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.     

星敏感器星点聚类提取方法

星敏感器现有的星点提取方法运算时间长、存储需求大,从而限制星敏感器姿态初始捕获时间、轻小化等性能指标的提高.针对以上问题,提出了一种星敏感器星点聚类提取方法.首先,介绍和分析了星点聚类提取方法中的预处理滤波算法和聚类算法;然后,给出了该方法在北京控制工程研究所新研小型星敏感器中的实现方式和实现效果,该星敏感器在探月三期月地高速再入返回飞行器中成功实现了首次在轨飞行实验;最后,通过星敏感器观星实验对星点传统提取方法和星点聚类提取方法进行了比对验证,并通过小型星敏感器在轨飞行实验对星点聚类提取方法进行了在轨验证.实验显示,该方法提取星点所需时间最大约为传统方法的16%,星图存储需求不到传统方法的1%,且星点提取正确,在轨表现良好.结果表明,星敏感器星点聚类提取方法能有效减小星点提取所需时间,不需大容量星图存储器件,且逻辑简单、移植性好,适用于各类光学成像敏感器.     

月地高速再入返回飞行器陀螺在轨自主标定技术研究及实现

针对包含非正交安装陀螺的捷联惯导平台轻量化自主对准问题,建立了非正交陀螺组误差模型,提出一套基于最小二乘法的标定算法和地面试验验证方法,在计算能力受限的情况下完成了高精度在轨标定.地面数学仿真和试验验证结果表明,该方法与扩展卡尔曼滤波法精度相当,计算量却大幅减小.在此基础上,通过对标定算法进行逻辑设计,实现了在轨多组陀螺同步容错和标定.该方法已成功应用于探月工程三期月地高速再入返回飞行器的实际飞行,实现了2套惯性导航平台的高精度初始姿态同步对准.     

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.     

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.     

嫦娥三号巡视器GNC及地面试验技术

嫦娥三号巡视器是我国首个实现地外天体表面巡视探测的航天器,其制导导航控制（GNC）技术与地球卫星和飞船等全然不同.嫦娥三号巡视器GNC系统突破了月面自主导航定姿定位和协调运动控制、基于双目立体视觉的自主环境感知、基于地形通过性量化分析的路径规划、基于主动结构光被动视觉的激光探测避障以及地面试验验证等关键技术.在轨飞行试验结果表明,GNC系统实现了既定任务目标,为未来火星等深空巡视探测任务奠定了技术基础.本文对巡视器GNC系统的任务要求、系统组成、功能实现方案及关键技术、工作模式、地面试验验证及在轨飞行情况等方面进行了系统介绍.     

月地高速再入返回飞行器信息系统设计与实现

探月三期月地高速再入返回飞行器由服务舱和返回器2个舱段组成,信息系统复杂,首先对信息系统的任务进行了分析,在此基础上提出了2层拓扑总线的互联方案、器内多子网自识别路由设计方案、链路层分层方案,脉冲调制编码(PCM)数据体制与高级在轨系统(AOS)数据体制统一设计方案,实现了多信源、多舱段信息管理与融合,提高了上行带宽利用率、器内数据路由和下行遥测灵活性和易扩展性,满足了飞行任务复杂工作模式下的需求,在轨飞行结果表明信息系统满足需求.     

探月三期月地高速再入返回飞行器全任务飞行过程验证策略设计与实践

探月三期月地高速再入返回飞行器是我国首次开展地外航天器跳跃半弹道再入式返回,飞行过程新,系统集成度高.本文首先依照全过程中不同阶段的飞行特点,采用静态映射的方式完成飞行任务剖面的划分;然后在此基础上开展用例场景的识别;最后生成相应的测试用例.形成了完整的面向全任务飞行过程的验证策略设计思路.该方法已在实践中得到应用,可作为后续工作的参考.     

不同真空度下多层隔热组件传热性能的实验研究

针对月地高速再入返回飞行器在轨面临长期中真空环境的特殊挑战,热控设计需要评估不同真空度下多层隔热组件的传热性能差异.采用一维绝热型边界测试方法,对5单元、10单元、15单元与20单元多层隔热组件,在0.001~10000 Pa开展了传热性能的实验研究.根据测试数据,计算了不同真空度下的当量导热系数,在整器热分析模型中优选当量导热系数来计算整器温度水平,并利用正样热平衡试验和在轨温度遥测值验证了该方法的正确性.本文的测试结果不仅可为返回器提供基础数据,还可成为多层隔热组件不同真空条件下航天器热设计、热分析的重要依据.     

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.     

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.     

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.     

探月三期月地高速再入返回飞行器工程参数测量系统设计及飞行结果

月地高速再入返回飞行试验任务目标是验证与半弹道跳跃式返回再入的相关技术,全面可靠的获取试验相关数据,对试验结果评估至关重要,为此飞行器专门设计实现了一套包括力、热、图像等参数采集与存储的工程参数测量系统,本文给出了该系统的设计情况及飞行结果.     

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.     

适应斜落着陆冲击的一体化结构设计及验证技术

针对探月工程三期月地高速再入返回飞行器着陆结构轻量化要求和钝头体斜落着陆冲击特点,提出了一体化结构设计方案,研究了受力形式,采取数值仿真手段和地面着陆冲击试验,获得了返回器着陆结构减重8.4%的效果,满足了着陆性能要求.     

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.     

嫦娥四号中继星伞状可展开天线关键技术研究

嫦娥四号中继星伞状可展开天线采用发射时收拢、入轨后展开的可展开结构方案,有效地解决了中继星应用中的多项技术难题.天线在轨成功展开、在轨性能稳定和承受极低温环境性能不发生破坏是保证中继通信任务成功的前提,对应了天线展开技术、在轨性能稳定性控制技术和极低温环境适应技术等三项关键技术.本文首先对天线展开技术开展研究,设计采用了缓释弹簧分布式驱动展开技术,对展开技术方案进行了介绍,开展高低温环境下天线展开可靠性验证,为天线在轨展开环境选择提供了指导;其次,开展在轨性能稳定性控制技术研究,从材料选择、结构设计和提高反射面平衡态稳定性等方面采用控制措施,进行天线在轨热分析和热变形测试及预示,结果表明在天线最大在轨热变形情况下,天线型面精度仍满足指标要求,确保了天线在轨性能满足任务要求,并验证了天线在轨热变形控制措施的有效性;第三,针对天线在轨经历极低温环境,设计了部件级试验验证结合整机仿真分析的试验验证方法,很好地解决了极低温环境的验证问题,天线经历极低温存储后,结构无损坏,性能无下降,满足天线在轨环境适应性的要求,有效地支撑了嫦娥四号中继星中继通信任务的顺利执行.     

交会对接载人组合体热管理技术研究

组合体热管理是优化交会对接载人组合体热控设计,实现长期载人热环境控制的重要手段.在对目标飞行器和载人飞船组合体热特性分析的基础上,提出了以舱段间通风为技术手段的交会对接载人组合体热管理方案,并结合热平衡试验数据,建立了组合体热管理系统分析模型.仿真结果、地面热平衡试验数据和在轨飞行数据表明,组合体密封舱内空气流速分布满足要求,温度在19~26°C可调,空气相对湿度在30%~70%范围内,验证了交会对接载人组合体热管理设计的正确性.最后对空间站等复杂组合体热管理设计提出了建议.     

基于平行光管的星敏感器焦平面离焦距离检测设备设计及其误差分析

在星敏感器中,使用离焦成像的方式实现对恒星的成像,成像质量直接影响着测量定位精度。而星敏感器光学系统和图像传感器之间的离焦距离是寻找最优成像的重要参数。为了准确测得此离焦距离,设计了基于平行光管的星敏感器焦平面离焦距离检测设备,并针对设备设计原理中影响检测精度的各项因素进行误差分析。首先,在检测原理公式的基础之上,给出主要设计参数。其次,结合检测原理公式分析主要影响因素,即平行光管焦距误差、星敏光学系统焦距误差和直线位移台运动分辨率,并针对不同取值范围进行了仿真,验证了设计参数的理论合理性。