月球软着陆系统关键技术研究与发展综述

介绍了月球探测器软着陆缓冲领域国内外研究现状及发展趋势,针对探测器着陆稳定性及防止反弹与翻滚控制技术领域所面临的主要问题进行阐述,结合先进飞机起落架技术介绍了新一轮月球探测器缓冲系统的发展方向及有待于解决的问题,研究工作对于我国开展二期探月工程具有参考意义.     

月球着陆条件对铝蜂窝材料缓冲性能的影响

综合月球表面环境,对用于月球探测器缓冲机械的正六边形铝蜂窝缓冲材料进行了模拟着陆冲击试验,研究了不同着陆条件对其缓冲性能的影响.结果表明:对铝蜂窝缓冲机构施加相应的预紧力可以提高铝蜂窝材料的缓冲性能;铝蜂窝材料的缓冲效率随着探测器在月球表面着陆速度的提高而降低;在探测器多级铝蜂窝缓冲装置中,当第一级蜂窝材料完全压缩时,探测器过载最大.     

无人月球探测器缓冲着陆抛投试验视觉测量系统

针对无人月球探测器缓冲着陆运动抛投试验中对探测器缓冲着陆过程中三维姿态、三维速度等运动参数和缓冲着陆机构缓冲行程的测量,设计了基于计算机视觉的抛投试验测量系统。首先,在探测器主体结构上喷绘若干对顶角标志,并用全站仪测量出这些标志的空间坐标。然后,用高速摄像机采集探测器缓冲着陆过程的序列图像。最后,利用单目视觉的方法对标志的空间坐标及探测器的序列图像进行处理得到上述参数。该系统硬件设备简单,软件操作方便。理论分析和实验验证均表明,采用该系统测量探测器运动参数,其姿态角测量精度优于4′,运动速度测量精度约为0.02m/s,探测器缓冲行程精度约为4mm,完全满足无人月球探测器缓冲着陆运动试验中的测量精度要求。     

月球探测器电推进系统的应用研究

介绍了月球探测器推进系统概况,比较了国外两种典型月球探测器电推进系统。在我国首个月球探测器"嫦娥1号"推进系统基础上,参考日本LUNAR-A月球探测器、欧洲SAMART-1月球探测器的推进系统组成,提出一种月球探测器电推进系统方案。对该方案进行了初步的分析计算,结果表明了该方案的可行性以及可实现降低推进剂消耗量、增加有效载荷的优越性。     

月球探测器的软着陆技术

介绍了空间探测中航天器的各种软着陆方式和月球探测器的软着陆特点,对前苏联和美国成功着陆的月球探测器概况进行了综述,并提出了我国在月球探测软着陆器的设计、研制阶段所面临的一些主要课题。     

月壤及缓冲支柱弹塑性变形对探测器着陆性能影响分析

月球探测器着陆过程动力学分析是探测器软着陆机构设计中的重要环节,基于国际流行的四腿悬架式着陆器模型为研究对象,研究了月壤变形,着陆器着陆腿弯曲及压缩变形对探测器着陆性能的影响。论文首先在忽略着陆机构弹塑性变形的基础上建立探测器倾斜月面着陆数学模型;其次,综合考虑月壤变形及着陆腿压缩、弯曲变形,通过简化模型,研究了上述变形对着陆性能的影响;最后,通过探测器着陆过程刚柔耦合分析对上述分析予以验证。研究结果表明月壤及支柱压缩变形对探测器着陆性能影响较小,在探测器软着陆设计初期阶段可以忽略不计,但是探测器缓冲支柱弯曲变形对探测器着陆性能将产生较为严重影响,在探测器软着陆机构设计阶段必须予以重视。     

月球探测器软着陆最优控制

研究了一种应用非线性规划求解有限推力作用下月球探测器软着陆最优控制问题的方法。从庞德里亚金极大值原理出发,将有限推力作用下月球软着陆问题转化为两点边值问题;在考虑边界条件及横截条件的前提下,将两点边值问题转化为针对共轭变量初值和末时刻的优化问题;而后应用非线性规划方法求解形成的参数优化问题,为了降低初值猜测的敏感性,引入一种变换,用控制变量初值代替了共轭变量初值。仿真结果表明了所提设计方法是简单、有效的。     

X射线探测器在CT机中的应用

介绍了X射线探测器在CT机中的实际应用,阐述了X射线探测器在CT机中的基本结构和探测器的基本工作原理.着重讨论了X射线探测器的设计方法,分析了在实际应用中遇到的问题及解决方案,并对X射线探测器的性能及新技术发展进行了分析.     

超级球形机器人

美国宇航局的科学家打造了一种从外形上看酷似球形的机器人，这个超级球形机器人可从土卫六“泰坦”表面大约100km的高度落下而不受到损坏。新型土卫六“泰坦”登陆机器人不是单纯的气囊缓冲结构，其外国为一圈的缓冲架构，其能量吸收能力更加强大，通过结构上的巨大改变来节省其他减速措施，以降低探测器的重量，这样町以一次部署多个球形机器人探测器。     

一种新型的液压缸缓冲机构

介绍传统液压缸的行程末端缓冲机构与新型的液压缸行程末端缓冲机构运动机理,通过改进缓冲柱塞,实现节流缓冲,避免出现压力脉冲及过高的缓冲腔压力峰值,同时阐述了新型的液压缸行程末端缓冲机构的优点及应用.     

发射阶段着陆器及关键机构动力学分析

针对着陆器在发射阶段会经历复杂而恶劣的动态环境,研究了发射阶段着陆器及关键机构收拢状态下的动力学特性。首先基于物理样机模型建立了着陆器、月球车、太阳电池帆板等机构的有限元模型;其次采用MSC.Patran/Nastran对上述着陆器整机模型进行了模态分析,研究了着陆器收拢状态下振动的固有频率及振型;最后,基于发射阶段运载火箭特定激励对着陆器整机特性进行了频响分析。研究结果表明,着陆器发射过程中,振动以着陆腿及太阳电池帆板弯曲振动为主,通过频响分析预测了着陆器收拢状态结构设计薄弱环节,研究结果可为着陆器结构改型及提高可靠性提供设计参考。     

Landing control method of a lightweight four-legged landing and walking robot

The prober with an immovable lander and a movable rover is commonly used to explore the Moon’s surface. The rover can complete the detection on relatively flat terrain of the lunar surface well, but its detection efficiency on deep craters and mountains is relatively low due to the difficulties of reaching such places. A lightweight four-legged landing and walking robot called “FLLWR” is designed in this study. It can take off and land repeatedly between any two sites wherever on deep craters, mountains or other challenging landforms that are difficult to reach by direct ground movement. The robot integrates the functions of a lander and a rover, including folding, deploying, repetitive landing, and walking. A landing control method via compliance control is proposed to solve the critical problem of impact energy dissipation to realize buffer landing. Repetitive landing experiments on a five-degree-of-freedom lunar gravity testing platform are performed. Under the landing conditions with a vertical velocity of 2.1 m/s and a loading weight of 140 kg, the torque safety margin is 10.3% and 16.7%, and the height safety margin is 36.4% and 50.1% for the cases with or without an additional horizontal disturbance velocity of 0.4 m/s, respectively. The study provides a novel insight into the next-generation lunar exploration equipment.     

面向探月卫星景象导航的局部基准图制备

为了可靠制备月球卫星景象辅助导航和着陆过程中的月面局部基准图,分析了月面局部基准图制备过程中出现的相关问题和解决方法。结合"嫦娥二号"月球卫星测控和导航实际约束条件分析了各种误差的起因及限制方法,给出了基于美国月球勘测轨道飞行器相机(LROC)全月面基准影像图的月面局部基准图制备算法。实验结果表明,按照所提方法生成的局部基准图与"嫦娥二号"局部正摄投影图像面特征一致,由映射变换产生的图像坐标最大定位误差为7.065 1m,观测图尺寸为20km×20km时的最大形变偏差为6.18m,正摄投影图像面特征和定位偏差均能够满足月球卫星景象导航定位精度的要求。     

月基观测地球等离子体层极紫外辐射特性

研究了地球等离子体层的极紫外辐射特性,结果表明从月球上探测时地球等离子体层顶位于35 081.75 km以内,等离子体层结构的典型尺度量级为637.85 km,He+30.4 nm辐射强度为0.02~11.4 Rayleigh。讨论了月球轨道运动特性和月球表面环境特性,结果显示在一个月球公转周期内,总观测时间约为12个地球日,极紫外观测仪器对地指向的纬度最大偏移约为7°,经度最大偏移约为6°。对月面的极紫外辐射分析表明,太阳峰年月面散射的极紫外辐射强度约为2.0 Rayleigh,与地球等离子体层辐射量级相当。根据SELENE数据,描述了极紫外观测仪器所在的5个拟着陆区的地貌特征,证明了月面散射的极紫外辐射不会进入观测仪器,其中虹湾区的地形最为理想。根据Apollo-12和Apollo-15太阳风数据分析了月面质子和电子通量,结果显示在太阳峰年,一年内两者的总流量均为约5×1015cm-2。根据Apollo-12局地观测,在一个月球周期内,月面温度变化为80~390 K。得到的结果为月基极紫外观测仪器设计提供了重要依据。     

An analytical guidance law of planetary landing mission by minimizing the control effort expenditure

An optimal trajectory design of a module for the planetary landing problem is achieved by minimizing the control effort expenditure. Using the calculus of variations theorem, the control variable is expressed as a function of costate variables, and the problem is converted into a two-point boundary-value problem. To solve this problem, the performance measure is approximated by employing a trigonometric series and subsequently, the optimal control and state trajectories are determined. To validate the accuracy of the proposed solution, a numerical method of the steepest descent is utilized. The main objective of this paper is to present a novel analytic guidance law of the planetary landing mission by optimizing the control effort expenditure. Finally, an example of a lunar landing mission is demonstrated to examine the results of this solution in practical situations.     

Microcratering within the lunar regolith--a theory and observation

Since the Apollo 11 mission to the moon, there has been substantial analysis of the lunar rocks and soil grains, utilizing more recent advances in electron probe technologies. It is the objective of this research to revisit the theories concerning the microcratering within the lunar regolith. Recent theories have included the idea that the microcratering phenomenon was caused by meteoric impacting onto the lunar surface during early lunar history. Other theories have suggested that the microcratering was a result of secondary ejector associated with micrometeoric and meteoric impact. This research team suggests that microcratering may have been associated with primordial dust during and before the formation of our solar system.     

飞机起落架缓冲性能仿真分析

以某型飞机摇臂式主起落架为例,介绍了基于Motion和AMESim的起落架缓冲性能联合仿真研究方法.结合实际情况,首先利用LMS Virtual Lab Motion建立了多体动力学分析模型,然后根据缓冲器参数建立LMS Imagine Lab AMESim缓冲器液压模型,最后通过两个软件的联合,仿真计算了某型飞机主起落架的缓冲性能.通过对缓冲器参数的调整,优化了缓冲器设计,为起落架的落震试验奠定了理论基础.提供了一个研究起落架缓冲性能的新方法,试验结果表明,该方法是可行并有效的.