探测器触地关机软着陆稳定性分析

深空探测器软着陆过程中发动机未能正常关闭将极大降低其软着陆稳定性,因此引入了触地关机着陆方案。针对触地关机方案,建立了腿式探测器动力学分析模型及发动机推力控制模型。考虑着陆环境与探测器着陆状态的不确定性,采用蒙特卡罗模拟分别对探测器在主发动机关闭失败时、触地关机着陆方案下、带有姿态控制的触地关机着陆模式下的软着陆稳定性进行了分析。采用描述性采样方法抽取样本点,基于均值估计相对误差建立模拟终止准则,在保证模拟精度的前提下提高蒙特卡罗模拟效率。计算并对比了3种着陆方式下探测器软着陆可靠度,触地关机方案可在主发动机关闭失败后将探测器稳定着陆可靠度提升11.6%,姿态控制的引入可进一步将安全着陆的可靠度提升9.7%。      

Landing of hopping rovers on Irregularly-shaped small bodies using attitude control

A hopping rover that is driven only by internal or external attitude actuators is an ideal mobility approach for surface exploration of small solar system bodies. Without thrust control and grasping mechanisms, a hopping rover is mechanically simple to design and less prone to mechanical failures, but faces challenges during soft landing. It may rebound from the surface, causing deviations from its original landing site. In this paper, landing of a hopping rover on the surface of an asteroid is investigated, and a strategy using only attitude control to shorten the landing distance is proposed. Based on rigid body impact dynamics, the edge impact configuration is investigated in detail. The factors that affect the impact states of a cube-shaped hopping rover are studied. Then, controlled edge landing is analyzed, in which the post-impact velocity of the hopping rover is changed by controlling its attitude prior to impact. Three guidance schemes are developed, followed by attitude profile generation and finite time stable attitude control. Finally, simulations are performed on an ideal flat surface and uneven terrain. The results show that controlled edge landing can effectively reduce the landing distance and settling time, compared with uncontrolled landing. This study on hopping motion on the surface of an irregular-shaped asteroid with attitude control, can provide a reference for hopper trajectory plan in future asteroid surface explorations.     

基于蒙特卡罗法的月球探测器着陆稳定性分析

为了验证月球探测器的软着陆性能,建立了月球探测器着陆过程多体动力学仿真分析模型.由于探测器着陆地点及初始着陆条件的不确定性,采用蒙特卡罗法对探测器的着陆稳定性进行了研究.为了提高蒙特卡罗模拟的效率,采用了基于均值估计相对误差的蒙特卡罗模拟终止准则,从而在保证精度的前提下减少计算成本.通过着陆仿真试验,获得了探测器在给定坡度的月面上着陆时,各着陆性能参数的分布均值、方差及相应的置信区间等统计学结果,并计算了探测器安全着陆的可靠度.     

月球着陆器悬停阶段相对自主导航方法

月球着陆器着陆阶段导航信息分析是实现安全软着陆月面的一个关键.针对悬停阶段导航信息的要求,根据月球着陆器携带的仪器设备及其获取月面信息的特点,利用激光测距仪和光学导航相机进行光学相对导航.首先建立相对导航坐标系;其次根据各个坐标系之间的关系确定各转换矩阵和导航信息,估算着陆器相对月面着陆点的位置和姿态;最后通过仿真实验对该方法进行验证.结果表明,将激光测距仪和光学导航相机在着陆悬停阶段获取的月面信息进行融合,能快速、精确进行相对位置、姿态计算;对我国下一步的探月有重要应用价值,并可应用于火星探测和其他小行星探测的软着陆的近距相对导航.      

高抗扰高精度无人机着舰纵向飞行控制

针对无人机着舰过程中舰尾流扰动和甲板运动扰动对着舰点散布的影响,对复杂着舰环境下的无人机着舰纵向控制策略、控制结构和控制律参数设计方法进行研究。针对常规控制结构抗扰能力不足的问题,提出了无人机着舰纵向多操纵面平衡态直接力控制(DFC)策略及控制结构。提出了面向着舰点散布的控制律参数优化设计方法,该方法在保证系统满足稳定裕度指标的基础上,综合考虑了舰尾流扰动和甲板运动扰动对着舰点散布的影响,使2种扰动造成的着舰点散布最小。构建控制律参数优化设计问题,通过粒子群优化(PSO)算法进行优化设计,得到高抗扰性能的控制律参数。在控制律参数优化中考虑舰尾流和甲板运动的功率谱密度分布,使设计更具有针对性,减小了控制律设计的保守性,进一步提高控制的抗扰性能。算例设计及仿真验证了多操纵面平衡态DFC控制结构在抵抗舰尾流扰动和甲板运动扰动方面的优异性能,并证明了所提控制律参数设计方法的有效性。     

基于刚柔耦合模型的月球着陆器动力学分析

基于刚柔耦合多体动力学理论,提出了一种基于三维实体造型、有限元分析与多体动力学分析的刚柔耦合动力学仿真分析方法;利用该方法建立了月球着陆器着陆动力学模型,分别在地球重力环境和月球重力环境(1/6地球重力环境)下,对某典型着陆工况下的着陆动力学进行了仿真分析,得到了着陆器着陆的缓冲性能分析结果,包括主支柱最大缓冲行程、左右辅助支柱最大缓冲行程、最大质心加速度响应;将仿真结果与试验结果相比较,验证了着陆器动力学模型的正确性以及仿真分析方法的有效性,为今后的着陆器缓冲试验提供了动力学模型和仿真分析方法.从能量角度对月球着陆器的着陆过程进行分析,弥补了缓冲试验难以进行能量分析的不足.     

基于小行星地形特征库的自主测距与定姿方法

首先建立全景着陆区域地形特征数据库,包括了特征点的经纬度、图像纹理信息、各个特征点之间的位置相关特性等;随后提取探测器下降过程中拍摄得到的地形特征,在图像数据库中进行匹配,解决了因小行星自转周期较短产生的特征点溢出视野问题,提高了光学测量的适用性;最后结合匹配点的位置信息通过计算机视觉测距原理获取探测器和小行星之间的相对位置和相对姿态。数学仿真实验验证了方案的可行性。     

变构型多操纵面RLV进场着陆轨迹优化设计

针对变构型多操纵面可重复使用飞行器(RLV)的进场着陆问题,提出了一种进场着陆轨迹设计方法.将进场着陆轨迹分为深下滑着陆轨迹和拉平着陆轨迹;考虑了气动舵面可操纵偏转限制及深下滑拟平衡约束条件,对深下滑着陆轨迹进行了优化设计;考虑了RLV气动舵面调节余量和构型变化过程,以起落架放下时间、拉平法向过载及接地状态为约束,基于RLV动力学方程,采用轨迹推演的方法对拉平着陆轨迹进行了优化设计.深下滑着陆轨迹和拉平着陆轨迹组成完整的进场着陆轨迹,所设计的着陆轨迹综合考虑了多种约束条件,提高了着陆过程平稳性和安全性.      

舰载机安全逃逸复飞的参数适配包线

逃逸复飞特性对于确定舰载机的进舰速度、航母航速与着舰海况等级限制等均具有重要的影响。根据逃逸复飞的任务要求,提出了离舰滑跑距离、逃逸复飞段最大迎角相对进舰配平迎角的增量和着舰时的俯仰角作为安全性评定的3个参数。建立了数字飞行员模型,基于数字虚拟飞行仿真计算的方法,获得了满足逃逸复飞安全要求的参数适配包线。研究结果表明:在每一确定的着舰重量下,均对应存在一个最佳的进舰速度范围,能够使舰载机逃逸复飞的离舰滑跑距离最短;逃逸复飞段最大迎角相对进舰配平迎角的增量、着舰时舰载机的俯仰角分别决定了进舰速度大小的上、下边界;舰载机重心位置变化将使参数适配包线的边界位置和范围发生改变,但边界形状基本不变;航母航速减小将显著地缩小参数适配包线;适配包线内每一点的逃逸复飞成功率,可以为不同海况等级下的逃逸复飞安全性判断提供参考。      

探月足式飞跃机器人设计与控制

外星探测器依赖于探测装备完成探测任务，国际上常采用着陆器和巡视器设计外星探测器。外星探测器重量直接影响着探测成本，如果能把着陆器和巡视器融为一体，设计出可在月面反复着陆和行走的飞跃器，则能显著降低外星探测器的重量，大幅减少外星探测的成本。由于人类还没有实现利用腿式机器人探测月球，腿式月球探测飞跃器的开发可体现我国航天领域自主创新能力。依托北京空间飞行器总体设计部（航天五院总体部）与上海交通大学的合作项目“反复着陆器设计”，开展了月面低空飞跃着陆行走四足和六足飞跃探测器初探。飞跃探测器方案采用并联式主动腿式机构，具有在多种复杂地形上主动缓冲着陆和行走的适应能力；设计并采用了一种新型高功率密度力控驱动单元；进行了飞跃探测器的结构优化设计，实现了轻量化；针对着陆和行走过程中的控制问题，提出了主被动复合缓冲设计思路和控制方法，实现了飞跃器着陆过程的缓冲和身体稳定性，具备多次缓冲、自主移动、可收拢展开、着陆姿态调整、复杂地形适应等多种功能。     

小行星附近制导与控制研究综述

由于小行星具有引力场不规则、物理参数不确定性大、表面逃逸速度小等因素,使得小行星附近制导和控制极具挑战性。回顾了小行星探测任务的历史、现状和意义;针对小行星附近制导与控制研究的基础即小行星附近动力学,分析了研究现状;针对悬停、绕飞、转移、着陆等任务形式,详细介绍了轨道制导和控制方法方面的热点问题和研究现状;基于研究现状,列举了部分未来可进一步研究的方向和问题。     

月球着陆器着陆安全分析方法

月球着陆器软着陆地点选择及安全着陆实现是探月二期的关键问题.采用不考虑着陆器着陆过程中发动机控制、着陆姿态控制和动力学性能,在计算机上依据低精度月面数据和已有月面典型地形特征分布/形状模型仿真生成高精度着陆区域;根据着陆器的结构尺寸和着陆安全要求对每个安全参数进行计算、比较、判断得到单次着陆安全性,利用蒙特卡洛方法计算多次在仿真地形上的着陆安全概率.试验结果表明:采用这种方法时,着陆器的结构尺寸相同分析结果才有意义.在计算机上仿真生成着陆区域、设置着陆器结构尺寸和安全参数,使其可以用于地面系统的仿真实验,也可在月面软着陆过程中实时分析选定区域的着陆安全概率.     

Study on impact energy absorption and adhesion of biomimetic buffer system for space robots

Space buffer landers offer the unique promise of ensuring that high-speed flying space robots steadily attach to the surface of the target spacecraft for repairs and rescues. A stable attachment and an easy detachment mechanism of the robot are required to enable space buffer landers to land smoothly on spacecraft in space environments. In this paper, we present an approach to fabricate a buffer lander with an elastic multi-leg configuration and adhesive feet with a microarray structure. We set up a theoretical model of a buffer lander with six elastic legs and adhesive feet. We analyze the influence of the initial position of the lander on the buffer kinetic energy absorption characteristics by theoretical modeling. Based on this model, we establish a discrete element multibody dynamics coupling simulation platform. Through the simulation, we analyze the factors influencing the buffer kinetic energy absorption characteristics and optimize the parameters of the buffer. We obtain the contact force of the adhesion feet and the torque of each joint of the buffer during the cushioning process with EDEM-ADAMS coupling simulations. Finally, we build a launching platform for the buffer collision test and simulate a high-temperature and high-vacuum space environment with a heating cage and a vacuum tank, respectively. Then, the effects of the high-temperature and high-vacuum environment on the kinetic energy absorption and adsorption characteristics of the buffer are analyzed.     

月面着陆起飞试验技术研究

可靠、安全地实现月面软着陆及月面起飞是完成月面探测任务的基本条件,也是探测器研制的一项关键技术,需要开展地面验证试验。地面环境与月面有较大的差异,探测器在地面的工作特性也与实际过程不尽相同,地面试验的设计及实施有较大的难度。分析了探测器月面着陆起飞的设计要点和地面试验的关键因素,指出了当前试验技术存在的缺陷,在此基础上提出了一种利用探测器自身动力实现月面着陆和起飞的验证方案,通过动力学仿真验证了试验实施的可行性,并对方案的拓展应用价值进行了展望,相关内容可为后续我国月球及其他行星表面探测器的研制提供借鉴。     

有大气行星悬飞探测初步设想与可行性探讨

提出了一种有大气地外行星悬飞探测方式,该探测方式是利用被探测天体存在大气的环境特点,实现探测器在被测天体的"飞行"机动,克服目前已有的环绕探测、着陆探测、巡视探测和采样返回探测四类无人深空探测方式受地形、地貌约束无法实现大范围机动就位探测的不足。提出了悬飞探测器的典型任务工作模式设想,建立了悬飞探测器的六自由度动力学模型,并针对太阳系内典型的有大气行星环境(火星和土卫六)特点,给出了悬飞探测器的动力学特性并开展了仿真分析。在此基础上,首次提出了悬飞探测器的可行性约束系数,为悬飞探测器在深空探测的可行性研究提供了理论依据。     

Stability of relative equilibria of the full spacecraft dynamics around an asteroid with orbit–attitude coupling

The full dynamics of spacecraft around an asteroid, in which the spacecraft is considered as a rigid body and the gravitational orbit–attitude coupling is taken into account, is of great value and interest in the precise theories of the motion. The spectral stability of the classical relative equilibria of the full spacecraft dynamics around an asteroid is studied with the method of geometric mechanics. The stability conditions are given explicitly based on the characteristic equation of the linear system matrix. It is found that the linearized system decouples into two entirely independent subsystems, which correspond to the motions within and outside the equatorial plane of the asteroid respectively. The system parameters are divided into three groups that describe the traditional stationary orbit stability, the significance of the orbit–attitude coupling and the mass distribution of the spacecraft respectively. The spectral stability of the relative equilibria is investigated numerically with respect to the three groups of system parameters. The relations between the full spacecraft dynamics and the traditional spacecraft dynamics, as well as the effect of the orbit–attitude coupling, are assessed. We find that when the orbit–attitude coupling is strong, the mass distribution of the spacecraft dominates the stability of the relative equilibria; whereas when the orbit–attitude coupling is weak, both the mass distribution and the traditional stationary orbit stability have significant effects on the stability. We also give a criterion to determine whether the orbit–attitude coupling needs to be considered.     

Stewart平台卫星动力学建模与姿态指向一体化控制

针对Stewart平台卫星大范围快速机动后的指向控制问题,提出了考虑翼板柔性的Stewart平台卫星动力学建模与姿态指向一体化控制方法。对考虑柔性翼板的Stewart平台卫星的动力学建模与主动控制进行了研究,采用力学基本原理和混合坐标法建立系统的刚柔耦合精确动力学模型,并提出一种同时考虑平台载荷指向与隔振的协同控制方案。数值仿真结果表明,所建立的动力学模型能够准确地描述系统的动力学行为,所提控制方案能够有效提高卫星平台的姿态指向精度。与未施加控制的情况相比,该方案能够将支撑杆的变形量减少到千分之一,从而保证了结构安全。此外,还分析了翼板柔性对Stewart平台卫星姿态控制的影响,结果表明翼板柔性对下平台姿态精度有较大影响,对上平台姿态精度影响较小。     

触地关机模式下的着陆器软着陆稳定性研究

以触地关机软着陆模式下的某型着陆器为研究对象,建立其软着陆过程的动力学仿真模型。基于仿真模型,结合优化方法与多岛遗传算法（MIGA）确定了着陆器的极恶劣地形工况参数,并利用径向基函数（RBF）神经网络建立了反映极恶劣工况下着陆器速度参数与稳定性指标值之间映射关系的代理模型。将着陆器速度参数做离散化处理得到样本点,利用神经网络模型计算了各样本点对应的软着陆稳定性指标值,基于计算结果给出了各项软着陆稳定性指标的云图和三维速度稳定性边界,并得到了综合各项稳定性指标的着陆器速度稳定性边界。分析结果可直观地确定保证着陆器安全着陆的速度取值范围,为着陆器速度的合理控制提供参考。      

火星探测微流星体环境模型及风险预测

微流星体是自然存在的微型天体.在太阳系空间范围内,微流星体的主要起源为彗星及小行星.在地球至火星的空间范围内,微流星体的飞行速度范围为24.13~42.2km·-1.高速飞行的微流星体一旦撞击火星探测器,将有可能对探测器造成毁灭性的损害.本文基于太阳神探测器的观测结果及彗星轨道观测统计结果,针对火星探测,分别建立了地火转移段及环火飞行段的微流星体环境模型,并基于有限元离散方法建立了火星探测任务的微流星体碰撞风险预测方法.设计了一个虚拟火星探测器,分别对其在地火转移段及环火飞行段的微流星体撞击通量进行了分析.结果显示,在探测器有效任务期内,探测器正面受微流星撞击次数约为背面的10倍.根据本文模型计算结果,将探测器顶板铝合金蒙皮的厚度增加至0.7mm后,在整个任务周期内可将探测器正面受微流星体撞击出现击穿损伤的风险降低为每平米7次.      

基于多工况的新型着陆器软着陆性能优化

以新型腿式着陆器为研究对象,建立其刚柔耦合动力学分析模型,实现着陆器软着陆过程的仿真。通过仿真计算,确定着陆器最易翻倒、底面最易与星球表面岩石碰撞、主体承受最大碰撞力的3组恶劣着陆工况。分析着陆器缓冲机构构型选取设计变量,基于仿真得到的3组恶劣工况,应用第二代非劣排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)实现着陆器软着陆性能的优化,优化目标为增强着陆器抗翻倒能力、降低着陆器底面与星球表面岩石碰撞的可能性、降低着陆器主体最大受力值。将优化所得参数代入模型重新进行仿真,着陆器不再发生翻倒,着陆平台底面与星球表面最小距离提高4.2%,主体最大受力值降低12.1%。