月球探测 势在必行

月球作为地球唯一的一颗卫星，从古到今一直牵动着人类的梦想。月球之所以能吸引着人类对它进行探测和开发，是因为月球能够提供解决人类所担忧的能源资源的条件；月球作为一个永久性的空间站和其具有的特殊环境，为人类提供了开展深空探测活动的场所，并将成为新兴工业的基地。鉴于国外深空探测发展的历史和现状，特别是一度平静了２０多年的月球，而今又重新成为世界关注的焦点，登月的热潮又再度兴起，以及我国多年来空间科学和航     

月球着陆器用阻尼材料冲击性能试验

针对目前月球着陆器用阻尼材料缺乏高低温条件下冲击试验数据问题,对铝蜂窝、金属橡胶及涡流磁阻尼等几种典型的阻尼材料或阻尼方式进行了高低温冲击试验研究.利用液氮实现月球低温,采用YD-12D(14)型压电式加速度传感器对铝蜂窝圆芯和金属橡胶圆环进行了测试.自制了涡流磁阻尼月球着陆器原理模型,对其缓冲性能进行了试验研究.试验结果表明铝蜂窝圆芯、金属橡胶圆环及涡流磁阻尼都可以用作月球着陆器的阻尼材料或阻尼方式使用.     

美国星座计划研制最新进展

美国在2015-2020年问重返月球并建立月球基地，为下一步载人登陆火星甚至更远的星球做准备．2005年NASA制定了星座计划，并决定在航天飞机、土星系列火箭和德尔它4火箭基础上研发新型阿瑞斯1载人和阿瑞斯5载货运载火箭，以及猎户座载人探测飞行器和牵牛星月球着陆器。按计划，阿瑞斯1火箭将在2013年向国际空间站发射不载人猎户座，     

美国重返月球计划

介绍执行美国重返月球计划的新型载人探测飞行器、月球登陆器以及航天飞机衍生型运载火箭;描述美国重返月球任务的飞行路线图,并对该计划的进度进行了介绍。     

CZ-4C探月任务多星发射结构总体方案

为了建立嫦娥四号探测器在月球背面与地球之间的通信,并利用月球背面良好的低频辐射环境开展低频射电天文观测,根据嫦娥四号工程要求,需要发射一颗中继星及两颗月球轨道编队超长波天文观测微卫星至地月转移轨道.这是CZ-4C运载火箭首次被用于探月任务,为适应探月轨道一箭三星发射及未来深空探测任务需求,CZ-4C运载火箭针对探月任务的特点对构型进行了通用化设计.从整流罩选型、主星发射方案、搭载星发射方案等3个方向对CZ-4C探月任务多星发射结构总体方案的研制进行总结,为后续用于深空探测小卫星发射建立基础.     

嫦娥”探月工程梗概

20世纪60年代至70年代，美国、前苏联曾竞相开展探月、登月活动，先后发射了数十个月球探测器。“阿波罗”计划完成后，月球探测一度陷入低迷状态。20世纪90年代以来，新一轮月球探测的热潮再度掀起。美国宣布将于2015年重返月球；2003年9月欧洲发射了SMART-1号月球探测器；日本也将月球探测定为其星球探测计划的首要目标；印度也提出将在2007年左右发射月球卫星，2015年前实现航天员登月。     

微小型航天着陆器技术初探

详细介绍了国外航天着陆器的应用情况，并对月球着陆器着陆速度进行了计算。在对着陆缓冲装置进行分类的基础上，给出了在地球表面模拟微重力的几种常用方法。应用ADAMS机械动力学仿真软件，建立了机械缓冲式月球着陆器三维实体模型。在月球微重力环境下对该模型进行了动力学仿真。     

国内外月球着陆器研究状况

对国内外已经发射成功的和正在研制的典型月球着陆器作了详细的论述,分析了它们的结构特点。结合国内月球探测的具体情况,提出了适合月球探测的着陆器结构构想。     

无人月球探测的多种方式

人类对月球的探测迄今为止已有数10年的时间，无人月球探测也经历了由简单到复杂的多种方式。     

美国重返月球计划的新型运载火箭

介绍了美国重返月球计划中阿瑞斯1和阿瑞斯5两种新型运载火箭的研制背景;详细介绍了两种火箭的设计方案;并对火箭的研制进展进行了描述.     

月球探测的初步设想

介绍了国内外月球探测的历史、现状及发展趋势，分析了我国当前的技术基础，提出了我国月球探测的初步技术方案及设想。     

相位环地月转移轨道研究

在第2阶段探月活动中，一种新型的地月转移轨道－相位环轨道得到了广泛应用，这种轨道可以提高探月任务的灵活性，并能够减少轨道修正所需的速度增量，文章对相位环轨道的基本知识，优缺点以及相位环轨轨道对于转移轨道入轨误差的修正能力和途径进行了探讨，同时对Hiten和DSPSE探月计划的转移轨道设计思想以及实际飞行中的一些问题进行了阐述。     

基于末级钝化推力变轨的月球借力轨道设计

对于运载火箭发射探月返回飞行试验器任务,火箭末级会跟随试验器再入返回地球,因其再入速度快、落区散布范围广,存在严重的安全隐患.为解决末级再入带来的安全性问题,提出基于末级钝化推力变轨的月球借力轨道设计方法,使末级进入绕地月飞行的大椭圆轨道.利用钝化推力实现月球引力辅助变轨,进而达到优化绕地月飞行轨道近地点高度的目的.     

基于标准弹道的月球探测器再入制导方法

月球探测器返回具有再入速度大,动力学耦合剧烈以及误差作用明显的特点。利用标准弹道法研究了低升阻比月球探测器的再入制导问题。得到2 000 km和3 000 km航程的标准弹道;讨论了基于时间变量进行增益反馈的制导方法,给出2 000 km航程下的最大单项误差仿真结果,并针对两种航程进行了Monte-Carlo抽样。考虑到时间积分模式不能全面的采集关键点信息,引入能量作为标准弹道的离散量;针对有初始速度偏差时标准弹道与实际弹道初始能量不一致的情况,提出能量比例尺的概念,很好地解决了能量匹配的问题。Monte-Carlo仿真表明:基于能量的标准弹道法精度明显提高,2 000 km航程下纵程偏差在10 km以内,3 000 km航程基本控制在30 km以内。     

使用遗传算法和B平面参数进行月球探测器地月转移轨道设计

通过遗传算法和B平面参数对月球探测器地月转移轨道进行了设计和计算，计算结果表明，结合遗传算法和B平面参数可以很好地解决探月轨道搜索的全局性和快速收敛性问题。     

向月飞行轨道误差分析

根据月球探测器向月飞行轨道动力学方程式得到了飞行轨道误差的迭代方程,采用协方差分析方法对轨道初始误差误差源造成的轨道误差进行了分析,结合具体算例,给出了探测器初始轨道位置和速度误差引起的向月飞行轨道误差的时间历程和轨道终点误差。计算结果表明,若发射环月卫星,必须进行多次中途轨道修正。     

月球软着陆接近段最优开关制导律设计分析

对月球软着陆接近段的最优开关制导律进行了研究,并对飞行轨迹进行了分析。在接近段近乎垂直下降的基础上,利用最大值原理获得了最优开关制导律,并根据实际飞行情况采用质量不变假设,从而得到了开关切换量的解析形式,利于星上计算和控制。最后,对不同制动力、下降速度和下降角等因素影响下的飞行轨迹进行了仿真分析,得到了一些有意义的结论,同时证明了该制导律的有效性。     

月壤撞击坑对探测器着陆性能影响研究

探测器软着陆后的姿态是上升器月面稳定起飞的前提基础,研究月壤撞击坑给探测器着陆性能带来的影响对上升器月面稳定起飞具有重要意义。通过有限元法(FEM)模拟GRC-1 型月壤的非线性力学特性,并与文献[13]中三轴试验结果对比,验证了仿真方法的有效性;在综合考虑月壤非线性、反推火箭残余应力、姿态控制力和重力的基础上,建立了探测器着陆过程动力学模型;以四腿悬架式着陆器为研究对象,研究了月壤撞击坑对探测器着陆后姿态的影响。结果表明:探测器着陆后的姿态角随撞击坑深度的增加而增大;若要保证上升器月面稳定起飞,撞击坑深度不能超过600 mm.