Multi-objective optimization of parachute triggering algorithm for Mars exploration

A multi-objective optimization procedure to design parachute triggering algorithm, based on Monte Carlo analysis of flight uncertainties, has been developed in this paper. Most of Mars explorations missions utilize parachute for a safe descent through the lowest of the atmosphere. The parachute triggering algorithm is designed to accommodate the range of off-nominal entry trajectories, and is aimed to parachute opening in certain range of Mach numbers, dynamic pressure and altitude. Our novel algorithm takes the fight uncertainty into the account through Monte Carlo analysis, selects maximization of altitude statistical mean and minimization of Mach number statistical mean as two objectives, then employs multi-objective evolutionary algorithm based on decomposition (MOEA/D), to search the Pareto-front framework. Such a methodology can be implemented on the future design of entry, descent, and landing (EDL) mission.     

基于分岔理论的起落架撑杆式锁机构设计

提出了运用分岔理论研究锁机构性能问题的分析方法，以前起落架上下位一体式锁机构为对象，基于分岔理论，通过数值延拓，研究了收放作动筒和解锁作动筒对该机构稳定性能的影响，阐释了锁机构运动分岔图中分岔点与上锁、解锁行为的对应关系，并分别针对上、下位解锁过程按照不同解锁力共划分了5种锁机构解锁状态。论述了延拓解锁、上锁分岔点得到的轨迹曲线，并根据曲线临界尖点定义了临界解锁力和临界解锁角度2个状态变量，随后分析了弹簧刚度、原长和安装点位置对以上变量的影响趋势。基于影响分析结果，在锁机构上锁能力一定的前提下，改变参数，优化了下位临界解锁力。研究表明，分岔分析能够快速全面地把握锁机构动力学特性随不同参数的变化趋势，在分析锁机构性能、指导参数初步设计方面有一定优势。     

嫦娥三号动力落月段轨迹确定策略

针对CE-3（嫦娥三号）月球探测器动力下降弧段,特别是悬停避障段频繁机动的特点,提出了采用B样条函数逼近方法进行落月轨迹确定.仿真分析表明：在动力下降运动较平滑弧段,B样条逼近法计算结果略优于多项式拟合法;而在频繁机动弧段,B样条逼近法有明显优势.计算结果表明,加入VLBI（Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量）数据后能有效提高落月轨迹确定精度,在没有系统误差的情况下联合定位后位置精度优于50 m.此外,还分析了三向测量系统差对定位的影响,可对CE 3任务提供参考.最后对CE 3实测数据进行处理,动力落月段末点位置和着陆器定位计算值相差不到200 m.     

Three-dimensional Large Landing Angle Guidance Based on Two-dimensional Guidance Laws

 Both the design process and form of the three-dimensional (3D) suboptimal guidance law (3DSGL) are very complex. Therefore, we propose the use of two-dimensional (2D) guidance laws to meet the guidance requirements of 3D space. By analyzing the relationship between the flight-path angle and its projections on OXY and OXZ planes, we obtain the ideal design requirements of the guidance laws. Based on the requirements, we design a 2D suboptimal guidance law used in the horizontal plane; combining the 2D vertical suboptimal guidance law, we create a whole ballistic simulation of six degree-of-freedom. The results are compared with those using other three guidance modes in the case of large windage of the initial azimuth angle. When the proportional navigation guidance (PNG) law is used in the horizontal planes, the landing angle will obviously decrease. With the proposed guidance mode, the large landing angle can be realized and meet the guidance precision requirements. Moreover, the required overload can decrease to meet the control requirement. The effects of the proposed guidance mode are close to that of 3DSGL despite its very simple form.     

起落架摆振控制及试验研究综述

从摆振控制和摆振试验两个方面回顾起落架摆振研究中的问题.列举起落架摆振控制研究中采用的控制算法,给出各种控制算法的效果和局限性.分析了各种起落架摆振试验,介绍了摆振试验所获得的有益结果.指出摆振控制相关试验研究不足和摆振试验耗费高的特点,提出了今后起落架摆振现象研究的方向.     

飞机抗拒风切变的能力

本文对大型喷气飞机穿越严重风切变——微下冲气流提出了一种简单、近似的飞机安全穿越微下冲气流的性能指标,并基于能量守恒定律,推导出一种近似的计算飞机抗拒风切变能力的解析式。通过对波音-727飞机在起飞、着陆阶段的抗风切变能力的计算,表明该式之结果与通过时间历程进行动态计算所得的结果是一致的,从而为飞机风切变的告警以及抗风切变控制系统的设计提供了一个参考的准则。     

基于嵌套网格的舰载直升机流场仿真及风限图计算

为保证舰载直升机的安全,本文基于嵌套网格方法,针对CG-47提康德罗加级巡洋舰搭载UH-60“黑鹰”直升机的机舰组合进行了流场仿真。研究了此组合在不同风向角及风速下的着舰流场,并结合飞行力学模型计算了直升机操纵量和姿态角。根据安全着舰判据,绘制了此组合的理论风限图。结果表明:滚转角及周期变距操纵量均随来流速度增加,俯仰角则受到来流和舰上建筑的多重影响。风向角越小,最大着舰速度越大,且总体左侧大于右侧。     

小天体柔性附着状态协同估计方法

针对小天体附着过程易发生倾覆、反弹导致任务失败问题,提出“柔性附着”概念,替代传统小天体探测的刚性附着模式,为提高小天体附着任务可靠性提供新的解决思路和技术途径。在此基础上,针对柔性着陆器的状态估计问题展开研究。首先建立了柔性着陆器近似模型,提出了柔性着陆器“等效面”概念及柔性着陆器姿态的近似表征方式,进而提出了柔性附着状态协同估计方法,并通过数值仿真检验了柔性着陆器状态协同估计的可行性。     

用于压电料位计的微弱信号检测电路设计

设计了一种用于压电料位计的微弱信号检测电路,从防积分饱和电荷放大、带通滤波、精密检波、两级比较和逻辑控制五个方面介绍了其工程实现。能够实现单极性电源供电处理交流信号,实时监测料位计输出电荷大小,并转换为开关信号输出;具备灵敏度调节功能,可以根据不同物料的阻尼特性,有针对性地设置动作阈值;能够根据用户需要设置输出电平极性,提高了料位计的灵活性和适应性。结合理论计算、仿真分析和试验测试,验证了设计的合理性和正确性。     

飞机起落架可靠性评估的一种方法

本文提出了用故障树分析方法,对飞机起落架进行可靠性评估。这种评估有利于设计方案的比较和选择。可靠性的定量评估可以为工程决策提供重要的依据。已知某机起落架的可靠性框图为串联系统,其建成的故障树为单调关联系统故障树。若已知故障树各底事件发生的概率数据,则采用不交化方法即可计算出某机起落架在寿命期内的可靠度。