高精度再入返回轨道控制技术

2014年11月1日,月地高速再入返回飞行器准确着陆在预定着陆区,标志着探月工程三期月地高速再入返回任务取得了圆满成功.其中飞行器服务舱的制导,导航与控制系统以高精度的再入角和准确的返回再入速度将返回器送入返回走廊,是整个飞行任务的关键环节.本文介绍了为实现以11 km/s速度再入返回地球,解决对地球再入角和返回速度的准确度要求高的难题,飞行器服务舱的制导,导航与控制系统所采用的轮控姿态管理,喷气管理和高精度加速度计闭环轨控的组合技术.在轨实施取得了轨道控制精度小于0.009 m/s,再入角控制精度小于0.024°的控制结果,达到了再入返回轨道控制的高水平.     

探月三期月地高速再入返回器降落伞减速系统设计与实现

针对探月三期返回器回收的初始条件、约束条件以及返回器的相关特点,提出了一种开伞载荷非均衡的两级降落伞减速系统方案,解决了探月三期返回器降落伞开伞载荷、舱伞系统的稳定性、重量要求以及弹盖拉伞可靠性等多因素的约束,实现了各方面较好的匹配性和降落伞系统的轻量化设计.同时针对轻质、不规则气动外形伞舱盖的特点,对弹盖拉伞的开伞方式进行了设计,确保了弹盖拉伞工作的可靠性.介绍了降落伞系统的主要可靠性分析验证情况.经过地面试验、仿真试验、空投试验和飞行试验的验证,表明探月三期返回器降落伞系统工作性能稳定、可靠,能够确保返回器的安全着陆.     

基于集成数字化的月地高速再入返回飞行器飞控支持系统

2014年11月1日,月地高速再入返回飞行器准确着陆在内蒙古四子王旗预定区域,标志着探月三期再入返回试验任务取得了圆满成功,标志着中国已全面突破和掌握航天器以接近第二宇宙速度的高速再入返回关键技术,为确保嫦娥五号任务顺利实施和探月工程持续推进奠定了坚实基础.飞控支持系统对卫星飞控期间的飞控策略制定、仿真验证和设计方案优化起到了关键作用.本文介绍基于集成数字化的月地高速再入返回飞行器飞控支持系统的原理及体系结构设计,并对其中处理器加速模拟、虚拟芯片建模、自动测试脚本、通用人机交互、数据动态辅助判读等关键技术进行剖析,最后给出了飞控支持系统的实用效果.经过在轨实际验证,飞控支持系统通过快速精准预示,解决了卫星飞控任务约束条件复杂、决策困难等问题,并为后续卫星飞控系统的发展积累了丰富的理论和工程经验.     

探月三期月地高速再入返回飞行器技术设计与实现

探月三期月地高速再入返回任务是我国首个深空探测再入返回任务,研制目的是突破和掌握月地高速再入返回关键技术,为嫦娥五号任务研制奠定基础.本文给出了月地高速再入返回飞行器的任务特点,进行了任务概貌和研制过程介绍,阐述了双平台和多目标飞行器方案设计及飞行过程设计情况,并给出了在轨飞行结果.结果表明,月地高速再入返回飞行器所有功能性能均满足任务要求,在轨飞行状态正常,技术设计正确可行.     

月地高速再入返回器气动设计与验证技术

月地高速再入返回器与近地轨道返回飞行器相比,气体流动效应更加复杂,对气动数据的精准度要求更为苛刻.因此,气动设计与验证的正确性和全面性是月地高速再入任务成功的关键.本文对月地高速再入气动特点进行了分析,对返回器气动设计方法、气动计算与试验项目、数据综合分析和特种气动问题研究的方法与结果进行了阐述,并给出了飞行结果.飞行结果表明返回器气动设计与验证所获得的各项气动数据满足工程要求.     

月地高速再入返回飞行器测控系统设计与实现

月地高速再入返回飞行器测控系统负责完成遥控、遥测及测距功能,并配合地面完成探测器测定轨及返回器搜寻工作.针对飞行器构型布局复杂、返回器重量资源受限及再入速度高的难点,通过异频半空间组阵设计实现了测控全空间覆盖;通过系统集成化及单机轻量化设计解决了返回器资源受限问题;合理设计了应答机锁相环路带宽以适应高速再入捕获要求.本文给出了月地高速再入返回飞行器测控系统方案以及相关测控关键技术,并对再入返回测控系统在轨飞行结果进行介绍.     

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.     

月地高速再入耐烧蚀天线设计与验证

月地高速再入返回飞行器是我国首次深空再入返回的航天器,飞行器以第二宇宙速度再入地球大气层,与近地轨道再入返回的返回式卫星及飞船相比,再入热环境条件更为严酷,具有热流密度峰值高、比热焓高、总加热量大、加热时间长的特点,对于再入飞行器天线设计要求更为苛刻.本文对月地高速再入返回轻小型宽频耐烧蚀天线设计方法以及试验验证情况进行了阐述,给出了试验验证结果,飞行验证结果表明,耐烧蚀天线的防隔热、电、机一体化协同设计与验证技术得到了充分验证,各项性能满足总体指标要求.     

月地高速再入返回器构型布局设计及实现

月地高速再入返回器是我国首次深空再入返回的航天器,具有空间紧凑、耦合性强、质心要求高、精度要求高等技术难点.对返回器的构型布局总体设计及关键实现环节进行了描述,包括轻小型密闭舱体的构型布局设计、推力器的一体化布局、高精度质心配平设计与实现、关键单机布局与精度保持设计、基于双斜面的精测方法及验证等,并以此为基础完成了返回器的总装设计与系统集成,通过了地面与飞行验证.     

飞行器GNC试验子系统新技术及验证

飞行器GNC试验子系统是月地高速再入返回飞行器制导导航与控制(GNC)分系统的3个子系统之一,由中心控制单元、小型星敏感器、星敏防尘机构3台新研产品组成.同时,飞行器GNC试验子系统也是探月三期着陆上升组合体GNC子系统的一个产品子集.为满足探月三期的重量与功能需求,中心控制单元采用了可编程片上系统(So PC)技术进行集成化设计以减轻重量,并为适应空间辐射环境进行了多重防护设计;小型星敏感器采用非球面光学系统及高速处理电路等技术有效地减少了产品重量;星敏防尘机构以微型步进电机为核心,优化了结构、阻尼等细节设计,在满足功能要求的同时做到了重量的优化.为了更为真实地利用飞行器任务对上述产品进行在轨验证,设计了一种"虚拟卫星控制系统"的在轨验证方法,在试验子系统没有执行机构和真实受控的航天器对象的条件下,构造了被试验产品的在轨闭环验证环境.本文详细介绍了上述新研产品的关键技术和系统验证方法,并结合在轨验证情况给出了新研产品的验证结论.     

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.     

载人登月定点返回轨道设计与特性分析

载人登月定点返回要求既满足月球停泊轨道约束,又要满足大气再入走廊和再入点位置约束,同时还需节省能量和时间.本文首先推导了适用于描述定点返回轨道的拼接模型圆锥曲线方程,通过选择物理意义明显的轨道参数作为设计变量,建立了包含转移时间和速度增量约束的定点返回轨道设计模型,然后将解析模型和数值算法有效结合起来设计初始轨道,采用了一种从初步设计到精确设计的串行策略来设计高精度轨道,仿真结果表明此方法具有求解精度高,计算速度快的特点.以上述方法为基础,对定点返回轨道的月心轨道参数、地心轨道参数、转移速度和时间等轨道特性做出了分析,为载人登月任务轨道方案的制定提供参考.     

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。     

月地高速再入返回飞行器供配电系统设计与实现

结合月地高速再入返回飞行器主要任务特点,简要介绍了供配电系统的功能、主要指标、多舱段联合供电电源系统方案,提出了高比能量锌银蓄电池设计、多模式氢镍蓄电池充电策略、多母线均流设计等方法,解决了返回再入飞行器在复杂空间环境下的高可靠轻小型化供配电系统设计难题.在轨飞行试验结果表明:供配电系统功能正常,工作可靠,性能优良.提出的再入返回飞行器供配电系统分析与设计方法,满足并确保了再入返回飞行试验任务的可靠实现,可为未来探月及其他深空探测领域供配电系统设计提供参考和借鉴.     

月地高速再入返回任务轨道设计与飞行评价

系统介绍了嫦娥五号再入返回飞行任务轨道设计的过程以及飞控实施结果.首先,给出了自由返回轨道的方案选择和标称轨道设计方法;其次,针对返回器进入再入走廊的要求,有针对性的设计了相应的中途修正策略,包括全参数瞄准,部分参数瞄准以及预偏置等修正策略;最后,对在轨飞行结果与设计预期进行了比较.飞行结果表明,再入返回飞行任务轨道设计结果正确,可以满足再入飞行任务要求.     

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.     

月地高速再入返回器热控设计及实现

针对月地高速再入返回器不同阶段大功率散热、小功率保温与高速返回过程中高温隔热之间的突出矛盾,以及狭小、局促空间内设备热量的收集、传输、排散与阻断等技术难题,首次构建一种基于柔性自适应"热开关"的小型再入返回类航天器热控体系,成功研制出一套基于异构式环路热管的一体化柔性、高效热管理系统.在轨飞行数据表明:核心热控产品环路热管控温运行模式下实际传热能力超过65 W,阻断模式下漏热量小于2 W,"热导比"大于30,能够很好地实现"热开关"功能,确保了返回器所有设备的温度水平优于指标要求.     

载人登月自由返回轨道设计及特性分析

建立了满足载人登月任务约束的绕月自由返回轨道设计模型,将解析法和数值法有效结合起来,提出了一种从初步设计到高精度设计的串行轨道设计策略,仿真结果表明此方法具有求解精度高,计算速度快的特点．通过大量计算仿真,对自由返回轨道的可达月球轨道参数、返回参数、转移速度等轨道特性做出了分析,为载人登月任务轨道方案的制定提供参考．     

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.     

嫦娥四号中继星任务轨道设计与实践

嫦娥四号中继星作为嫦娥四号任务的重要组成部分,肩负着为月背面着陆任务提供中继通信的使命.本文详细介绍了嫦娥四号中继星的任务轨道设计过程,首先,针对任务需求和约束给出了使命轨道方案的选择和设计结果;其次,针对转移轨道的任务关键参数、轨控策略及速度增量预算等方面进行了说明;最后,将在轨飞行实践情况与轨道设计结果进行了对比.飞行数据表明,中继星任务轨道设计结果正确,策略设计合理,可以满足中继任务要求.