含局部非线性的月球探测器软着陆动力学模型降阶分析

为准确预估探测器着陆冲击过程的动力学响应,采用非线性有限元方法建立了探测器软着陆动力学模型,能够较全面地反映出各种非线性因素。针对非线性有限元求解耗时长的弱点,考虑到探测器的局部非线性特性,利用广义动力缩聚（GDR）方法建立了月球探测器中心体的降阶模型。提出了一种基于脉冲响应函数的模态截断准则,在广义动力缩聚方法的基础上筛选少数几阶模态影响系数（MIC）较高的模态表征中心体的加速度响应,能够进一步降低模型的阶数。将降阶的中心体模型与含非线性的缓冲机构连接后进行的软着陆动力学分析能够准确而快速地预估探测器测点的加速度响应,与非降阶模型对比,计算时间缩短了75.5%,加速度响应的相对峰值误差控制在5%以内。数值仿真表明,广义动力缩聚方法能够有效地解决传统非线性有限元方法求解效率低的问题,本文所提模态截断准则的优点是适于求解模态密集问题并且与系统的输入输出无关。     

月球软着陆制动段飞行轨迹与制导律研究

对自环月轨道开始的月球软着陆制动段飞行轨迹和制导律进行了研究。建立了统一的均匀球体三维软着陆模型,采用燃料次优解析制导方法,通过单步优化获得了局部最优的推力角解析式。同时,在推力角中引入前馈项,用于消除初始位置和速度偏差对软着陆的影响。对制动段飞行轨迹的仿真分析验证了制导律设计的有效性。     

一种基于LIDAR的精确月球软着陆目标点选定方法

研究了月球探测器不设悬停阶段的精确软着陆运动中实时目标着陆点的自主选定方法．其过程包括着陆器运动补偿、数字高程图（DEM）的生成、障碍识别和最优安全着陆点搜索4个步骤．采用LIDAR敏感器,由经过运动补偿得到的斜距数据生成DEM,给出一种月面地形坡度和粗糙度的定义,根据安全着陆区的判据进行障碍识别,最后设计中心螺旋式搜索方法对探测器最优安全着陆点进行搜索选定．通过仿真验证了本文方法的有效性和优越性．     

低速风洞推力矢量试验背撑干扰特性试验研究

背撑供气支撑形式是目前FL-8低速风洞进行大迎角推力矢量试验所采用的主要支撑形式之一,背撑系统对试验模型的气动干扰量的修正虽然不影响矢量喷流对飞机气动特性的影响量,但直接影响试验测量准度。试验研究采用两步法,在FL-8风洞中测定了背撑系统对两种军机模型气动力测量的影响,探讨了几种不同形式的假背支杆及背撑支架（弯刀和拖箱）对飞机气动力的干扰特性。     

卫星过渡支架附加约束阻尼层减振效果验证

某型号卫星过渡支架、卫星支架及卫星在进行轴向方向振动试验时,在一阶共振频率33.67Hz时,经过卫星过渡支架加速度响应放大4.24倍,从而导致提供给卫星的界面振动条件过高。为了降低星箭界面振动量级,对卫星过渡支架采用增加约束阻尼层的方法进行减振。通过试验的方法对附加约束阻尼层减振效果进行了验证,试验结果表明随着振动量级增加约束阻尼层减振效果越明显,在0.15g输入条件下,星箭界面加速度响应减少15.1%~16.1%。对于过渡支架本身,应变响应减振效果比加速度响应减振效果更加明显。     

低速风洞大攻角张线式支撑系统

介绍了用于ＣＡＲＤＣ－Φ３．２ｍ亚声速风洞的大攻角张线式支撑系统的组成,试验装置的结构及其特点,给出了模型考核试验和支架干扰试验的主要结果,并进行了简要的讨论。试验表明：本支撑系统具有可试验的攻角和侧滑角范围大,支撑干扰小,控制和测量精度高,支撑刚度好等特点。     

应用桁架结构改进远地点发动机支架的研究

采用桁架结构的形式对远地点发动机支架提出了改进结构方案的设想。并通过计算分析与原方案的性能进行比较,认为采用桁架结构作为远地点发动机支架方案具有明显的优势,适合批量化生产的需求。     

着陆小天体的自主GNC技术

由于目标小天体和地面站之间存在较长的通讯延迟，加之小天体的动力学环境复杂多变，传统的基于深空网的导航、制导与控制（GNC）模式已不再适合探测着器着陆小天体。为了实现安全着陆小天体，探测器必须具有自主导航、制导和控制的能力。本文提出了一种着陆小天体极区的自主GNC方案：首先，基于对自然特征点的自动提取、跟踪，给出了一种着陆小天体的自主光学导航方案；接着，为了安全垂直着陆小天体的极区，设计了比例-微分控制器跟踪理想的下降轨迹、消除侧向位置和速度偏差；最后，通过数值仿真对本文所提方案的可行性进行了验证。     

某型卫星有效载荷支架振动抑制

某型号卫星的有效载荷支架结构在验收级振动试验时振动超标。在对结构不做大的修改的前提下，采用约束阻尼层用对原结构进行处理。对不同的约束阻尼层方案采用有限元方法进行计算，综合考虑各种影响因素，如阻尼比和附加质量等，得到合理的约束阻尼减振方案，并在结构星上进行试验，确定最终实施方案。实施方案后，正样星在0．1g振动条件下，最大振动幅值下降了22．3％，保证了卫星的顺利发射。该卫星已经成功发射，并且在轨运行正常。该问题的成功解决和解决问题的方法与过程为今后解决类似问题提供了经验。     

嫦娥四号着陆器月面定时定点着陆轨道控制策略设计与实施

嫦娥四号着陆器的着陆区范围仅为嫦娥三号着陆区范围的5%。为满足在月球背面狭窄着陆区的高精度着陆需求,在嫦娥三号单层迭代的轨道控制策略基础上,提出了一种基于双层迭代的高精度定时定点月面软着陆轨道控制策略,以环月轨道倾角和环月半长轴为设计变量,设计了多发射窗口的定时定点着陆的标称轨道;再通过在近月制动及后续环月轨道控制中引入面外修正速度增量,逐次缩小轨道控制残差,解决了着陆区范围缩小带来的动力下降初始点的位置和时刻精确瞄准的需求。在轨着陆任务完成时,着陆器在动力下降初始点的落点经度预报偏差优于0.1°,落点时刻预报偏差小于1min,表明该轨道控制策略满足任务要求。