月球着陆器着陆缓冲性能研究

首先基于MSC.Nastran/MSC.Adams软件建立了模拟月球着陆器的动力学模型,并利用模拟月球着陆器在地面冲击试验来验证仿真模型的正确性,重点关注缓冲机构与结构连接处的载荷,结构特征点的加速度响应,以及缓冲器的工作行程。然后利用模拟着陆器地面试验结果修正动力学分析模型,研究表明：着陆器结构和缓冲机构的柔性对缓冲性能具有较大的影响。最后,把动力学分析模型中的模拟结构更换成真实结构,进行着陆器在月球表面的着陆冲击仿真分析,从而获得模拟着陆器地面试验与着陆器在月面着陆的冲击缓冲性能差异。     

月球着陆环境模拟试验装置的研制

伽马关机敏感器是保证月球着陆器稳定着陆的重要设备,在发射前,须在模拟环境中进行准确的标定测试。月球着陆环境模拟试验装置则是为伽马关机敏感器的准确标定提供试验环境的重要装置。月球着陆环境模拟试验装置由真空容器、真空获得系统、三维着陆模拟系统、模拟月壤环境、场景监视系统以及测控系统组成。该试验装置不仅可以用于伽马关机敏感器的标定试验,而且能够用于月球着陆器的着陆模拟试验。     

着陆冲击仿真月壤本构模型及有限元建模

为建立合理的月壤有限元模型用于着陆器着陆冲击动力学仿真分析,在对已知月壤的相关力学特性参数和试验数据进行分析推理的基础上,推断出月壤屈服面在低围压条件下可能会呈现出剪切膨胀特性,而在高围压条件下则可能会呈现出塑性压缩和应变硬化特性,因此定性地选择帽盖德鲁克-普拉格（Cap Drucker-Prager,CDP）模型作为月壤本构模型。模型的参数通过月壤或模拟月壤的试验数据定量地标定。对着陆器地面着陆冲击试验进行有限元建模和仿真分析,仿真结果表明：模型参数的标定方法是合理可行的;CDP模型可以准确模拟月壤在着陆冲击载荷下的动力学响应,可用于着陆冲击动力学仿真月壤有限元建模。对月壤模型参数进行了参数分析,并评估了月壤模型参数对着陆器着陆冲击性能的影响。     

月球探测器软着陆动力学仿真

随着深空探测技术的发展,新型月球探测器需要在遍布石块、陨石坑和斜坡等复杂月球表面上着陆,因此有必要对月球着陆探测器的着陆性能进行评估。本文对一种四腿可展开式着陆器进行了合理简化,并用ADAMS软件建立了着陆动力学仿真模型。模型中应用子程序表达缓冲铝蜂窝和月壤的力学性质,通过在预研着陆器的仿真模型上加载,实现了系统的仿真;并得到了月球探测器以给定姿态和着陆速度在不同地面坡度和月壤物理特性下的着陆性能及一般规律,对我国月球探测器软着陆动力学研究具有一定参考价值。     

基于离散元方法的月球着陆器冲击月壤过程分析

月球着陆器在着陆过程中会产生巨大的冲击作用。为了研究月壤材料对着陆器的缓冲作用,文章针对月壤在细观尺度下的离散分布特性,采用离散元方法建立月壤的计算分析模型。在此基础上,简化着陆器模型仅考虑着陆腿的缓冲性能,对着陆过程中着陆器与月壤相互作用的动力冲击过程进行数值分析。通过调整着陆器的质量以及着陆速度,对着陆器着陆过程中的冲击深度、加速度以及冲击力进行了计算分析,研究了月壤对着陆器的缓冲性能。计算结果表明,月壤材料对着陆器有很好的缓冲作用,这为实现安全稳定的软着陆提供了新的研究方向。采用离散元方法分析着陆器在着陆冲击过程中冲击力的变化规律有助于着陆器结构的合理设计和安全性能评估。     

月球着陆器软着陆动力学建模与分析综述

为解决着陆器研发过程中着陆稳定性、能量吸收和载荷缓冲等问题,需要开展大量的软着陆动力学仿真分析。文章研究分析了过去几十年中,腿式月球着陆器软着陆动力学仿真数学模型的发展过程及一些最新的建模方法。针对软着陆动力学仿真数学模型的3个方面：着陆器模型、月面模型和着陆腿足垫与月壤的接触模型,给出了各种建模方法之间的联系,并对着...     

月球着陆器太阳翼基板强度试验研究

月球着陆器在月面进行高温工况着陆时,已展开的太阳翼须承受着陆冲击载荷,若基板损坏,则电能供给将减少或丧失,影响探测任务的顺利进行。为了对高温着陆工况下太阳翼基板的强度进行验证,文章提出将着陆冲击载荷转换为静态载荷,用高温静力试验对基板强度进行等效验证的方案。该方案基于着陆冲击力学分析结果和着陆过程温度预示结果,在高温下将冲击载荷等效为静态载荷施加在基板试验件上,完成强度验证。利用月球着陆器太阳翼基板对方案进行验证,结果表明:该方案可以获得在给定温度下基板能够承受的最大载荷,以及在给定载荷下基板能够承受的最高温度,因此方案合理可行,可用于太阳翼基板的强度验证。     

月球着陆器典型故障模式分析

为提高月球着陆器着陆可靠性,需识别潜在的故障模式对稳定性着陆带来的影响。建立了着陆器的动力学模型,给出了着陆器着陆时的七种极限工况,作为故障模式分析的基础;针对动力下降段三种典型故障模式,即主发动机延时关机、储箱残留液体着陆和触月信号延迟发出,建立与延时关机对应的上抛、平抛运动和数学关系,与残留液体着陆等效的单摆模型,施加触月信号延迟发出所产生的推力曲线,利用Adams软件进行动力学仿真;结果表明储箱残留液体着陆影响较小,另外两种故障模式使着陆时抗倾倒性能和缓冲性能恶化,增加着陆不稳定性。     

月球着陆器着陆稳定性仿真分析

随着中国深空探测的发展,在月球表面进行着陆探测成为新的关注热点,因此月球着陆器的着陆稳定性研究成为一项重要课题。文章利用ADAMS软件及其用户子程序,对一种可展开四腿式月球着陆器的着陆稳定性进行了研究,研究结论为着陆器的着陆缓冲机构及总体设计提供参考。     

月球采样机械臂系统设计及试验验证

在对月球采样返回任务需求及探测器系统任务剖面进行分析的基础上，设计并研制了一种轻量化、大负载、高精度、宽采样范围月球采样机械臂系统。该系统主要由4自由度机械臂及两种不同采样形式的末端采样器组成，可对不同指定区域浅层月壤进行铲、挖、浅钻等多形式采集。在综合考虑机械臂系统器上布局的基础上，基于运动学模型对采样机械臂的可达采样区域进行仿真分析，提出采样机械臂月面采样策略。基于等尺寸着陆器模拟平台，开展了针对3种不同密实度模拟月壤的采样试验，采样试验结果表明在可达采样空间内，采样机械臂对不同密实度月壤均具有较好的适应性，最大采样深度可达30 mm，最大单次采样量可达270 g，单次采样时间小于2 min。     

月球着陆器有效载荷着陆冲击响应分析

针对传统月球着陆器着陆冲击分析方法未能准确考虑结构柔性对有效载荷着陆冲击响应影响的缺点,提出了一种基于非线性瞬态动力学的着陆器有效载荷着陆冲击响应分析方法。以某型月球着陆器为对象,取其搭载的月球车为研究的有效载荷,建立月球着陆器着陆冲击非线性有限元分析模型。通过分析结果与试验结果对比,验证了模型及方法;进而分析了3种工况下月球车的着陆冲击响应,并研究了着陆器机体及着陆腿结构柔性对其着陆冲击响应的影响。研究结果表明：该方法较之传统着陆冲击分析方法可更为准确的分析有效载荷的着陆冲击响应;着陆器机体和着陆腿结构弹性均能起到减缓月球车着陆冲击响应的作用,其减缓效果分别为0.54g和0.52g,而二者共同作用的减缓效果更是达到了1.54g;着陆腿弹性对所有有效载荷的着陆冲击响应均有减缓作用,但机体结构柔性的减缓作用对其他有效载荷是否适用则需进行有针对性的分析。
     

月球探测器软着陆机构

综述了月球探测器软着陆机构的应用与发展现状。介绍了软着陆机构的性能要求和组成,并根据着陆腿结构和缓冲器种类对软着陆机构进行了分类。讨论了着陆器主体设计、着陆腿结构和缓冲器的模块化设计。阐述了着陆器发射、在轨飞行、着陆和着陆后阶段的动力学研究内容。分析了缓冲器设计、着陆机构基本构型设计,以及缓冲器与基本构型主要参数配置等关键技术,对月球探测器软着陆机构设计有一定的参考意义。     

仿猫月球着陆缓冲机构设计与缓冲特性研究

针对现有被动式铝蜂窝月球着陆器缓冲力波动大、无法重复使用的问题,提出一种基于磁流变缓冲器的仿猫月球着陆缓冲机构。首先,开展了不同高度平台的家猫跳落实验,对其跳落着陆姿态与前/后腿触地冲量进行了分析,探究其缓冲吸能机理;实验结果表明猫后腿的缓冲吸能占比更高。其次,结合猫跳落实验与中国嫦娥系列月球着陆器参数,设计了一种新构型仿猫着陆缓冲机构,并将其与嫦娥着陆器进行了仿真分析对比。结果表明,所提出的仿猫月球着陆缓冲机构,其机体最大加速度降低了18.3%,具有更为出色的着陆性能。其前腿缓冲吸能贡献约为40%,后腿的缓冲贡献度约为60%,与家猫高台跳落实验结果基本吻合,验证了仿猫月球着陆缓冲机构设计方案的合理性。     

月球探测器着陆性能若干影响因素分析

软着陆缓冲装置是月球探测器的核心组成,对其着陆过程进行动力学分析 是着陆器设计的重要环节。论文以四腿悬架式着陆器为研究对象,首先在综合考虑月面非线 性变形、反推火箭残余应力、姿态控制力等基础上建立了探测器倾斜月面着陆过程动力学方 程。其次,研究了月面摩擦系数、月面着陆倾斜角度、反推火箭残余应力、着陆速度对探测 器着陆性能的影响。结果表明探测器着陆稳定性能伴随着月球表面土壤摩擦系数、月面倾斜 角度、着陆速度的升高而急速降低;探测器反推火箭残余应力虽能较大地减缓月面对着 陆器的冲击,但过大却容易导致探测器在月面反弹甚至翻滚。
     

基于激光干涉星间测距原理的下一代月球卫星重力测量计划需求论证

月球卫星重力测量是21世纪国际开展深空探测的发展趋势和追逐热点。月球重力场的精密测量是国际探月计划的重要组成部分,它决定着月球探测器的轨道优化设计和载人登月飞船月面理想着陆点的合适选取。本文首先介绍未来国际GRAIL（Gravity Recovery and Interior Laboratory）月球重力场探测双星计划的总体概述、关键载荷以及科学目标和研究方向。其次,重点阐述月球卫星观测模式可行性论证、月球卫星关键载荷的优化选取、卫星轨道参数的优化设计、仿真模拟研究的先期开展等我国将来月球卫星重力测量计划的实施建议。第一,由于高低/低低卫星跟踪卫星结合多普勒和甚长基线干涉系统观测模式（SST-HL/LL-Doppler-VLBI）对中长波月球重力场的探测精度较高,技术要求相对较低,月球重力场测定速度快、代价低和效益高,可借鉴地球重力卫星GRACE（Gravity Recovery and Climate Experiment）系统的成功经验,对定轨精度的要求较低,而且可有效探测远月面区域的月球重力场信号,因此我国将来首期月球卫星重力测量计划采用SST-HL/LL-Doppler-VLBI观测模式较优。第二,我国应先期开展高精度的月球重力卫星关键载荷（激光干涉星间测距仪、非保守力补偿系统等）和地面Doppler\|VLBI系统的研制工作。第三,月球卫星轨道高度（50~100 km）和星间距离（100±50 km）的优化设计是成功实施将来我国月球卫星重力测量计划的重要保证。第四,建议我国将仿真技术应用于月球重力卫星的方案论证、系统设计、部件研制、产品检验、实际应用、故障分析等研制和运行的全过程。本文的研究不仅对我国将来首期月球卫星重力测量计划的成功实施具有重要的参考价值,同时对未来国际太阳系行星重力探测的发展方向具有广泛的指导意义。
     

Control system design of the Korean lunar lander demonstrator

In preparation for the lunar exploration program scheduled to be launched during the early 2020s in Korea, a lunar lander demonstrator, which will be used for developing and demonstrating lunar landing technologies, is being developed. The control configuration of the lunar lander demonstrator is determined with the consideration of available technologies and flight requirements. It is suggested that altitude control be achieved by clustering five 200 N monopropellant thrusters and attitude control with eight 3 N thrusters. A control algorithm designed to follow a predefined trajectory is developed using quaternion feedback. Control system configuration and control logic are verified by using computer simulations. Simulation results show that a soft landing with a touchdown velocity of less than 3 m/s is achieved. Attitude control performance is also verified using computer simulations. The developed control configuration will be further tested by hardware in the loop simulations and ground based firing tests during the next phase of the study.