微航天器在轨发射系统动力学快速建模方法及姿态扰动影响因素分析

《Aerospace》：Rapid Modeling Method and Analysis of Factors Affecting the Dynamics of On-Orbit Launch Systems for Micro-Spacecraft

　　

在轨服务(On-Orbit Servicing, OOS)技术的快速发展推动了微航天器(Micro-Spacecraft)在轨弹射(Ejection)任务的指数级增长。分离后姿态扰动(Attitude Disturbance)是决定任务成败的主导因素，因此需对其实现准确且快速的预测。研究人员基于ADAMS仿真软件建立了高效的在轨弹射多刚体(Multi-Rigid-Body)动力学仿真框架，并将微航天器与导轨间的接触参数(Contact Parameters)对照LS-DYNA高保真刚柔耦合(Rigid–Flexible Coupled)仿真结果进行标定，构建了精简的仿真流程。利用该验证框架，研究人员系统量化了推力偏斜角(Thrust Misalignment Angle)、推力偏心距(Thrust Eccentricity)及质量偏心(Mass Eccentricity)对弹射阶段姿态扰动的影响。结果表明，经标定的ADAMS多刚体模型可有效替代计算密集型刚柔耦合模型且不损失预测精度；具体而言，将轴向推力偏斜角约束≤0.2°、轴向推力偏心距≤0.4 mm、轴向质量偏心≤0.2 mm可显著提升分离姿态稳定性。本研究为微航天器在轨弹射系统姿态扰动的快速评估提供了实用高效的工程方法。但本研究仅分析了分离过程的弹射阶段，未考虑后续轨道飞行及目标撞击阶段的姿态扰动影响，未来工作将把模型扩展至全任务剖面并量化相关不确定性。

论文解读：《Rapid Modeling Method and Analysis of Factors Affecting the Dynamics of On-Orbit Launch Systems for Micro-Spacecraft》（发表于Aerospace）**

随着空间飞行技术的进步，微航天器的在轨部署与分离已成为常规化的大规模操作，受到广泛关注。典型任务如RemoveDEBRIS主动碎片清除任务及在轨服务(Space Robotics)技术表明，未来航天器系统将越来越多地涉及瞬态接触、展开、弹射、捕获、对接与分离过程。然而此类动态操作对系统缺陷及在轨参数确定误差高度敏感。在微航天器弹射分离过程中，推力方向微小偏差、推力作用点偏移、质心位置偏离、导轨/接触特性、摩擦系数、结构柔性、初始姿态及惯性测量精度等均可导致分离后产生不可忽略的姿态扰动，降低指向精度，危及后续自主飞行或目标捕获任务，甚至引发任务失败。目前多刚体动力学(Multi-Rigid-Body Dynamics, MRBD)模型虽计算效率极高但依赖通用经验接触参数而缺乏精度；高保真刚柔耦合(Rigid–Flexible Coupled, RFC)仿真虽可靠但单次计算耗时极长（约36 h），难以进行大规模参数分析；且针对固体推力器弹射系统尚无针对性的接触参数标定方法，亦缺少经高保真模型标定的多刚体快速建模流程。为此，研究人员提出了一种基于接触参数标定的ADAMS多刚体快速建模方法，并以LS-DYNA刚柔耦合结果为基准进行标定与验证，进而系统量化关键扰动因素的影响规律。

主要关键技术方法：

研究人员建立固体推力器驱动微航天器及分离机构的地面等效质量特性试验样机，采用LS-DYNA（2024）建立含柔性分离机构的刚柔耦合有限元模型（7075铝合金，密度2810 kg/m3，杨ong's Modulus 72 GPa，泊松比0.33，400万六面体网格，面—面接触），作为标定基准；同时在ADAMS（2024）中建立多刚体弹射动力学模型，采用Hunt–Crossley碰撞接触模型与Coulomb摩擦模型，通过调节接触刚度(Contact Stiffness, k)、阻尼系数(Damping Coefficient, c)及穿透深度(Penetration Depth, d)匹配LS-DYNA输出的X轴速度与三轴角速度曲线完成标定；随后进行单参数灵敏度分析及落塔(Drop Tower)微重力地面试验，并通过1000次蒙特卡洛(Monte Carlo)随机仿真验证模型可靠性；最后利用标定模型开展推力偏斜角（轴向0.1°~1.0°，径向0°~360°）、推力偏心距（轴向及径向）和质量偏心的大参数扫略分析（共3600组数据）。

2. Materials and Methods（材料与方法）

研究人员描述了微航天器空间碎片清除五步流程（入轨、接近、弹射Launch/Ejection、降轨Deorbit、后续循环），设计了含支撑架、微航天器及分离机构的地面测试原型，定义了弹射方向为X轴正方向。分别介绍了ADAMS多刚体模型与LS-DYNA刚柔耦合模型的构建细节（单元类型、材料属性、接触设置、网格数量），并给出固体推力器推力实测数据的高斯拟合(Gaussian Fitting)结果作为仿真输入。

2.2. Consistency Analysis Between Calibrated Multi-Rigid-Body and Rigid–Flexible Coupled Models（标定多刚体模型与刚柔耦合模型的一致性分析）

研究人员选取5组推力偏斜角工况（含轴向偏斜角δ与径向偏斜角γ），对比ADAMS标定模型与LS-DYNA模型在X轴速度及X、Y、Z三轴角速度响应上的差异。结果显示两模型在所有关键输出指标上趋势一致，X轴速度响应及各轴角速度变化吻合良好，证明经等效接触参数标定的ADAMS多刚体模型可准确捕捉分离过程中的姿态扰动趋势；且ADAMS单次弹射仿真约10 s，LS-DYNA约36 h，计算效率提升约12000倍。

2.3. Contact Parameter Sensitivity Analysis（接触参数灵敏度分析）

研究人员以标定值为基线，对接触刚度k（±4000 N/mm）、阻尼系数c（±10 N·s/mm）及穿透深度d（±0.05 mm）进行单参数灵敏度分析。结果表明在给定波动范围内ADAMS与LS-DYNA间角速度一致性良好；超出此范围曲线匹配明显变差。其中接触刚度对5%扰动较敏感，另两参数在15%扰动水平下呈中等敏感。测试扰动区间内三轴角速度最大相对偏差分别为ω_x2.73%、ω_y1.47%、ω_z0.26%，均处于可接受误差范围，证实标定模型具备较强工程鲁棒性。

2.4. Ground Test Validation for Micro-Spacecraft Launch（微航天器发射地面试验验证）

研究人员搭建基于落塔原理的微重力地面试验系统（电磁释放+自由落体模拟失重），利用IMU实时监测三轴角速度，待稳定后触发点火弹射。对三次试验测得的角速度数据进行标定、误差补偿及滤波处理，并开展1000次蒙特卡洛仿真（随机变量取值范围按工程经验设定）。结果表明所有试验结果均落在仿真输出的统计分布范围内，验证了快速仿真模型的可靠性。

2.5. Proposed Rapid Modeling Framework（提出的快速建模框架）

研究人员总结了该校准驱动快速建模框架的核心逻辑：以LS-DYNA刚柔耦合结果为基准，在ADAMS中用Hunt–Crossley接触模型通过匹配五组推力偏斜工况下的运动学曲线完成标定，并通过蒙特卡洛仿真覆盖试验散布。该框架克服了未标定多刚体模型精度不足与纯刚柔耦合仿真计算量过大的双重局限，标定后ADAMS模型达同等预测精度且单次仿真仅需10 s（提升12000倍），允许大规模参数分析；灵敏度分析显示工程允许波动下姿态偏差低于2%。需注意标定接触参数针对7075铝合金导轨系统，其他构型需重新标定。

3. Results（结果）

3.1. Analysis of the Effect of Thrust Misalignment Angle（推力偏斜角影响分析）

研究人员对轴向偏斜角δ（0.1°~1.0°，10水平）与径向偏斜角γ（0°~360°，120水平）组合1200个工况进行参数化仿真。结果表明推力偏斜角对微航天器绕弹射方向（X轴）滚转角速度影响最显著且呈随机分散特征；俯仰(Y轴)与偏航(Z轴)角速度对轴向偏斜角敏感——在0.1°~0.4°范围内随角度增大而增大，超过0.4°趋于稳定；径向偏斜角影响呈波动且响应相对稳定。建议将轴向推力偏斜角控制在≤0.2°。

3.2. Analysis of the Effect of Thrust Eccentricity（推力偏心距影响分析）

研究人员独立调整推力轴向偏心e_t,a与径向偏心角度，对1200个工况分析发现Y、Z轴角速度对推力轴向偏心距敏感度相似：在0.2~0.6 mm范围内角速度幅值随偏心距增大而升高，超过0.6 mm趋稳；径向偏心影响较小。建议将推力轴向偏心距控制在≤0.4 mm。

3.3. Analysis of the Effect of Mass Eccentricity（质量偏心影响分析）

研究人员通过调整质心相对Y、Z轴的偏移距离e_m,y、e_m,z分析质量偏心影响。参数研究表明当质量偏心为0.1~0.4 mm时Y、Z轴角速度随偏心增大而上升，超过0.4 mm趋于稳定；径向偏移角度影响可忽略。为保证弹射精度，建议将轴向质量偏心控制在≤0.2 mm。

讨论与结论翻译（Discussion & Conclusions）：

研究人员在ADAMS中建立了微航天器在轨弹射多刚体动力学仿真框架，以LS-DYNA高保真刚柔耦合结果为基准标定接触参数，形成了微航天器弹射后姿态扰动的快速计算方法。基于该方法研究了推力偏斜角、推力偏心距及质量偏心对姿态扰动的影响，主要结论如下：

(1) 本文建立的微航天器在轨弹射快速计算方法预测精度与高保真刚柔耦合模型相当，并经受地面扰动试验验证，单次计算效率提升12000倍，为后续大规模计算奠定基础。

(2) 基于3600组数据的参数研究表明：轴向推力偏斜角、轴向推力偏心距及轴向质量偏心是分离后姿态扰动的主导因素；Y、Z轴角速度分别在推力偏斜角0.1°~0.4°、推力偏心距0.2~0.6 mm、质量偏心0.1~0.4 mm范围内显著上升，超出上述范围趋于稳定。

(3) 工程应用中建议将轴向推力偏斜角限制于≤0.2°、轴向推力偏心距≤0.4 mm、轴向质量偏心≤0.2 mm以确保分离姿态稳定。

本研究局限性在于分析仅限分离过程的弹射阶段，采用确定性参数且未考虑后续轨道飞行中轨道摄动及热变形等随机扰动，未来工作将扩展模型至全任务剖面并引入随机分析（如蒙特卡洛法）量化不确定性以提高在轨弹射动力学预测保真度。