月球车的运动学、动力学分析及其仿真研究

首先推导出六轮月球车运动学方程 ;其次 ,给出了在崎岖地形中运动的月球车的受力分析 ;最后 ,在考虑月球车多关节动力学问题条件下 ,建立了月球车的动力学模型 ;通过仿真实验表明该动力学模型可以较好地解决月球车在崎岖地形中的复杂运动问题 .     

基于ADAMS的载人月球车性能分析

以载人月球车为研究对象,对月球车转弯性能和抗倾覆性能进行了理论分析.利用PATRAN和ADAMS建立了月球车车轮、底盘、悬架及月面环境模型,对月球车转弯性能进行了分析,并对月球车爬坡、两侧同时越障、单侧越障、越过沟壑时的俯仰稳定角、滚转稳定角进行了仿真.结论指出:转弯半径随着内外侧车轮转速比的减小而减小,当转速比为0时该月球车模型具有最小转弯半径2.4 m;坡度对俯仰稳定角的不利影响最大,月球车爬坡时俯仰稳定角的减小值与坡度的倾斜角度相等,滚转稳定角受沟壑的影响最大.     

极限温度下月球车轮驱动电机带障运行性能预测

月球车在月面极端恶劣环境下长时间运行,很难得到维护,预测故障发生后其车轮驱动电机的运行性能对月球车运动控制系统的可靠性研究有重要意义。建立了室温下电机的有限元仿真模型,通过修改材料属性,对月面极限温度下电机性能进行了预测;对正常运行时的模型施加故障条件,仿真了电机带障运行时的电流和电磁转矩波形,与正常运行时进行了比较和分析。仿真结果表明：电机发生故障后,车轮无法自主起动,但在某些故障条件下,电机仍然具备一定的转矩输出能力。实验结果证明室温时模型在额定转速附近具有较好的精度。研究结论为电机的性能预测和故障诊断以及月球车可靠性分析提供了参考。     

极端环境下月球车起动能力研究

为评估月球车的起动能力,建立了刚性车轮与松软月壤间的轮-地作用模型和车轮驱动电机的有限元模型.应用车辆地面力学理论分析了月球车载荷、车轮半径、车轮宽度、轮刺高度及月壤剪切特性参数的变化对起动初始时刻车轮所受阻碍转矩的影响.分析结果表明,减轻载荷和减小车轮尺寸能够降低起动难度,而月面不同位置下月壤参数的差异可能导致起动难度悬殊.计及月面昼夜巨大温差对磁钢磁性能和绕组电阻的影响,仿真了恒定母线电流下电机的电磁转矩,并结合气隙磁场分布分析了转矩脉动的原因,设计制作了一台样机,样机实验结果与仿真结果基本吻合.仿真结果表明,电机的起动性能对温度变化极其敏感.低温环境下,电机不仅可以获得较大的驱动电流,而且相同电流下输出转矩能力更强.因此,合理设计车轮、慎重选择停车位置和起动时间有助于月球车的起动.     

具有月面适应性的月球车着陆释放机构

为了提高月球车着陆释放机构对各种复杂环境的适应性,综合了不同释放环境后给出了具有代表意义的极限释放环境.根据极限释放环境和释放过程对释放机构的运动要求,通过建立释放机构D-H矩阵,采用运动轨迹规划方法,得出了摇臂式释放机构的运动规律曲线;按照该运动规律曲线,引入不完全轮系作为传动约束,设计了分段渐倾式、摇臂式释放机构.实验结果表明,在月球车释放过程中,释放机构实测运动规律与理论运动规律吻合较好,在极限俯仰、极限侧倾和存在石块的释放环境下,该释放机构均能顺利完成月球车释放任务.     

灵巧航行体半实物仿真系统设计方法与应用

以新型灵巧航行体研发为背景,针对其近水面运动易受波浪力干扰、舵面受力复杂等问题,通过建模与仿真解耦设计、环境条件自动切换等方法设计了模拟灵巧航行体水中工作环境的半实物仿真系统,并在此基础上进行了实时仿真计算能力试验、灵巧航行体半实物仿真试验研究和波浪干扰试验研究. 结果表明,应用所建立的设计方法构建的半实物仿真系统解决了灵巧航行体近水面运动姿态控制系统半实物仿真的需求,可为灵巧航行体的姿态控制系统设计和实航试验提供重要参考依据.      

沙质环境中基于视觉的月球车定位方法

视觉里程计是月球车上重要的传感器之一,能够实现月球车在松软月面的定位,并对滑转率进行估计．针对沙质的月面模拟环境,为月球车开发了适应能力强的视觉里程算法．首先,研究基于形态学的图像增强算法以保证提取到足够多的特征点;其次,在对极线约束下实现角点的匹配,并且通过优化搜索窗口尺寸和预估搜索方向等方法提高匹配和跟踪的效率;再其次,采用随机抽样一致（RANSAC）算法进行运动估计,计算巡视器在6个自由度上的姿态变化;最后,在月面模拟场地对视觉里程算法进行试验,证明所提算法在特征稀少的环境中仍能保持较高的稳定性和定位精度．     

六轮驱动无人装甲车动力性参数设计与仿真

针对陆基武器装备发展需求,研究了一种基于六轮独立驱动装甲车辆,对其整车基本结构、轮毂电机性能、动力电池容量和整车续驶里程等参数进行匹配设计。采用ADVISOR建立轮毂电机独立驱动型装甲车辆动力系统模型,并对其进行了仿真分析。然后通过自行设计的装甲车辆样车进行了实车试验。最终对样车试验数据与仿真结果进行对比分析,验证了该装甲车辆动力性参数匹配设计的合理性,为以后军用无人装甲车辆的设计与研究奠定一定的理论基础。     

面齿轮车桥总成构型设计与动力学分析

由于面齿轮具有结构简单、噪声低、对安装误差不敏感以及较好的互换性等特点,文中提出了一种新型面齿轮车桥设计方案.对面齿轮车桥总成结构原理和工作特性进行了理论研究.基于面齿轮成形原理和结构工况环境,设计并建立了面齿轮车桥三维实体模型和虚拟样机模型,利用ADAMS/View2013多体动力学分析软件,分别在直线和转弯工况下对面齿轮差速器进行了运动学和动力学仿真,获得了不同工况下面齿轮差速器转速,转矩变化趋势.开展了面齿轮的加工试验,搭建了面齿轮车桥测试实验台,完成了车桥差速性能试验,试验结果与仿真结果吻合度高,验证了面齿轮车桥设计方案的可行性.      

轮缘半径对月球车鼓形轮原地转向阻力矩影响分析

为了给月球车的车轮构型设计、运动控制、模拟仿真等提供理论参考,基于地面力学理论,提出鼓形车轮下陷量判断方法,研究了其转向时轮-地接触的剪切特性与推土特性,并建立鼓形车轮原地转向的力学模型.理论分析表明:转向阻力矩随轮缘半径的增加而呈渐近线性增加.轮缘半径越小,车轮的转向阻力矩越小,使鼓形车轮较圆柱车轮具有更好的转向灵活性.利用月球车车轮运动性能测试系统对2种轮缘半径的车轮进行了原地转向实验,实验结果表明了该理论模型的正确性.     

基于VR预显示的月球机器人遥操作仿真系统

为了消除时间延迟对遥控操作系统稳定性的影响，提出了基于虚拟现实(VR)预显示的两级遥操作控制结构的仿真系统方案。文章重点讨论了虚拟环境的建模技术，建立了基于摇杆-转向架的月球机器人的实体模型。最后用月球机器人爬坡的仿真验证了所建模型的正确性和可行性。     

五轮铰接式月球机器人(FWALR)的智能模糊控制

提出了模糊比例变量的概念，利用此概念解决了室外复杂三维路径的模糊描述问题，并在此基础上用模糊数学理论解决了在月球微重力作用下、复杂三维地形中作业的FWALR（五轮铰接式月球机器人）的模糊控制问题。仿真试验表明，该模糊控制器控制效果良好。     

月球探测车的动力学建模与仿真分析

针对月球的复杂地形环境,利用多体系统动力学的理论,将月球探测车作为一个多刚体系统,对其进行动力学分析,建立了软地面环境下的月球探测车动力学模型.并利用ADAMS软件对所建立的动力学模型进行求解和仿真分析,为月球探测车控制系统的设计与数值计算提供了理论依据.     

变驱动半径两轮并列式月球车的稳定性分析

为了适应月球探测的特点和要求,提出了一种两轮并列式月球车结构,并分析了其驱动原理和性能.为了更好地适应两轮车系统的视觉导航及多车对接所具备的稳定性需要,设计了一种变驱动半径的两轮并列式月球车系统模型.针对两轮车系统的稳定性进行数学建模,采用变驱动半径结构和状态反馈控制进行仿真,结果表明,变驱动半径结构可以有效地实现两轮车系统的稳定性控制.     

基于无迹卡尔曼滤波的月球车惯性/天文组合导航算法研究

月球车导航传统方法主要是采用kalman滤波方法,需要对系统方程和观测方程的线性化,因此会引入的线性化误差的问题, 本文针对做出适当的改进。本文采用UKF方法作为误差状态量的最优估计方法,并以太阳敏感器观测得到的太阳高度角和太阳方位角以及测速仪的东向北向速度作为联合观测信息,将SINS和CNS所测得的月球车相关姿态和位置信息进行数据融合,估计出组合导航系统的误差状态量,从而对惯导系统的状态量进行校正,达到提高组合导航系统的导航定位精度和稳定性,减小线性化误差的目的。仿真实验证明,本文算法具有很好的位置、速度和姿态估计精度,有效的降低了线性化误差。     

基于Simulink和VR技术的三线摆实验仿真研究

Simulink因其操作简便、灵活等优点在很多领域里被广泛应用。VR技术发展前景也十分诱人,它是一项具有深远影响的日新月异的新技术。以三线摆运动模型为例,探讨了结合Simulink软件和虚拟现实编程语言在虚拟物理实验中应用问题。通过虚拟现实编程语言VRML创建了转动惯量测量实验中三线摆运动环境的三维虚拟模型,利用Simulink构建了较为完善的、严格遵循客观物理定律的仿真系统。给出了三线摆在三维空间运动的物理模型,以及利用Simulink进行建模的详细步骤,并结合编写的VRML文件动态仿真了在三维环境下三线摆的运动过程。体现出利用Simulink虚拟现实工具箱仿真物理实验的便捷性、可靠性和科学性。利用它开发虚拟实验仿真系统必将对教育、教学质量的提高,学生学习兴趣及能力的培养起到重要作用。     

Orbit determination of Chang’E-3 and positioning of the lander and the rover

Chang’E-3 landed on the east of Sinus Iridum area on December 14, 2013, performing China’s first successful soft landing on the lunar surface. We present the results on precision orbit determination and positioning of the lander and the rover. We describe the data, modeling, and methods used to achieve position knowledge over the period December 2–21, 2014. In addition to the radiometric X-band range and Doppler tracking data, delta differential one-way ranging data are also used in the calculation, which show that they strongly improve the accuracy of the orbit reconstruction. Total position overlap differences are about 20 and 30 m for the 100 km × 100 km and 100 km× 15 km lunar orbit, respectively, increased by ~50 % with respect to CE-2 and at the same level as other lunar spacecrafts of recent era such as SELENE and lunar reconnaissance orbiter (LRO). The position error of the soft landing trajectory is less than 100 m. A kinematic statistical method is applied to determine the position of the lander and relative position of the rover with respect to the lander. The position difference of the lander is better than 50 m compared to LRO photograph result. Compared with the delta very long baseline interferometry (VLBI) group delay between the lander and the rover, the delta VLBI phase delay can improve the relative position of the rover from ~1,000 to ~1 m.     

Determination of the controlled landing trajectory of Chang’E-1 satellite and the coordinate analysis of the landing point on the Moon

Based on the tracking observations of radio ranges and VLBI delays of Chang’E-1 (CE-1) satellite during the controlled landing on the Moon on March 1, 2009, the landing trajectory and the coordinates of the landing point are determined by positioning analysis. It is shown that the landing epoch (the emission epoch of the last signal) of CE-1 satellite on the Moon was at UTC8h13m6.51s. The lunar longitude, latitude and surface height of the landing point in the lunar primary axes frame are respectively 52.27...