嫦娥四号着陆器制导导航与控制系统

嫦娥四号着陆器实现了人类首次月球背面软着陆任务,着陆器的制导、导航与控制(GNC)系统是最重要的分系统之一.针对嫦娥四号着陆器月球背面软着陆的任务特点,本文提出了月球背面着陆轨迹设计、前后台并行容错导航、自主故障诊断和处理策略.实际在轨飞行结果表明,这些算法合理可行,着陆器成功着陆在预定着陆区,着陆姿态和速度优于需求,圆满完成了软着陆任务.本文介绍了嫦娥四号着陆器GNC系统的要求、组成、部分算法以及在轨飞行结果.     

嫦娥四号着陆器在轨实践总结与评估

嫦娥四号着陆器于2019年1月3日着陆月球背面,实现了人类首次月球背面软着陆.与着陆月球正面的任务相比,嫦娥四号着陆区选择在月球背面南极-艾特肯盆地内,地形崎岖,无法直接与地球通信,嫦娥四号着陆器飞行控制过程需对月球背面复杂地形环境和中继通信带来的约束进行针对性设计.实际在轨飞行结果表明,飞行和月面工作正常,实现了预期的精确变轨,在稳定的中继链路支持下完成了动力下降并开展月面工作,月夜温度采集器和有效载荷均在轨开机并持续获取探测数据.本文利用着陆前后的遥测数据,对接近月面过程中的发动机羽流与月面的相互作用效果、着陆缓冲情况进行了评估,并与嫦娥三号相关数据进行了对比.嫦娥四号着陆器的在轨数据挖掘与分析,可用于进一步完善地面仿真分析模型,优化设计,为月球背面环境的科学研究提供工程技术基础.     

嫦娥四号月球探测器定时定点着月控制

嫦娥四号探测器预选着陆点在月球背面冯·卡门撞击坑,着陆区域较小,且要求定时定点着陆控制,同时着陆前的飞行时间长、阶段控制多,因而精确控制难度较大.针对该问题,基于轨道偏差随摄动的演化特性,结合解析法和数值法优点,提出了动力学控制参数的半解析求解方法.首先,通过对着月点和动力下降点位置的分析,得到了着月点和动力下降点位置的解析关系.同时,分析得到了着陆点经度偏差与轨道平面偏差的解析关系.其次,研究了轨道控制策略,按飞行阶段给出了轨道平面偏差到偏航角的转换方法和着月时间到目标半长轴的调整方法.最后,给出了本方法在嫦娥四号工程中的实际应用情况,基于对实际任务结果的分析可见,实现了着月控制参数的快速精确求解.     

基于虚拟领弹-从弹的集群分布式协同制导技术研究

本文讨论了多导弹集群分布式协同制导的问题并设计了一种基于虚拟领弹-从弹架构的制导律用于满足攻击时间约束的要求.该分布式协同制导律是一种由基础制导指令和攻击时间误差反馈项组成的复合制导律.对于仅考虑终端攻击时间约束的场景,基础制导律为传统的纯比例导引;若同时考虑终端落角和攻击时间约束,基础制导律为基于剩余飞行时间加权的最优落角约束制导律.通过理论分析,本文证明了所设计的分布式协同制导律能够使得所有导弹的攻击时间误差在目标命中时刻严格收敛于零.对于不考虑/考虑终端角度的场景进行仿真,验证了所提出制导律的有效性.     

新航行体系下大型客机飞行管理系统关键技术研究与仿真验证

以新航行体系下大型民用飞机飞行管理系统基于轨迹的运行和基于性能的导航需求为焦点.系统研究了新航行体系下的飞行管理系统的体系架构、飞行管理系统所需要的更为精确的四维轨迹预测功能、飞行制导功能和综合导航功能.针对大型民用飞机飞行管理系统,研究、设计、开发了基于导航数据库、性能数据库和飞机总能量模型对飞行轨迹进行精确的四维轨迹预测算法;基于性能数据库设计了四维精确飞行制导律;基于组合多种导航传感器,实现自主完好性监控与告警,满足所需导航性能要求的综合导航功能等关键技术.构建了飞行管理系统的飞行驾驶舱验证平台,并采用实际的飞机模型和飞行计划进行了充分地仿真验证,证明了本文所研究的飞行管理系统架构和关键技术切实具有工程实现的可行性、合理性和可用性.     

嫦娥四号探测器系统任务设计

嫦娥四号任务将实现人类首次月球背面软着陆,开展就位与巡视探测,并通过中继星将探测数据传输回地球.同月球正面着陆任务相比,月球背面具有更重要的科学意义和工程挑战.本文对嫦娥四号的科学目标和工程目标进行了介绍,对探测器系统的组成和飞行任务概貌进行了说明,重点对技术难度较大的复杂月面地形的安全着陆、中继通信、月夜温度采集和有效载荷等四个方面进行了概要设计研究.     

拦截弹制导的微分几何建模

相对于直接在笛卡尔坐标系内对质点运动进行分解而言,使用微分几何原理对质点的运动进行分析是一种较为巧妙的方法。本文基于古典微分几何原理,对拦截弹的制导进行了建模研究。首先,分析了弹目相对视线的运动规律,建立了视线旋转坐标系提出了视线曲率与挠率的概念,得到了视线运动方程.并将视线运动方程与弹目相对运动相结合,构造了新的弹目相对运动方程。其次,通过研究发现,在视线旋转坐标系内存在视线瞬时旋转平面,可以在该平面内构造具有三维拦截能力的二维制导律。空间真比例导引律（TPN）可以不加近似地直接引入视线瞬时旋转平面,成为降维TPN。同时通过研究在视线瞬时旋转平面内对目标机动加速度进行补偿的方法,可以得到新的修正比例导引律（APN）系列和视线角加速度制导律（AAG）系列。再次,提出了视线瞬时旋转平面内制导律的微分几何制导指令,与Chiou和Kuo所提出的微分几何制导律进行对比分析,可以发现该制导律是本文的一种特例,并且微分几何制导指令将降低视线瞬时旋转平面内制导律的性能。最后,以拦截大气层外高速机动目标为算例进行仿真分析,验证了拦截弹微分几何制导模型的有效性。     

基于特征模型的再入飞行器自适应制导律设计

文中针对航天飞机类再入飞行器对参考阻力加速度曲线的跟踪问题，设计了基于特征模型的自适应制导律．首先将线性定常系统的特征建模方法推广到单输入单输出线性时变系统，从而建立了再入飞行器的特征模型，然后对特征模型提出一种新的非线性微分黄金分割自适应控制律．当特征模型的系数属于有界闭凸集，且系数的变化速率满足一定约束条件时，文中证明了非线性微分黄金分割自适应控制系统是一致渐近稳定的．在特征模型的基础上，通过结合使用跟踪控制律、非线性微分黄金分割控制律和改进的逻辑积分控制律，设计了再入飞行器基于特征模型的自适应制导律．它克服了反馈线性化方法要求精确获得对象模型的缺点．仿真结果表明，文中设计的自适应制导律对参考阻力加速度曲线的跟踪性能明显优于反馈线性化方法．     

DCT变速混合动力轿车制动降档过程优化控制

针对装配干式双离合器式自动变速器(dual clutch transmission,DCT)的弱混合动力轿车发动机辅助制动工况,为充分回收制动能量,制定了电液复合制动力矩分配策略,并对该工况瞬态降档过程各阶段离合器传递力矩和ISG电机输出力矩协调控制问题展开了研究.首先,建立了DCT降档过程动力学方程,模糊识别驾驶员制动意图,计算并获得驾驶员需求制动力矩,考虑电机最大制动力矩限制、发动机辅助制动力矩以及整车行驶阻力矩,根据所制定的复合制动力矩分配策略决策了发动机辅助制动过程ISG目标输出力矩;其次,设计降档过程转矩相分离离合器控制律,模型计算得到了离合器传递力矩;再者,考虑ISG电机力矩响应速度及转速同步时刻冲击度等,设计了发动机转速参考轨迹,并综合运用线性二次型最优跟踪及模型参考自适应控制,在外界扰动及模型参数摄动的情况下求取了惯性相结合离合器转速同步过程ISG电机输出力矩;最后,为避免从降档过程切换至在档稳定减速制动时,由于电机力矩突变所造成的车辆较大冲击,设计了电机力矩切换控制策略.仿真结果表明:所设计的制动降档控制策略能够充分利用发动机辅助制动力矩,并回收部分制动能量,ISG电机能够响应降档过程需求制动力矩的变化,实现快速换档.     

基于闭环控制的自主交会多目标最优轨迹设计

对闭环控制条件下的自主交会多目标最优轨迹设计方法进行了研究.基于相对动力学方程,建立了以仅测角为测量参数的相对导航模型;根据线性协方差分析方法,对追踪器在仅测角条件下的相对导航及相对运动轨迹控制偏差进行了分析,并以此为基础,建立了评价自主交会轨迹鲁棒性的指标.采用NSGA-II多目标遗传算法,对考虑燃料消耗和轨迹鲁棒性的多目标最优自主交会轨迹设计问题进行了求解.最后,通过MonteCarlo打靶仿真验证了协方差分析结果的正确性,并对Pareto可行解集中的相对位置鲁棒性最优解进行了仿真验证.     

嫦娥二号卫星技术成就与中国深空探测展望

嫦娥二号卫星是中国第二颗月球探测卫星,设计主要目标为先期验证后续月球着陆任务的部分关键技术,并深化月球科学探测.圆满完成既定任务后,嫦娥二号飞离月球,进入行星际空间,在国际上首次实现从月球轨道转移日-地拉格朗日L2点.此后,在距地700万千米,实现国际上首次与4179图塔蒂斯小行星近距离交会并获取最高分辨率优于3m的光学图像.本文主要描述了嫦娥二号卫星的主要任务要求、任务特点、研制历程、在轨飞行评价、扩展任务、后续飞行状态和取得的主要技术成就.在分析、对比国内外深空探测现状的基础上,提出未来我国深空探测后续发展的几点建议.     

基于视觉的嫦娥四号探测器着陆点定位

我国于2018年12月8日发射嫦娥四号月球探测器,实施世界上首次月球背面软着陆和巡视探测.探测器着陆点的快速高精度定位是其中的一个重要技术环节,也是着陆器和巡视器开展月面探测工作的重要前提.本文基于高精度图像匹配和几何变换方法,结合实际工程任务需求,首先利用探测器动力下降期间的近实时高压缩比降落序列影像完成了着陆点的快速初始定位;其次利用回放的低压缩比降落影像对该位置进行了精化,最终解算的嫦娥四号探测器着陆点位置为(177.5884°E, 45.4565°S).该定位方法及结果被成功应用于实际工程任务中,为嫦娥四号任务着陆区的地形分析及后续遥操作的任务规划提供了重要支持.     

嫦娥三号探测器7500N变推力发动机研制

为实现空间飞行器轨道机动、交会对接、星际软着陆等任务,采用具有大范围推力调节能力的变推力液体火箭发动机是比较理想的方案.嫦娥三号探测器采用的7500 N变推力发动机,为我国首台大范围变推力发动机,可按照飞行器的控制指令,准确、快速、无级地改变推力,来实现探测器的中途修正、近月制动及月面软着陆任务.介绍了7500 N变推力发动机的研制情况,包括发动机技术方案、关键技术攻关以及试验验证情况,试验验证和飞行情况表明,发动机设计合理、性能先进、工作可靠.     

探月工程3UPS-PU并联机构的动力学建模与分析

根据探月工程采样封装专项试验的要求,提出了一种3UPS-PU并联机构作为模拟着陆上升组合体在月球表面着陆姿态的实验平台。以此机构为研究对象,对其约束方程和位姿关系进行了分析,推导出驱动支链的杆长表达式和雅可比矩阵。在此基础上,利用虚功原理对该机构进行了动力学分析,建立了动力学模型。最后对典型工况进行MATLAB和ADAMS仿真验证,得到了驱动支链的杆长和驱动力变化规律,且仿真结果的误差非常小,验证了分析方法的正确性和可行性,解决了3UPS-PU并联机构运动学和动力学相关的一系列问题,同时该方法也适用于类似机构的研究与分析。     

一种环月交会对接航天器的自主导航方法

我国正在进行月球采样返回工程,月球轨道交会对接是采样返回任务中关键环节之一.本文提出了一种新交会过程中目标航天器和追踪航天器自主航方法.该方法综合利用成像敏感器、交会雷达和激光高度计测量信息,结合绝对轨道动力学模型,利用UKF滤波算法设计航滤波器,能够同时估算交会对接过程中追踪航天器和目标航天器绝对轨道参数.在月球阳照区,采用成像敏感器和交会雷达测量信息进行自主航;在月球阴区,则采用交会雷达和激光高度计测量信息进行自主航.通过理论分析和数学仿真,验证了所提出自主航方法有效性.本文所提出方法为月球轨道交会对接工程实现提供了理论参考.     

嫦娥四号任务中继星“鹊桥”技术特点

我国的嫦娥四号任务在世界上首次软着陆于月球背面开展科学探测,中继通信是必须解决的一个关键问题.作为嫦娥四号任务的重要组成部分,中继星"鹊桥"为工作在月球背面的着陆器和巡视器提供中继通信支持.不同于其他月球探测器,鹊桥首次选择了绕地月L2平动点运行的晕(Halo)轨道以保证对月球背面的着陆器和巡视器提供连续的中继通信服务,技术状态新,研制难度大,面临诸多技术挑战.本文对嫦娥四号中继星的任务特点进行了分析,梳理了研制中面临的主要技术挑战,包括使命轨道的选择和设计、中继通信系统方案选择、星上设备对低温环境的适应性等,概括介绍了鹊桥的总体技术方案和飞行任务流程,结合在轨飞行结果总结了鹊桥的主要技术特点和创新点,并对月球中继通信卫星的未来发展进行了展望.     

一种新型全姿态飞行仿真转台的运动学分析

针对三轴转台无法避免运动学奇异的缺陷,提出了一种四轴型全姿态飞行仿真转台,利用冗余自由度机构的特点,使机构始终保持提供三个自由度的运动.针对所提出的四轴转台的运动学正解问题,采用双欧拉法计算负载的姿态角,解决了全姿态欧拉角计算的奇异问题.针对四轴转台的运动学反解问题,采用基于伪逆的梯度投影法给出了带有性能指标优化的转轴角速度的最优解,然后用基于动态控制的方法获得转轴的角位置.提出的运动学反解算法能保证在获得期望姿态的同时,避免接近奇异位置和各轴的极限角位置.仿真结果表明,四轴型全姿态飞行仿真转台运动学性能明显优于三轴转台.     

地球静止轨道废弃卫星绳系拖曳离轨研究

近年来,地球静止轨道（geostationary orbit,GEO）废弃卫星清理成为航天界关注的热点问题.将GEO废弃卫星安全、经济、高效地转移到坟墓轨道,对航天动力学与控制研究提出了新课题.本文针对GEO废弃卫星的绳系拖曳离轨问题深入开展研究,首先考虑如何避免系绳断裂、复合体碰撞和系绳缠绕等风险和节省燃料的目标,提出了由加速、平衡、旋转和返回构成的4阶段绳系拖曳离轨方案;然后基于Lagrange方程建立了复合体系统动力学模型,依次对绳系拖曳离轨方案的4个阶段进行了仿真.仿真结果表明,该方案理论可行,满足安全、经济、高效的设计目标,为工程实现提供了技术思路.     

基于概率方法的化学反应驱动热机有限时间热力学分析

基于Arrhenius动力学理论的化学反应驱动热机的功率优化,通过综合考虑将化学反应速率系数作为有限时间限制的条件以及化学反应过程与热机热力耦合过程的最优构型问题,分别对一级反应动力学模型和二级反应动力学模型进行了有限时间热力学分析,得出了化学反应与热机热力耦合关系的有限时间热力学特性对功率优化的影响.结合本文的计算结果与前人的工作分析可知,化学反应驱动3种热机模型时均存在一个最佳流率使装置的输出功率达到最大值,但在实际情况下,化学反应驱动一个按广义卡诺循环运行的热机时才能输出最大功率,且此时的最佳流率也能使装置的燃料效率接近最优.基于概率分析的有限时间热力学方法能够更加精确地描述热力系统的各项性能参数,本文通过概率分析的方法建立了一级反应动力学理论的概率模型,得到了化学反应驱动热机的功率和燃料效率的波动界限.所得结果不仅包含了传统分析方法的平均解,还将微尺度情况下的随机起伏考虑进去,能为微型尺寸系统的实际性能的预测提供更加丰富的信息.     

嫦娥二号卫星非对称降轨控制技术

嫦娥二号任务中,为完成对预选着陆区高分辨率成像,需在月球背面实施轨道机动以满足成像区域的高度要求.采用目标近月点对面或燃料最优的降轨控制方式,轨控关机将在月球背面地面不可见的情况下完成.为了确保卫星安全,工程要求关机点控制在国内测站跟踪弧段内,并满足卫星应急处置要求.根据任务需要,飞控中心采用了非对称降轨控制方法,对此次轨控的控制点进行偏置,采用迭代方法求解有限推力方式下的轨控参数,并在迭代过程中对目标近月点漂移进行修正.2010年10月26日,嫦娥二号卫星成功降轨,在100km×15km的试验轨道段上飞行32圈,完成了对预选着陆区高分辨率成像.本文在分析降轨控制约束条件和两种常规控制方式的基础上,阐述了非对称降轨控制技术的原理和实现方法,并通过实施数据对轨控进行了效果评价.