一种新型软着陆展开锁定机构设计与展开运动学分析

针对传统探测器软着陆展开锁定机构复杂、可靠性不高的缺点,提出一种新型软着陆展开锁定机构.该机构压紧、展开和锁定装置共用一套机构,具有展开过程平稳、机构简单、可靠性高等优点.介绍了该新型软着陆展开锁定机构的展开原理,分析了该机构的奇异性,建立了其运动学方程组,获得了主支柱主要参数运动变化规律.研究结果表明,该新型软着陆展开锁定机构在展开过程中无奇异点,展开过程运动平稳.     

月球探测器软着陆机构展开动力学仿真分析

可展开的软着陆机构是月球探测器的重要组成部分。以带间隙的多体系统动力学理论 为基础,针对一型采用四支撑悬臂式软着陆机构的月球探测器在ADAMS中建立了虚拟样机模 型,分别就主着陆腿系统结构柔性,主着陆腿与基体连接间隙,展开驱动力及探测器自旋等 因素对软着陆机构展开过程的影响进行了仿真分析。结果表明,在机构展开锁定瞬间由于结 构柔性会产生难以衰减的振动,而间隙在一定程度上有利于该振动衰减。展开驱动力越大, 展开越快,锁定激振振幅越大,但由展开进入稳定状态所需总时间可更短。探测器自旋则有 助于机构的展开,但自旋速度较高时对结构振动有明显影响。该结果可为软着陆机构展开方 案的设计提供帮助。
     

“阿波罗”登月舱的软着陆支架

登月舱的软着陆支架是确保月面探测活动及宇航员返回地球的关键装置。文章对“阿波罗”登月舱软着陆支架进行了介绍,描述了其技术指标、功能要求和基本组成,并对“阿波罗”登月舱软着陆支架的构型设计,主支柱、辅助支柱、足垫、展开架、收拢释放机构、展开锁定机构、触杆高度器以及铝蜂窝缓冲元件的设计方案进行了说明。鉴于“阿波罗”登月舱软着陆支架的设计通过了多次飞行试验的验证,文章结合“阿波罗”登月舱软着陆支架的方案,提出了中国载人登月工程中登月舱软着陆支架研制的建议。     

月球探测器软着陆缓冲机构关键技术研究进展

对月球探测器软着陆缓冲机构关键技术及国内外发展概况进行研究,对国际上常用探测器缓冲器、展开锁定机构的结构组成,工作原理及其特点进行介绍。最后结合国外研究现状对新一轮探测器发展趋势进行预测,论文研究工作对于我国开展“嫦娥”二期探月工程具有参考价值。     

月球着陆器着陆缓冲展开锁定机构设计与分析

月球着陆器着陆缓冲机构是月球着陆探测的关键部件,其展开锁定过程为一拓扑结构变化的过程。由于该过程较为复杂,研究方法多采用试验研究,而对于其内在运动特性分析不够深入。为了量化分析着陆缓冲机构展开锁定拓扑变化过程,评价设计的正确性,获得其运动过程中的机构运动特性,需要开展机构动力学分析。文章采用奇异性分析法,建立展开锁定机构拓扑图并进行了机构的奇异性分析,获得了该机构的奇异性,证明了设计的正确性。在此基础上,基于ADAMS软件建立了着陆缓冲机构虚拟样机模型,分析了整套机构的运动学特性,获得了展开过程相关运动参数,试验结果与分析结果一致。研究结果表明,该展开锁定机构展开过程平稳、无奇异点、可靠性高,研究结果可作为后续工程化参考。     

国外深空探测器着陆缓冲系统的特点和应用

主要介绍国外月球和行星探测器的着陆缓冲系统的特点与应用。着陆缓冲系统的基本类型包括软着陆机构、气囊缓冲装置和空中悬吊机结构。其中：软着陆机构由着陆架（腿）、缓冲器和展开锁定机构组成,具有质量较大,结构较简单、可靠的特点,在美国“勘测者”、“阿波罗”、“梦神”和苏联月球号等着陆器中得到了应用;气囊缓冲装置由气体发生器、气囊组件,以及缩回与展开机构组成,具有质量小、包装容积小和着陆稳定性好的特点,在美国“火星探路者”、“火星探测巡视器”,苏联早期月球号着陆器,以及欧洲“贝皮一哥伦布”水星探测器中得到了应用;空中悬吊机结构由空中悬吊机及其推进系统等组成,具有着陆速度低、冲击小和安全可靠的特点,在美国“火星科学实验室”的好奇心号巡视器上得到了应用。     

空间可重复展收套筒式伸展机构技术

针对现有的绳系套筒式伸展机构无法实现在轨逐步展开、可重复展收的难点，根据现有套筒式伸展机构的设计理念，提出了一种绳索传动、内置弹簧销锁定兼具低质量与高刚度的空间可重复展收套筒式伸展机构。通过对伸展机构的核心技术——锁定与解锁方式的研究进展进行综述，归纳出了内置弹簧销锁定、外置弹簧销锁定、内置摆杆锁定和外置摆杆锁定四种锁定方式，不同的锁定方式分别与螺纹传动、绳索传动这两种展开方式结合，产生了目前大多数类型的空间套筒式伸展机构。套筒式伸展机构正向着高刚度、低质量、可重复展收、高可靠性的方向发展，通过改进锁定方式提高锁定刚度并适应绳索驱动下套筒重复展收是当前研究的热点。但该套筒式伸展机构仍然存在相邻套筒的直径差较大、收展机构复杂、移动副较多，容易产生卡滞等问题，需要后续进一步改进。     

敏捷卫星高刚度太阳翼的设计与验证

基于对国内外敏捷卫星带辅助支撑式太阳翼现状及存在问题的分析，开展了太阳翼的构型设计与布局优化，设计一种基于带簧铰链与自适应锁定式铰链的单臂支撑式高刚度太阳翼。利用支撑臂中部带簧铰链在弯折后形态可变的特性，解决了多连杆闭环机构收拢状态下的杆长匹配问题；利用太阳翼根部自适应锁定式铰链可自动调节锁定状态的特性，解决了展开末了过约束锁定的技术难题，实现了带辅助支撑式太阳翼根部铰链的可靠锁定功能。开展太阳翼展开静力矩裕度分析、模态分析和展开动力学分析，结果表明，太阳翼展开力矩裕度大于1，展开状态下基频大于8 Hz，展开过程顺畅无死点，展开末了冲击力不超过750 N。开展了太阳翼地面试验验证和在轨飞行验证，结果表明，该高刚度太阳翼满足敏捷卫星在轨长时间快速机动的使用要求。     

着陆姿态不确定下的着陆器缓冲机构优化设计

以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，并结合Monte Carlo法研究不确定着陆姿态下的某型软着陆性能。然后，分析着陆器的软着陆性能与其缓冲机构构型参数之间的相关关系，并基于实验设计方法与动力学仿真模型得到样本点，建立以着陆器缓冲机构构型参数和着陆姿态参数为输入、软着陆性能指标值为输出的响应面模型。最后，基于响应面模型，考虑着陆器姿态的不确定性，运用结合第二代非劣排序遗传算法(NSGA-II)和多岛遗传算法(MIGA)的分级优化方法实现了着陆器缓冲机构的优化计算，得到了最佳缓冲机构构型参数。通过仿真模型校验，优化后着陆器的抗翻倒能力与底面抗损坏能力分别提升了3.546%和 5.140% 。     

射频电缆低温扭转阻力矩对卫星展开锁定机构的影响

针对射频电缆在低温环境下扭转阻力矩增大给某卫星展开锁定机构可靠性带来的不确定影响,文章首先对射频电缆低温扭转阻力矩进行测试试验,之后分析了该阻力矩对展开锁定机构静力矩裕度的影响;在此基础上对机构的设计方案进行改进,并通过仿真分析,验证了改进后机构能够可靠展开,展开时间、冲击力矩等指标满足卫星总体要求。     

月球探测器软着陆缓冲机构触月敏感技术

简介了国外月球和火星等探测器软着陆缓冲机构＂触地＂敏感技术与应用,提出了采用冲击加速度检测的探测器软着陆缓冲机构（足垫）触月敏感触发方案,阐述了敏感触发装置的设计思想,分析了探测器软着陆触月过程的动力学响应,论述了触发装置的冲击加速度敏感检测方式与原理以及电路单元设计。该装置比较适合月球探测器软着陆缓冲机构的结构和工作特点,可以满足制导、导航与控制（GNC）主控系统设计要求。     

二维展开太阳翼地面展开试验装置设计与验证

针对二维展开太阳翼地面展开过程中重力卸载较困难的情况,设计了适用于二维展开太阳翼的地面展开重力卸载装置,建立了某二维太阳翼在此地面展开试验装置上的动力学模型并进行了动力学仿真分析,分析结果表明太阳翼能够正常展开并锁定,除了太阳翼一次和二次锁定前后瞬间,其余展开过程中吊挂绳索张力最大变化量仅为7％,展开后最大变化不超过2％;该试验装置在某太阳翼上的应用结果表明太阳翼展开前后吊挂绳索吊挂力变化不超过1 N.此试验装置可为其他空间二维展开机构的地面展开试验提供参考.     

太阳翼地面展开锁定的动力学仿真分析

利用ADAMS软件的柔体动力学计算功能,将ADAMS和PATRAN/NASTRAN软件联合,建立太阳翼地面展开及锁定仿真模型,从太阳翼展开初始就考虑连接架和基板的弹性,以及地面各影响因素的影响,对太阳翼地面展开锁定过程进行连续的仿真计算,得到了对驱动机构的冲击载荷等动力学性能.分析方法得到了试验的验证.其后,给出了太阳...     

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。     

空间光学遥感器的主镜展开机构

采用分块可展开成像系统是空间光学遥感器实现大口径甚高分辨率的有效途径,主镜展开机构是分块可展开成像系统的关键部分之一。对空间光学遥感器主镜展开机构进行了大致分类,分析了几种典型主镜展开机构的组成、工作原理和特点。从结构形式、驱动方式、展开/锁定机构和理论研究等方面阐述了主镜展开机构的发展趋势,分析了国内发展主镜展开机构的主要技术难点,提出了这些技术难点的解决思路。     

典型杆状构架式展开机构

阐述了空间杆状构架展开机构中盘压杆和铰接杆两种类型装置的构成和工作原理。介绍了盘杆机构中盘压杆、支撑盘、贮存筒、锁定释放装置、展开控制、套筒展开装置、铰链、对角件和驱动装置等主要构件。讨论了杆状展开机构的主要参数确定原则和关键设计技术。最后给出了国外的部分应用实例。     

一种应用于着陆支撑系统中的锁紧机构设计与仿真

垂直起降运载器着陆过程是一种对支撑机构的结构强度、锁紧机构可靠性、缓冲器吸能特性要求极高的复杂瞬态碰撞吸能过程。针对现有着陆支撑机构构型单一等问题,提出一种全新的着陆支撑机构构型,并对该锁紧机构进行结构设计。由于支撑机构在展开过程中受到重力、空气阻力等多种环境力的作用,导致锁紧连杆相对速度在有限范围内变化。通过建立锁紧机构中移动构件力学方程并计算得到合理驱动弹簧参数,而后将锁紧相对速度作为输入变量,通过ADAMS建立虚拟样机模型完成工况模拟,并分析不同驱动弹簧参数对锁定可行性的影响,为锁紧机构可靠锁定提供技术支持。     

大型抛物柱面天线展开动力学分析与展开过程控制

为揭示大型抛物柱面天线在轨展开过程中各部件的动力学特性，保障可展天线在轨展开过程稳定性，提出了一种基于模块组装的大型抛物柱面可展天线支撑机构动力学快速建模方法与非线性展开过程反馈控制策略。首先，基于绝对节点坐标法建立了天线可展支撑机构基本模块的动力学方程集与约束方程集。然后，通过子模块组装的方式实现对超大型支撑机构的动力学快速建模，并进一步提出逐块缩聚与递归的动力学微分方程高效求解算法。最后，基于非线性展开过程反馈控制策略实现了抛物柱面可展支撑机构该类强非线性系统的展开稳定控制。结果表明，该控制方法能显著降低可展支撑机构展开过程中的速度峰值，有效提高了大型抛物柱面天线展开过程中的展开同步性。     

考虑根铰间隙的空间框架展开机构动力学分析

利用Kane法多体动力学基本理论并考虑根铰间隙影响因素，建立适用于空间柔性太阳电池阵的多框架展开机构多体系统动力学模型，对框架展开机构的展开方式和展开过程进行仿真分析，获得了机构组成部件在展开过程中的几何位置、速度、加速度等动力学特性，分析了框架展开机构各个关节点运动特性、铰链间隙与外部驱动力的相互作用规律。结果表明：合理控制框架展开机构各运动部件的驱动力矩是保证框架按照确定规律展开的必要条件；根铰间隙对太阳电池阵框架展开机构角加速度影响较为明显，进而影响到展开框架展开过程的稳定性，对转角和角速度几乎没有影响；在进行空间太阳电池阵框架展开机构设计时应严格控制铰链轴间隙，并通过动力学仿真校核间隙对太阳电池阵展开过程的影响；研究结果为空间柔性太阳电池阵多模块框架展开机构设计提供指导。     

月球着陆器方案概念设想

文章针对月球软着陆任务,对整个飞行过程进行了描述,简介了着陆器的主要特性和系统总体设计,并对其中主要的几个关键分系统的特点和适应软着陆任务的方案设想进行了描述,包括结构、缓冲机构、导航与控制、推进、测控通信、供配电、热控等。