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。     

月面上升的轨迹优化与参数分析

面向月球采样返回任务分析需求,对月面上升段的轨迹优化及燃料消耗影响因素进行了研究。基于上升器运动模型,建立以燃料消耗最优为目标考虑入轨约束的轨迹优化模型,通过Gauss伪谱法和序列二次规划求解上升过程最优推力方向。改变运动模型中的初始推重比、入轨约束中的目标轨道参数,根据轨迹优化结果得到对应的燃料消耗,分析了这些因素对上升器燃料消耗的影响。针对上升器非共面起飞的问题,提出了上升偏航、升交点调整、倾角调整3种方案,从燃料消耗的角度分析了各方案的适用情况,为未来工程应用提供参考。     

月面特征稀疏环境下的视觉惯性SLAM方法

月球车在执行科学探测任务过程中，其自身的高精度定位是一项亟需解决的关键问题。针对在特征稀疏的月面环境下的定位问题，提出一种视觉惯性融合的SLAM方法，将视觉测量与惯性传感器的信息利用位姿图优化方法融合，实现高精度的联合定位。针对特征稀疏环境下的前端视觉数据关联误差较大的问题，提出了一种基于四元树的光流跟踪算法，能够有效地跟踪鲁棒的特征点，提升了关键帧之间相对位姿估计的准确性。并且针对月面环境特有的恒星无穷远点干扰问题，提出一种高效的恒星点剔除算法，能够有效改善无穷远点导致的定位精度下降的问题。搭建了一套模拟月面环境的计算机仿真系统，并构建了多个月面环境视觉惯性SLAM仿真数据集，在不同的模拟月面场景下进行定位性能仿真验证，仿真测试结果表明本文算法的鲁棒性更强，具有更高的定位准确度。     

最小数据丢失量的地月中继卫星任务调度研究

月球背面的探测器必须依靠地月中继卫星进行数据传输与通信。地月中继任务包括实时性任务和延迟容忍类任务，如数传任务。当探测器等待传输的数据量超出用户存储容量时，延迟容忍类任务会由于探测器本地存储资源不足和地月中继卫星天线资源受限而无法完成，导致任务数据丢失，所以需要设计一种合理的地月中继任务调度策略，提高地月中继卫星的资源利用率，减少数据的丢失。对地月中继卫星任务调度进行了研究，在分析地月中继卫星数传任务的特点及用户的存储限制的基础上，以最小化数据丢失量为优化目标，建立了地月中继卫星任务调度模型，并设计了一种基于离散烟花算法（DFWA）的地月中继卫星任务调度算法。仿真数据分析表明，基于离散烟花算法的地月中继卫星任务调度算法在求解结果上优于遗传算法，是一种合理、有效的调度方法。     

利用地月间空间站的载人登月飞行模式分析

为提高空间站利用率，降低载人登月任务成本，有效开发地月空间，研究了基于地月空间不同轨道空间站的载人登月飞行模式。首先对比直接往返登月飞行模式，对基于空间站的载人登月飞行模式进行任务分析，通过空间站将载人登月任务解耦为载人天地往返任务和登月任务两部分；其次通过轨道设计和稳定性分析提出考虑登月任务需求的地月间空间站可运行轨道和停泊点；最后建立一套飞行模式评价模型，从速度增量需求、飞行时间、空间环境、登月任务窗口、测控条件、交会对接技术难度、后续任务支持性和任务可靠性方面对6种不同位置空间站的登月飞行模式进行分析和定量评价。评价结果表明基于L2点Halo轨道空间站的载人登月飞行模式为更优飞行模式。     

软着陆验证试验中月面特性模拟方法

月面特性的模拟是月面软着陆验证试验的重要设计因素。文章结合探测器的设计状态和试验需求,论述了月面特性模拟的具体要求;基于月面地形统计分布规律,实现了月面原始形貌的模拟;通过高程剔除设计和模块化组合设计,实现了对多种典型月貌的快速模拟;最后通过月表反射特性的模拟,全面满足了试验要求,并取得了良好的试验效果。文中所述的模拟方法可为我国后续行星表面探测器及着陆技术的验证提供借鉴。     

一种地月转移轨道中途修正的制导算法

针对地月转移轨道中途修正问题，提出了一种求解修正速度增量的制导算法。该算法由初值设计和精确解求解两部分组成。首先，利用伪状态理论，通过简单迭代设计中途修正的初值，并通过Vinti预报方法修正了地球扁率的影响。然后，在求解精确解时，提出了一种基于伪状态理论的状态转移矩阵解析算法。该算法通过设计高精度的初值，降低了求解地月转移轨道中途修正问题的难度，而且避免了传统数值方法计算状态转移矩阵的复杂性。数值仿真结果表明，该算法可有效求解中途修正问题。     

从日地系统L2出发借力月球飞越近地小行星

对于停留在日地系统L2的“嫦娥2号”探测器,其后续飞行方案有多个选项,例如主动撞月或重返月球轨道、返回地球轨道或再入大气、飞往地月系统L1/L2或日地系统L1、进入深空飞越近地小行星(最终,“嫦娥2号”于2012年12月13日成功地实现了对Toutatis小行星的近距离飞越)。探讨上述的飞行方案需要对飞行轨道进行初步设计,总的速度脉冲限制在100 m/s以内并且需要考虑探测器同时受到太阳、地球、月球的引力作用。本研究设计了探测器从日地系统L2出发借力月球实现Toutatis小行星飞越的飞行方案,与直接飞越方案相比,借力月球可以进一步节省探测器的燃料消耗,其等效速度脉冲设计值为58.47 m/s。     

月球取样返回器分离阻力分析与地面分离试验验证

探月工程三期研制的月球取样返回器与轨道器间采用导向装配方式,装配后存在一定预应力,同时在轨两器分离时受空间环境作用而出现热变形,引起的分离阻力会对两器的正常分离产生影响。文章对返回器与轨道器的分离阻力进行分析和测量,并开展相关地面分离验证试验,结果表明,在轨环境引起的分离阻力约为366 N,地面装配应力引起的分离阻力约为160 N,两器分离速度约为0.24 m/s。研究结果可为轨返两器的分离设计提供参考。     

月面钻进真空环境模拟装置的设计与验证

探月工程（三期）项目提出了在月面进行至少2 m深度的钻取采样任务，前期需要在地面进行模拟月面钻进过程热特性的研究，为此本文发明了一套月面真空环境模拟装置。根据模拟月壤钻进试验的要求，设计了一种可从底部抽气的三段式可多次拆装的真空罐结构。考虑到模拟月壤的颗粒大小和快速抽真空的要求，设计了一种筛网状具有多层过滤结构的月壤筒。根据在真空度不变的条件下可进行连续多次钻进试验的要求，设计了可从外部操作的具有缺齿结构的月壤筒转动机构。由真空度要求和可耐粉尘的特性要求，选取了三级扩散泵组。实验表明，在不放置模拟月壤的情况下，本环境模拟装置中的真空度可达10^-1 Pa，在放置模拟月壤的情况下，真空度可达7 Pa，能够满足模拟月面钻进过程热特性试验的要求。此外，通过测量抽真空过程中真空度随时间的变化情况还得出了模拟月壤出气量曲线，对模拟月壤真空系统的实验应用具有重要价值。