Scientific objectives and payloads of Tianwen-1, China’s first Mars exploration mission

This paper describes the scientific objectives and payloads of Tianwen-1, China’s first exploration mission to Mars. An orbiter, carrying a lander and a rover, lifted-off in July 2020 for a journey to Mars where it should arrive in February 2021. A suite of 13 scientific payloads, for in-situ and remote sensing, autonomously commanded by integrated payload controllers and mounted on the orbiter and the rover will study the magnetosphere and ionosphere of Mars and the relation with the solar wind, the atmosphere, surface and subsurface of the planet, looking at the topography, composition and structure and in particular for subsurface ice. The mission will also investigate Mars climate history. It is expected that Tianwen-1 will contribute significantly to advance our scientific knowledge of Mars.     

大型飞机后体流动控制及减阻机理研究

通过数值模拟方法研究了大型飞机机身后体的流动特征和机理,并采用涡流发生器对机身后体流动分离进行控制,分析了其控制减阻的机理,讨论了不同参数对减阻效率的影响。计算结果表明:大型飞机机身后体流动分离是导致巡航阻力增加的一个重要因素;在后体底部附近安装涡流发生器,当来流迎角为负时减阻效果较明显,随着迎角的逐渐增大,减阻效果降低;涡流发生器的尺寸、周向距离、安装在机身后体上的前后位置、安装角度等参数对减阻效果具有显著影响。     

浅析歼强飞机液压系统元件多发性故障

简要介绍歼强飞机液压系统的特点,论述元件多发性故障的现象、原因,列举动力元件、执行元件、控制元件和辅助元件常见故障分析和预防措施。     

民用飞机发动机吊挂部段静力试验与静强度分析

根据民用飞机发动机吊挂部段静力试验技术需求,研制了一套用于吊挂部段静力试验的试验系统,解决了吊挂支持模拟、加载边界模拟等关键技术,完成了吊挂应急着陆、航向侧移两种危险工况试验,并结合试验台架-吊挂有限元分析模型对吊挂进行了静强度分析.试验结果表明,试验系统工作稳定可靠,吊挂在应急着陆等工况下未发生有害塑性变形,其强度、刚度满足设计要求.对比显示:试验最大应力与有限元分析相对误差均小于8％,验证了分析模型的准确性.试验结果可作为民用飞机发动机吊挂部段强度性能的评定依据,有限元建模方法可应用于吊挂部段改型设计.     

火星探测器减速着陆技术特点

针对火星上的稀薄大气环境和火星探测器的着陆要求,对火星探测器减速着陆技术进行了系统的分析,探讨了火星探测器减速着陆系统、气动外形、降落伞和着陆缓冲等相关环节的技术特点,为未来火星探测器减速着陆系统的设计提供参考。     

深空自主飞艇探测器技术发展

介绍了美国典型自主飞艇探测器的研究现状、总体技术方案和关键支撑技术。针对我国未来的深空飞艇技术发展,提出以火星应用为重点,促进在智能自主控制、新型材料、同位素热电等关键技术领域的技术发展,并与地球临近空间飞艇技术的发展彼此借鉴等建议,可为我国未来深空探测提供参考。     

飞机退租检的常见问题浅析

从维修记录、合同签署、结构修理、沟通谈判等方面分析了飞机在退租检工作中遇到的常见问题,总结出相应的解决方法,提出改进措施。     

火星着陆探测任务关键环节技术途径分析

火星进入、下降与着陆技术(entry,descent and landing,EDL)是火星着陆探测最为关键的环节。火星与地球再入返回过程相比,由于火星大气成分、物理性质与地球大气存在较大差别,且具有较大不确定性,使火星EDL过程历经时间短、状态变化快,对减速性能要求高,时序紧张。从工程实现角度分阶段开展了任务分析,识别了火星EDL环节面临的问题和挑战,提出了关键环节技术途径选择。     

考虑失效性故障的火星探测器进入段姿态容错控制

火星进入过程中的故障和外部干扰不可避免地降低了火星进入制导和控制算法的性能。利用反步法设计了一种对转动惯量信息变化不敏感的火星进入姿态容错控制算法。首先,将虚拟控制律的微分量视作干扰量,利用自适应技术对其进行补偿,避免了传统反步法微分爆炸的缺陷。同时,控制设计过程中显式地引入了饱和函数,保证了在存在输入饱和的情况下,控制律仍然能使得探测器姿态保持稳定。最后,以“火星科学实验室”探测器为模型进行了数值仿真验证,结果表明该控制律在存在输入饱和约束、转动惯量不确定性、执行机构部分失效甚至完全失效的工况下,仍然能够完成对姿态的精准跟踪。     

温差、温滞和温滞差对飞机大部件结合交点协调的影响

本文扼要介绍了有关文献中在温度变化影响协调误差方面的论点及其应用于分析和解决飞机大部件结合交点的协调问题尚存在的不足。分析了温滞和伪线膨胀系数之间的函数关系。针对典型协调路线及其伪线膨胀曲线导出综合考虑温差、温滞和温滞差的协调误差计算公式。给定一定条件,把温差、温滞和温滞差的影响区分开,从而揭示它们对协调误差分别的和综合的影响,以便采取针对性强而经济的控温方案和控温技术条件,提高飞机大部件结合交点的协调性。