基于伪光谱方法的月球软着陆轨道快速优化

为了满足探月器软着陆过程中轨道实时生成的要求,研究了伪光谱方法在月球软着陆轨道优化设计中的应用。在模型处理方面,根据月球软着陆轨道的特征和优化算法的特点,对探月器软着陆轨道状态方程进行了合理的简化和转化处理,使其更适合优化数值算法求解。在算法方面,使用伪光谱方法将软着陆轨道优化问题转化为一个约束参数优化问题,并采用乘子法处理约束条件,采用变尺度法求解处理后的参数优化问题。最后,对基于伪光谱方法的月球软着陆轨道优化进行了数值仿真计算,并用极小值原理验证了仿真所得的轨道是最优轨道。结果表明,该优化处理方法具有收敛速度快、对初始控制量不敏感、鲁棒性强等优点。     

用于月球软着陆最优轨迹跟踪制导过程的模糊神经网络控制方法

软着陆过程的制导控制已经成为月球探测中一个具有挑战性的问题。神经网络与模糊逻辑都是处理不确定性(受控对象缺乏精确的数学描述或具有非线性的复杂性)问题的有效手段。本文根据终端着陆条件和性能指标,以由Pontryagin’s极大值原理得出从近月点到月球表面的最优着陆轨迹为基础,给出一种基于模糊神经网络的非线性最优控制策略,使被控系统能够通过模糊神经网络的非线性映射能力实现某种最优的闭环制导控制。最后通过数学仿真验证了该控制策略的可行性与有效性。     

基于IMU配以测量修正的月球软着陆自主导航研究

为了满足安全和准确的月球软着陆过程对高精度轨道确定和预报的需要,针对其中关键的动力下降段,提出了基于IMU(惯性测量单元)配以外部速度和距离测量修正的自主导航方法。为了消除初始导航误差和IMU测量误差,给出了利用速度/距离、速度与距离修正的IMU导航方法。利用惯性导航给出的参考轨迹,对状态方程和观测方程进行了线性化,基于线性化的模型和观测量的性质,分析了速度/距离、速度与距离修正的IMU导航系统的可观性。最后,通过数学仿真验证了自主导航的可行性和可观性分析结论。     

一种新型软着陆展开锁定机构设计与展开运动学分析

针对传统探测器软着陆展开锁定机构复杂、可靠性不高的缺点,提出一种新型软着陆展开锁定机构.该机构压紧、展开和锁定装置共用一套机构,具有展开过程平稳、机构简单、可靠性高等优点.介绍了该新型软着陆展开锁定机构的展开原理,分析了该机构的奇异性,建立了其运动学方程组,获得了主支柱主要参数运动变化规律.研究结果表明,该新型软着陆展开锁定机构在展开过程中无奇异点,展开过程运动平稳.     

精密薄壁支架零件高效防变形工艺研究

开展了精密薄壁支架零件的结构特点和技术难点分析,通过对薄壁支架类零件结构加工过程进行仿真分析、加工工艺优化等技术研究,实现了弱刚性结构零件的高效防变形加工,提高了弱刚性结构零件的加工精度和表面质量,从而满足了高精度薄壁支架类零件的质量要求。     

月球探测器着陆性能若干影响因素分析

软着陆缓冲装置是月球探测器的核心组成,对其着陆过程进行动力学分析 是着陆器设计的重要环节。论文以四腿悬架式着陆器为研究对象,首先在综合考虑月面非线 性变形、反推火箭残余应力、姿态控制力等基础上建立了探测器倾斜月面着陆过程动力学方 程。其次,研究了月面摩擦系数、月面着陆倾斜角度、反推火箭残余应力、着陆速度对探测 器着陆性能的影响。结果表明探测器着陆稳定性能伴随着月球表面土壤摩擦系数、月面倾斜 角度、着陆速度的升高而急速降低;探测器反推火箭残余应力虽能较大地减缓月面对着 陆器的冲击,但过大却容易导致探测器在月面反弹甚至翻滚。
     

高速风洞支架干扰数值修正研究

提出了一种计算高速风洞支架系统对飞行器模拟纵向气动力干扰量的数值计算方法，从跨声速全位势积分方程出发，编制了适用于飞行器全机模型及其带支架情况下的跨声速绕流计算程序。通过对双垂尾模型和GBM－03模型两个算例的计算，讨论了尾支撑位置及其几何外形参数对模型气动力的影响，并对GBM－03模型带短支杆情况下的纵向实验结果进行了修正。表明该方法对于分析研究风洞模型支架干扰问题并进行支架干扰修正是可行的、有效的、可以作为选择尾支撑位置及其几何外形参数和对跨声速风洞纵向实验结果进行支架干扰修正的工具。     

月球软着陆的时间最优安全着陆区搜索算法

以时间为最优参数,提出了一种模拟人类在月球软着陆过程中识别障碍物、选择安全着陆点的思维模式,利用高程图寻找安全着陆点的软着陆算法。综合考虑着陆器能容忍的障碍物高度、粗糙度、坡度和着陆器的水平机动距离,根据时间最优设计算法,计算简单、速度快、可靠性高。仿真结果表明了算法的正确性和可靠性。     

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.