美国2020火星车着陆区遴选进展及对2020中国火星任务着陆探测部分的一些思考

总结了近20年来火星探测的重要发现以及生命、气候和地质3个方面尚未解决的关键科学问题;介绍了美国国家航空航天局(NASA)2020火星探测任务的科学目标、科学载荷和着陆区选择的工程条件限制,并重点分析了经过3次着陆区选择研讨会,上百位行星科学家投票选取的排名前3的预选着陆区的地质情况。在此基础上,提出了对我国2020年火星任务的着陆探测部分的一些思考,并根据不同的任务目标(聚焦生命、气候和地质问题;支持载人火星探测的资源勘察;工程技术验证)提出了3个候选着陆区。     

基于PXI总线的姿态角变换器高精密测试系统设计

为了验证遥测系统姿态角变换器的功能可靠性,研制了一种基于PXI总线的高精密测试系统。姿态角变换器高精密测试系统以PXI的模块化设计为平台,各功能模块板卡即插即拔,增强了硬件上的可扩展性;整个测试台为一体式设计,内嵌显示器。软件设计中采用针对测试系统的开发软件LabWindows/CVI,采用C语言进行编写,为了充分利用系统资源,采用多线程技术,通过软定时器来控制各个线程的运行和停止,并实时刷新显示数据。实际测试结果验证了设计的可行性。     

直升机尾桨完全失效后自转着陆轨迹优化

为了研究直升机尾桨完全失效后自转着陆的最优轨迹和操纵过程,建立相应的飞行动力学模型并采用最优控制方法进行计算分析。建立直升机6自由度刚体飞行动力学模型,在模型中加入可以描述尾桨完全失效和自转着陆阶段发动机出轴功率以及旋翼转速变化的相关方程,并将直升机尾桨完全失效后的自转着陆问题转换为非线性最优控制问题进行求解。以某型号单旋翼带尾桨直升机为样机,计算空中停车自转着陆过程,并与飞行试验数据进行对比,验证了所建模型和最优控制方法的准确性。计算分析该型号直升机在以巡航速度下前飞时,尾桨完全失效后自转着陆的最优轨迹和操纵过程。从结果可以看出:尾桨完全失效时,直升机在旋翼反扭矩的作用下会产生较大的偏航角速度和侧滑角变化,进而产生复杂的耦合运动,驾驶员在关闭发动机进行自转着陆操作的同时,还需要通过操纵横向周期变距稳定滚转角,并以侧滑的方式来稳定横航向的姿态角,最后安全着陆。计算得到的最优轨迹和操纵过程,与工程试飞得出的定性的结论和建议相符。      

变构型多操纵面RLV进场着陆轨迹优化设计

针对变构型多操纵面可重复使用飞行器(RLV)的进场着陆问题,提出了一种进场着陆轨迹设计方法.将进场着陆轨迹分为深下滑着陆轨迹和拉平着陆轨迹;考虑了气动舵面可操纵偏转限制及深下滑拟平衡约束条件,对深下滑着陆轨迹进行了优化设计;考虑了RLV气动舵面调节余量和构型变化过程,以起落架放下时间、拉平法向过载及接地状态为约束,基于RLV动力学方程,采用轨迹推演的方法对拉平着陆轨迹进行了优化设计.深下滑着陆轨迹和拉平着陆轨迹组成完整的进场着陆轨迹,所设计的着陆轨迹综合考虑了多种约束条件,提高了着陆过程平稳性和安全性.      

软着陆小行星的自主导航与制导

讨论了软着陆小行星的自主导航与制导问题，首先给出了一种使用星上光学相机和激光雷达的自主导航方法，测量探测器相对着陆点的距离与速度；接着提出了一种自主软着陆的制导方案，为了保证垂直软着陆，事先规划了满足约束的理想下降高度与速度轨迹，并设计滑模变结构控制器跟踪理想轨迹，实现在小行星表面垂直软着陆。最后通过数学仿真验证了提出的自主光学导航与制导方法的可行性。     

着陆小行星的滑模变结构控制

针对由于目标小行星的各种物理参数和运动信息不能精确获取而导致着陆小行星的动力学方程中存在不确定项这一问题，设计了一种基于滑模变结构的软着陆小行星的制导控制方案。在考虑安全软着陆约束条件下规划了标称着陆轨迹；通过滑模变结构控制方法设计制导控制律，实现对理想标称轨迹的鲁棒跟踪，从而保证成功着陆小行星；最后通过计算机仿真验证了方案的可行性。     

航天测量船高精度岸船对时技术

随着航天技术的飞速发展以及新型号航天发射任务对测控系统提出的新要求,采用新技术新方法提高航天测量船的岸船对时精度非常必要。重点介绍卫星双向时间比对技术的基本原理,分析岸船卫星双向时间比对中影响岸船对时精度的主要误差源及其精度,提出实现高精度岸船对时需注意的问题。     

Bayes修正幂验前方法在制导精度评定中的应用

如何合理有效的利用验前信息,是小子样评定中的关键问题。针对导弹制导精度评 定,引入 修正幂验前分布控制验前信息对验后估计的影响,详细推导了Bayes修正幂验前下的制导精 度评定中兴趣参数的验后密度函数。通过对参数验后估计的分析,该方法能够有效避免验前 信息“淹没”现场信息的情况,而幂参数通过验后边缘分布得到。通过对验后估计平均平方 误差（MSE）的分析,给出了验前信息利用的一些基本原则,为工程应用提供了指导。〖JP 〗     

基于双二体假设的载人登月中止轨道特性分析

中止能力是载人登月出现故障时保障航天员安全返回地球的基础。针对混合轨道的中止需求,建立直接中止、多脉冲中止和借助自由返回轨道中止等三种中止方式的轨道计算模型。利用该模型,主要分析了中止轨道在能量需求（用ΔV表征）和返回飞行时间等方面的特性。研究结果表明借助自由返回轨道中止所需能量只相当于最短返回时间直接中止的约1%~5%,但其返回飞行时间在初始段约为最短返回时间的7倍,并随地心距的增加而减小,直至与最短返回时间相当;多脉冲中止在能量需求和返回飞行时间方面均介于两者之间。仿真实例验证了三种中止轨道的有效性。     

垂直起降可重复使用运载器发展现状与关键技术分析

重复使用运载技术是降低单次发射成本、提高发射密度和减少残骸危害的有效手段,随着以Falcon 9系列为代表的垂直起降运载器的成功回收与重复使用,其在商业航天发射市场表现出了较强的竞争力,掀起了可重复使用运载器的研究新热潮。首先梳理了垂直起降可重复使用运载器的发展现状,然后结合垂直起降运载的任务特征分析了其关键技术,最后总结了垂直起降运载器的发展趋势。