登月飞行器软着陆发动机持续工作初始点选择研究

完成了推力幅值恒定的登月飞行器时间最优和燃料最优的软着陆轨道研究。文中将飞行器在月球表面软着陆的轨道分为开普勒下降轨道和制动发动机持续工作轨道两个阶段进行了综合研究。并着重研究了当飞行器从高度为100km的轨道下降到15km近月点时,在近月点附近是否存在一点,在该点软着陆发动机开始持续工作能够更加节省燃料。     

深空探测着陆器着陆冲击动力学相似技术研究EI北大核心CSCD

针对未来目标天体表面低重力场模拟,推导了探测器软着陆动力学相似性关系,提出了一种通过改变探测器着陆初始条件,并对试验数据进行后续处理来模拟目标天体表面低重力场的新方法,通过算例验证了该方法对于不同的探测器状态及土壤状态均具有广泛的适应性。通过该方法进行探测器的相关低重力场模拟试验,可以使用探测器原型且试验设备简单、操纵容易,具有很强的实用性,方便进行探测器主要参数的优化设计,该方法可用于后期月球探测、火星探测及其他地外天体低重力模拟试验中。     

深空探测着陆器着陆冲击动力学相似技术研究

针对未来目标天体表面低重力场模拟,论文推导了探测器软着陆动力学相似性规律,提出了一种通过改变探测器着陆初始条件,并对试验数据进行后续处理来模拟目标天体表面低重力场的新方法,并通过算例验证了该方法对于不同的探测器状态及土壤状态均具有广泛的适应性。通过该方法进行探测器的相关低重力场模拟试验,可以使用探测器原型且试验设备简单、操纵容易,具有很强的实用性,方便进行探测器主要参数的优化设计,该方法可用于后期月球探测、火星探测及其它地外天体低重力模拟试验中。     

基于改进粒子群算法的月地转移轨道优化

月地转移轨道优化是月球返回任务的技术难题之一,其搜索空间大、约束条件多。该文通过罚函数法将多约束优化问题转化为无约束优化问题,提出了一种改进粒子群算法,利用适应度函数来更新惯性权重,对粒子的速度加以约束,还对粒子的位置参数引入随机反馈控制,分析了算法的收敛性。在月地返回窗口内获得了逃逸速度增量最小的月地转移轨道优化结果,并利用目标函数的等高线图分析,对优化结果进行了验证。     

嫦娥三号探测器成功发射升空

12月2日1时30分,我国在西昌卫星发射中心用长征三号乙运载火箭,成功将嫦娥三号探测器发射升空。据悉,嫦娥三号将首次实现月球软着陆和月面巡视勘察,为我国探月工程开启新的征程。火箭飞行19分钟后,器箭分离,嫦娥三号顺利进入近地点高度210公里、远地点高度约36.8万公里的地月转移轨道。嫦娥三号奔月飞行约需112小时,在此期间将视情况进行轨道修正。预计     

小型月球探测器主动章动控制

小型月球探测器由地球停泊轨道向地月转移轨道射入时,要求采用自旋稳定来建立发动机的点火姿态。由于细长体和能量耗散的存在,导致了自旋运动的发散一章动运动,为此采用两种工程上常用的喷气主动控制方法设计了主动章动控制器。针对两种方法消耗燃料比较大的缺点,提出了一种模糊喷气主动章动控制方法。     

定常推力登月飞行器最优软着陆轨道研究

完成了推力幅值恒定的登月飞行器最优软着陆轨道的研究。建立了用于描述软着陆轨道任务的完整系统模型。通过将参数化方法和序列二次规划(SQP)方法应用于归一化处理后的模型，得到了飞行时间最优的轨道。     

月球探测器软着陆冲击力学环境研究

针对我国月球探测二期工程中将会遇到的月面软着陆任务,分析探测器的着陆冲击力学环境。提出一种适用于探测器方案设计阶段的着陆冲击力学环境预示方法：利用探测器着陆稳定性试验中测得的缓冲机构作用力作为激励,采用有限元方法求解系统的动力学响应;采用加速度响应的冲击响应谱描述探测器着陆冲击力学环境;用响应谱的包络加上一定的安全系数来确定探测器着陆冲击的最大期望环境。对某探测器的具体分析表明：由于着陆缓冲机构的缓冲特性,软着陆冲击力学环境的能量主要集中在接近准静态的低频段,而在高频段没有比运载发射阶段力学环境更严酷。因此在低频段需要设计专门的试验标准来考核设备     

基于模拟退火粒子群混合算法的纸浆浓度控制系统

目的为了得到最优的控制器参数,以满足纸浆浓度实际控制要求,更好地克服控制难点。方法提出一种模拟退火粒子群混合算法,并应用于纸浆浓度控制系统,对其PID控制器参数进行整定优化,基于MATLAB的.m程序和Simulink进行仿真,并与其他整定方法进行比较。结果该优化方法能够得到较为理想的控制效果,系统过度平稳、响应快、超调小、调整时间短、鲁棒性好,其输出响应曲线上升时间为9 s,超调量为3.07%,调整时间为22.8 s。结论基于此混合算法的优化控制,不仅兼顾2种算法各自的优点,且相对于二者各自的优化控制及传统整定方法具有显著优越性,可以更好地满足现场控制要求。     

月球软着陆的显式制导控制研究

软着陆燃耗最优制导控制的结果提出一种用于月球软着陆动力的过程的显式制导方法,它不饱含制动发动机的参数信息,也不需要迭代计算,测得简单,仅需要一个惯性测量单元。通过一个软着陆实例验证了这种制导的律的最优性和鲁棒性。