī)構(gòu)自身質(zhì)量，具備輕量化設(shè)計(jì)優(yōu)勢。

火星的低溫環(huán)境使著陸后蓄電池電能快速下降，轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)的自身動(dòng)作應(yīng)盡可能減少對電能的消耗，因此應(yīng)盡量采用被動(dòng)的無源驅(qū)動(dòng)方式，進(jìn)一步提高轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)的可靠性。本文設(shè)計(jì)的轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)無長期功耗的有源部件，耗能少，依靠鉸鏈驅(qū)動(dòng)力矩即可實(shí)現(xiàn)展開。另外，雙向可選展開的坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)，2條坡道設(shè)計(jì)為相互獨(dú)立，當(dāng)落地點(diǎn)存在凸起或凹坑時(shí)，坡道均可分別觸碰火星表面，增強(qiáng)了對地形的適應(yīng)性，可靠性高。

1.5 優(yōu)勢分析

國內(nèi)外各任務(wù)中星球車轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)對比，如表1所示。除前文所述的優(yōu)點(diǎn)外，本文提出的坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)方案，展開后形成的剛性坡道承載能力強(qiáng)，適用于大質(zhì)量火星車的轉(zhuǎn)移需求。布局方面，該機(jī)構(gòu)充分利用進(jìn)入艙背罩壁與火星車之間的狹小空間，縱向包絡(luò)小，適用于火星任務(wù)。

表1 轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)對比

2 坡道轉(zhuǎn)移姿態(tài)分析

2.1 坡道轉(zhuǎn)移姿態(tài)分析建模

坡道展開后，在火星車轉(zhuǎn)移過程中的最大坡道角及2條坡道因地形等因素形成的異面角，是影響火星車轉(zhuǎn)移安全性的2個(gè)關(guān)鍵指標(biāo)。

為了便于分析著陸姿態(tài)，定義著陸器的坐標(biāo)系(Oz-XzYzZz)及其相關(guān)著陸地形參數(shù)。坐標(biāo)原點(diǎn)Oz：著陸平臺正方形上表面的角點(diǎn)；Xz軸：過坐標(biāo)原點(diǎn)，以火星車轉(zhuǎn)移方向?yàn)檎籞z軸：過坐標(biāo)原點(diǎn)，垂直于著陸器上表面，指向火星車為正；Yz軸：與Xz軸、Zz軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系。將著陸器與火星著陸環(huán)境作為轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的主要條件因素，著陸姿態(tài)及地形參數(shù)如圖6所示，其中設(shè)計(jì)參數(shù)及其物理意義如表2所示。

圖6 著陸姿態(tài)及地形參數(shù)Fig.6 Landing attitude and landform parameters

參數(shù)符號單位物理意義地形角α(°)著陸面與水平面夾角俯仰角β(°)著陸器繞Yz軸回轉(zhuǎn)形成的傾角著陸區(qū)域局部地貌高度hmm坡道觸地端可能遇到的巖石或凹坑側(cè)傾角δ(°)著陸器繞Xz軸回轉(zhuǎn)形成的傾角方位角ψ(°)著陸器整體繞Zz軸的轉(zhuǎn)角著陸平臺邊長dmm著陸平臺的邊長著陸平臺高度bmm著陸平臺上表面至緩沖腿底部的距離

建立著陸面坐標(biāo)系(O-XYZ)，Y軸沿坡道面向上，Z軸垂直坡道面向上，O點(diǎn)位于Oz正下方。圖7示出了著陸面坐標(biāo)系及轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)構(gòu)型相關(guān)參數(shù)，其定義如表3所示。

圖7 著陸面坐標(biāo)系及參數(shù)

參數(shù)符號單位物理意義坡道長度Lmm坡道轉(zhuǎn)移作用長度坡道間距kmm2條坡道之間的距離水平面法向量n著陸區(qū)域水平面的法向量異面角γ(°)接觸火星表面后2條坡道間的夾角

在坐標(biāo)系O-XYZ與坐標(biāo)系Oz-XzYzZz中分析各參數(shù)間的關(guān)系，利用坐標(biāo)變換統(tǒng)一轉(zhuǎn)換至坐標(biāo)系O-XYZ，建立地形因素、坡道構(gòu)型與轉(zhuǎn)移姿態(tài)的關(guān)系模型。因?yàn)橹懫鞔嬖诟┭鰰r(shí)會(huì)降低著陸平臺的高度，進(jìn)而會(huì)減小坡道角及異面角，因此不會(huì)對最惡劣著陸工況下的極限轉(zhuǎn)移姿態(tài)產(chǎn)生影響，可設(shè)俯仰角為0。

如圖8所示，點(diǎn)A，C分別為2條坡道與著陸平臺的連接點(diǎn)，點(diǎn)B，D分別為2條坡道在著陸區(qū)域局部地貌的落點(diǎn)。σ1，σ2分別表示2條坡道的局部地貌。點(diǎn)B是以A為圓心、以坡道長度為半徑的圓與局部地貌σ1的交點(diǎn)；點(diǎn)D是以C為圓心、以坡道長度為半徑的圓與局部地貌σ2的交點(diǎn)。火星車在坡道上移動(dòng)時(shí)，各車輪與坡道接觸，以坡道上的點(diǎn)E，F(xiàn)代表火星車車輪位置。點(diǎn)E，F(xiàn)的取值范圍分別為E∈[C，D]，F(xiàn)∈[A，B]，該取值范圍涵蓋了火星車剛行駛到坡道至完全駛離坡道的全過程。火星車兩側(cè)的車輪在坡道上的位置相互組合，形成火星車轉(zhuǎn)移平面ABE及CDF，分別表示為πABE，πCDF。nABE，nCDF分別為火星車轉(zhuǎn)移平面πABE，πCDF的法向量。θABE，θCDF分別為nABE，nCDF與水平面法向量n的夾角，定義為坡道角。

圖8 轉(zhuǎn)移姿態(tài)求解示意Fig.8 A schematic diagram for solving transfer attitude

由圖7及圖8的幾何關(guān)系可知，原點(diǎn)Oz與2條坡道落點(diǎn)處局部地貌σ1，σ2的距離t1，t2可分別表示為

(3)

式中：h1和h2分別為σ1和σ2的高度。

坐標(biāo)系O-XYZ到坐標(biāo)系Oz-XzYzZz的變換過程如圖9所示，中間經(jīng)過坐標(biāo)系O1-X1Y1Z1和O2-X2Y2Z2，坐標(biāo)變換矩陣見式(4)。其中：坐標(biāo)系O-XYZ繞Z軸旋轉(zhuǎn)角度ψ，變換為坐標(biāo)系O1-X1Y1Z1；坐標(biāo)系O1-X1Y1Z1沿Z1軸平移t，得到坐標(biāo)系O2-X2Y2Z2；坐標(biāo)系O2-X2Y2Z2再繞X2軸旋轉(zhuǎn)角度δ，即得到坐標(biāo)系Oz-XzYzZz。

圖9 坐標(biāo)變換過程Fig.9 Coordinate transformation process

(4)

利用式(4)，可得到點(diǎn)A，B，C，D，E，F(xiàn)在坐標(biāo)系O-XYZ中的坐標(biāo)，以點(diǎn)A為例。

(5)

水平面法向量n在坐標(biāo)系O-XYZ里表示為[0 -sinα-cosα]T。

AB方向矢量可表示為

SAB=(xB-xA)i+(yB-yA)j+(zB-zA)k

(6)

CD方向矢量可表示為

SCD=(xD-xC)i+(yD-yC)j+(zD-zC)k

(7)

式中：i，j，k表示坐標(biāo)系O-XYZ的3個(gè)軸向標(biāo)準(zhǔn)矢量。

分別對火星車轉(zhuǎn)移平面πABE，πCDF的坡道角開展分析。

AE方向矢量可表示為

SAE=(xE-xA)i+(yE-yA)j+(zE-zA)k

(8)

則火星車轉(zhuǎn)移平面πABE的法向量為

nABE=SAE×SAB=

(9)

火星車轉(zhuǎn)移平面πABE的坡道角θABE最大值為

(10)

CF方向矢量可表示為

SCF=(xF-xC)i+(yF-yC)j+(zF-zC)k

(11)

則火星車轉(zhuǎn)移平面πCDF的法向量可表示為

nCDF=SCF×SCD=

(12)

火星車轉(zhuǎn)移平面πCDF的坡道角θCDF最大值為

(13)

取θABE，max和θCDF，max的最大值，即可得到火星車在坡道轉(zhuǎn)移過程中的最大坡道角θmax。

θmax=max (θABE，max,θCDF，max)

(14)

將坡道展開后視為空間矢量，則坡道異面角γ為2條坡道展開后的異面直線夾角，計(jì)算如下

(15)

通過上述分析，即獲得了坡道角及異面角的數(shù)學(xué)模型。

2.2 最小坡道長度分析結(jié)果

火星車坡道坡道過長，剛度難以保證，且超出設(shè)計(jì)約束范圍；坡道過短，坡道角過大，不利于火星車安全轉(zhuǎn)移。因此，需要分析得到滿足火星車轉(zhuǎn)移姿態(tài)要求的最小坡道長度。

根據(jù)建立的模型可知，影響火星車轉(zhuǎn)移姿態(tài)異面角γ和坡道角θ的主要因素，有地形角α和局部地貌高度h、著陸器的側(cè)傾角δ、方位角ψ和坡道長度L。初步確定坡道長度L的取值在1500～5000 mm，令方位角從-180°到180°變化，得到各個(gè)地形、各著陸姿態(tài)下不同坡道長度對應(yīng)的轉(zhuǎn)移姿態(tài)，如圖10所示。得到異面角γ與方位角ψ及坡道長度L的關(guān)系如圖11所示。結(jié)果表明：方位角ψ不影響異面角γ，即異面角γ的大小與著陸器方位角ψ無關(guān)。得到坡道角θ與方位角ψ及坡道長度L的關(guān)系，如圖12所示，θ在固定坡道長度下隨方位角作正弦變化。

在展開方向可選的前提下，當(dāng)火星表面存在一定坡度，且轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)與橫坡方向平行展開時(shí)，由于對稱性設(shè)計(jì)，坡道在火星車前、后展開時(shí)的坡道角θ及異面角γ相同。以坡道角θ不大于30°、異面角γ不大于8°作為設(shè)計(jì)目標(biāo)，得到5種局部地貌下轉(zhuǎn)移姿態(tài)與坡道長度L的關(guān)系，如圖13所示，由此可以得到各工況下所需的最小坡道長度。

圖10 坐標(biāo)系O-XYZ下各坡道長度對應(yīng)的姿態(tài)Fig.10 Attitude corresponding to ramp length in coordinate system O-XYZ

圖11 異面角γ與方位角ψ及坡道長度L的關(guān)系Fig.11 Relationship between facet angle γ and azimuth angle ψ with ramp length L

圖12 坡道角θ與方位角ψ及坡道長度L的關(guān)系Fig.12 Relationship between ramp angle θ and azimuth angle ψ with ramp length L

圖13 各局部地貌下坡道轉(zhuǎn)移姿態(tài)與坡道長度的關(guān)系Fig.13 Relationship between transfer attitude and ramp length under different topographic features

圖13中，h正值表示火星表面凸起物，負(fù)值表示火星表面凹坑。分析結(jié)果表明，最小坡道長度需求為3347 mm。值得注意的是，上述坡道角θ及異面角γ指標(biāo)均為假定值，若在確定的角度指標(biāo)要求下，分析得到最小坡道長度超出了進(jìn)入艙布局所允許的坡道長度最大值，即表明已有的進(jìn)入艙外形、火星車外形包絡(luò)等初始條件需要適當(dāng)調(diào)整，以保證火星車轉(zhuǎn)移坡道角θ及異面角γ的指標(biāo)要求。

3 結(jié)束語

本文針對著陸器著陸后火星車從一定高度轉(zhuǎn)移至火星表面的需求，結(jié)合著陸系統(tǒng)整體構(gòu)型，設(shè)計(jì)了一種雙向可選展開的坡道式轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)。該轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)展開后長度大，包絡(luò)空間適應(yīng)性好，具備輕量化特點(diǎn)，適用于“著陸+巡視”的地外天體探測任務(wù)。針對轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)的幾何特征，建立了地形參數(shù)和轉(zhuǎn)移姿態(tài)之間的數(shù)學(xué)模型。利用該數(shù)學(xué)模型，分析了各種工況下的火星車轉(zhuǎn)移姿態(tài)。結(jié)果表明：坡道角隨著陸后的方位角呈正弦變化，而異面角與著陸后的方位角無關(guān)，在此基礎(chǔ)上確定了滿足火星車安全轉(zhuǎn)移要求的最小坡道長度。上述設(shè)計(jì)及分析可為火星轉(zhuǎn)移機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考。

參考文獻(xiàn)(References)

[1] 韓鴻碩，陳杰.21世紀(jì)國外深空探測發(fā)展計(jì)劃及進(jìn)展[J].航天器工程，2008，17(3)：1-22

Han Hongshuo，Chen Jie. 21st century foreign deep space exploration development plans and their progresses [J]. Spacecraft Engineering， 2008， 17(3)： 1-22 (in Chinese)

[2] 韓鴻碩，王一然，蔣宇平，等.國外深空探測器著陸緩沖系統(tǒng)的特點(diǎn)和應(yīng)用[J].航天器工程，2012，21(6)：7-24

Han Hongshuo， Wang Yiran， Jiang Yuping， et al． Characteristics and application of deep-space explorer landing impact attenuation system [J]. Spacecraft Engineering， 2012， 21(6)： 7-24 (in Chinese)

[3] 彭玉明，李爽，滿益云，等.火星進(jìn)入、下降與著陸技術(shù)的新進(jìn)展——以“火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室”為例[J].航天返回與遙感，2010，31(4)：7-14

Peng Yuming， Li Shuang， Man Yiyun， et al. New progress of Mars entry， descent and landing technologies-Mars Science Laboratory case study [J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing， 2010， 31(4)： 7-14 (in Chinese)

[4] 褚桂柏，張熇．月球探測器技術(shù)[M]．北京：中國科學(xué)技術(shù)出版社，2007：38-50

Chu Guibai， Zhang He． Lunar explorer technology[M]． Beijing： China Science and Technology Press， 2007： 38-50 (in Chinese)

[5] 饒瑋，孫澤州，孟林智，等.火星著陸探測任務(wù)關(guān)鍵環(huán)節(jié)技術(shù)途徑分析[J].深空探測學(xué)報(bào)，2016，3(2)：121-128

Rao Wei， Sun Zezhou， Meng Linzhi， et al． Analysis and design for the Mars entry， descent and landing mission [J]． Journal of Deep Space Exploration， 2016， 3(2)： 121-128 (in Chinese)

[6] Basilevsky A T， Linkin V M. Lunar rover sample return： Lunokhod/Luna heritage and perspectives [J]. Advances in Space Research， 1996， 18(11)： 83-89

[7] Tibor B. Summary of Russian planetary lander missions [EB/OL]. (2002-10-19). [2018-04-10]. http：∥www．lpi．USra．edu/vexag/russian_plan_miss．pdf

[8] Donahue B B， Fowler C R. Lunar lander configuration study and parametric performance analysis [C]//Proceedings of the 29th Joint Propulsion Conference and Exhibit Monterey． Washington D.C.：AIAA，1993：19-38

[9] D Cadogan， C Sandy， M Grahne． Development and evaluation of the Mars Pathfinder inflatable airbag landing system [J]． Acta Astronautica， 2002， 50(10)： 633-640

[10] Price H， Cramer K， Doudrlck S， et al. Mars Sample Return spacecraft systems architecture [C]∥Proceedings of Aerospace Conference, 2000 IEEE． New York： IEEE， 2000： 357-375

[11] 朱仁璋，王鴻芳，泉浩芳，等.美國火星表面探測使命述評(上)[J].航天器工程，2010，19(2)：17-33

Zhu Renzhang， Wang Hongfang， Quan Haofang， et al． Overview of the US Mars Surface Missions (part one) [J]. Spacecraft Engineering， 2010， 19(2)： 17-33 (in Chinese)

[12] 朱仁璋，王鴻芳，泉浩芳，等.美國火星表面探測使命述評(下)[J].航天器工程，2010，19(3)：7-27

Zhu Renzhang， Wang Hongfang， Quan Haofang， et al． Overview of the US Mars Surface Missions (part two) [J]. Spacecraft Engineering， 2010， 19(3)： 7-27 (in Chinese)

[13] Gianfranco Visentin， Michel van Winnendael. Robotics options for low-cost planetary missions [J]. Acta Astronautica， 2006， 59(8/9/10/11)： 750-756

[14] G F Mendeck， P D Burkhart， A M S Martin， et al. Mars Science Laboratory： entry， descent， and landing system performance [C]//Proceedings of Aerospace Conference， 2007 IEEE. New York： IEEE，2007： 1-18

[15] Steltzner A， Kipp D， Chen A， et al. The Mars Science Laboratory entry， descent， and landing system [J]. Journal of Spacecraft and Rockets， 2014， 51(4)： 993

[16] Devin Kipp， Miguel San Martin， John Essmiller， et al. Mars Science Laboratory entry, descent, and landing triggers [C]//Proceedings of Aerospace Conference， 2007 IEEE. New York： IEEE，2007： 1-10

[17] 李奎，劉榮強(qiáng)，姜生元，等.具有月面適應(yīng)性的月球車著陸釋放機(jī)構(gòu)[J].西安交通大學(xué)學(xué)報(bào)，2011，45(9)：28-33

Li Kui， Liu Rongqiang， Jiang Shengyuan， et al． Rover landing unloading mechanism with lunar surface adaptability [J]. Journal of Xi’an Jiaotong University， 2011， 45(9)： 28-33 (in Chinese)

[18] Edquist K T， Wright M J. Viking after body heating computations and comparisons to flight data， AIAA 2006-386 [R]. Washington D.C.： AIAA， 2006