月球着陆器

摘要： 针对现有被动式铝蜂窝月球着陆器缓冲力波动大、无法重复使用的问题,提出一种基于磁流变缓冲器的仿猫月球着陆缓冲机构。首先,开展了不同高度平台的家猫跳落实验,对其跳落着陆姿态与前/后腿触地冲量进行了分析,探究其缓冲吸能机理;实验结果表明猫后腿的缓冲吸能占比更高。其次,结合猫跳落实验与中国嫦娥系列月球着陆器参数,设计了一种新构型仿猫着陆缓冲机构,并将其与嫦娥着陆器进行了仿真分析对比。结果表明,所提出的仿猫月球着陆缓冲机构,其机体最大加速度降低了18.3%,具有更为出色的着陆性能。其前腿缓冲吸能贡献约为40%,后腿的缓冲贡献度约为60%,与家猫高台跳落实验结果基本吻合,验证了仿猫月球着陆缓冲机构设计方案的合理性。

摘要： SpaceNews网站2021年5月20日报道,Firefly Aerospace公司宣布选择SpaceX公司发射其服务于NASA“商业月球载荷服务”(CLPS)计划的月球着陆器。至此,CLPS计划至2023年前6次任务的发射安排已全部确定,其中5次任务由SpaceX负责发射,目前定于今年发射的第1次任务由联合发射联盟(ULA)负责发射。

摘要： 4月16日,美国航天局(NASA)宣布,与马斯克旗下的美国太空探索技术公司(Space X)签订协议,为“阿耳忒弥斯”计划建造月球着陆器。马斯克在社交媒体上表示,他非常荣幸能帮助美国航天局开启人类太空探索的新时代。

摘要： 历史将记住,SpaceX公司4月初赢得了两份将航天器送上月球的合同,但很少有人记得第一份合同。4月13日,Astrobotic公司宣布,它选择SpaceX公司在2023年发射格里芬月球着陆器。该登陆器将携带NASA的挥发性物质调查极地探索探测器(VI P ER)前往月球南极,寻找那里的水冰沉积物。

摘要： 为解决载人登月着陆器着陆冲击安全性问题,文章设计和研制了全尺寸载人登月舱月面着陆缓冲装置原理样机,并进行了试验验证.在进行着陆冲击试验时,发现模拟月壤对于着陆冲击能量的吸收率大约占比50％.从这一点来说,着陆冲击能量有一半被月壤等散体介质吸收,因此对于着陆器和月壤之间着陆耦合冲击响应的研究是十分有意义的.不同于一般的有限元仿真分析技术,文章分析着陆器的着陆特性是采用理论和基于EDEM软件的离散元分析技术开展的,且离散元技术更加适合分析月壤这种散体介质.基于模拟月壤和离散元理论,文章建立了着陆器和模拟月壤相互作用的理论模型和离散元模型.通过不同工况条件下的对比分析获得了着陆器和月壤之间的影响关系,初步揭示了着陆器与月壤散体系统间能量传递与耗散机理,为设计安全载人登月月面着陆器提供必要的试验数据与理论基础.该研究为研制大收拢比、大尺寸、大质量、低过载的载人登月舱月面着陆缓冲装置积累了经验.

摘要： 着陆缓冲机构是着陆器借以实现安全、稳定软着陆的一种重要装置.鉴于着陆初始条件的多样性,系统级缓冲性能需在有限的试验工况中进行充分验证.文章基于"阿波罗"登月舱3类相关试验方法,提出了一种无需额外设计和加工试验件,无需模拟其他重力场,在地球重力场下的全尺寸模型试验方法.在对各着陆初始条件大量组合工况的仿真结果统计分析后,给出了试验验证工况的确定原则;明确了试验实施过程中的质量配比原则、地球重力场对试验的影响、地貌特征模拟方法及试验测量参数与数据处理要求.该方法对于后续深空探测以及载人登月着陆缓冲机构综合缓冲性能的试验验证具有指导意义.

摘要： 正在研发商业月球着陆器的日本东京创企ispace已在美国开设了办事处,以期从美国宇航局阿尔忒弥斯计划拿到更多业务。该公司11月9日宣布,它在丹佛开设了-个办事机构,将用来设计月球着陆器器。ispace已然在研制两台商业着陆器,且是由美德雷珀公司牵头的一个团队的一员,而那支团队是入围美国宇航局“商业月球有效载荷服务”(CLPS)计划的14支团队之一。

摘要： 2019年5月23日,NASA宣布了以“阿波罗”的妹妹、希腊月亮女神“阿尔特弥斯”命名的登月计划。该计划分两个阶段,第一阶段侧重速度,将于2024年送一男一女两名宇航员登陆月球南极,第二阶段强调可持续性,将于2028年在月球及其周围建立人类长期存在。

摘要： 2019年3月26日,特朗普总统宣布计划2024年让宇航员登陆月球,2028年建立可供人类生活的永久基地,为火星任务积累经验。美国上届政府的战略是重点瞄准载人登陆火星而不是重返月球,特朗普政府早期的目标是2028年载人登月。NASA的方案仍将用波音的航天犮射系统(SLS)重型火箭、洛·马公司的“猎户座”飞船、在环月轨道部署的月球“门廊”基地和月球着陆器实现载人登月。计划的第一阶段将侧重尽快重返月球,暂时抛开一些长期考虑。

摘要： 月球着陆器在着陆过程中会产生巨大的冲击作用.为了研究月壤材料对着陆器的缓冲作用,本文针对月壤在细观尺度下的离散分布特性,采用离散元方法建立月壤的计算分析模型.在此基础上,简化着陆器模型仅考虑着陆腿的缓冲性能,对着陆过程中着陆器与月壤相互作用的动力冲击过程进行数值分析.通过调整着陆器的质量以及着陆速度,对着陆器着陆过程中的冲击深度、加速度以及冲击力进行了计算分析,研究了月壤对着陆器的缓冲性能.计算结果表明,月壤材料对着陆器有很好的缓冲作用,这为实现安全稳定的软着陆提供了新的研究方向.采用离散元方法分析着陆器在着陆冲击过程中冲击力的变化规律有助于着陆器结构的合理设计和安全性能评估.

摘要： 月球着陆器缓冲机构的缓冲性能是衡量着陆器是否顺利完成软着陆工作的重要方面.缓冲机构正常工作确保着陆器在着陆过程中不发生倾倒,并保证着陆器的姿态稳定.考虑到着陆工况对着陆器缓冲机构缓冲性能有很大影响,因此分析复杂着陆工况组成,并研究其影响的具体程度与方式.基于典型的四腿式月球着陆器建立月面着陆过程动力学仿真模型,构造二阶响应面进行敏感度分析,分析着陆工况各组成因子对缓冲机构缓冲性能的影响,从中发现对缓冲性能影响显著的工况因子.为体现工况因子取值对缓冲性能的影响,进行蒙特卡洛模拟运算,并通过贝叶斯公式计算可控着陆工况因子不同取值时的缓冲可靠度,用以指导着陆器月球着陆控制,提高着陆可靠度.

摘要： 针对某一特定月球着陆器,计算在其设计寿命下太阳能板应指向何方才能使其所获得的太阳能最大并研究其对初始条件的依赖性.以2013年10月着陆在月球虹湾(北纬43°,西经31°)处的一个月球着陆器为工程样例,在设计寿命为360天的假设下,针对太阳能板不同的起始工作时间以及不同的太阳能板的指向(即其法线方向)分别计算了其所能获得的能量值.进而寻找出不同条件下太阳能板所获能量的最大值及其对应的太阳能板初始条件和指向参数.结果显示,太阳能板所获能量最大时所对应的指向参数严重地依赖于它的起始工作时间,而对不同版本的历表和计算的采样时间并不敏感.

摘要： 对月球着陆器从约100m～30m之间高度的最终下降段的制导与控制方法进行了研究，从理论证明了制导与姿态控制系统的联合稳定性，并提出了一种同时保证主推力与姿态控制力矩有界的方案。

摘要： 为了能够在地形复杂的科学考察区域安全、准确的着陆,未来月球着陆器需要具有自主的障碍检测与规避能力。本文对月球着陆器障碍检测与规避技术进行了研究,提出了一种基于光学相机的障碍检测、规避方法。该方法利用图像特征点信息对着陆区地形进行重构,通过高程数据拟合着陆区地表平面,并基于该平面对着陆区域内的障碍进行识别。考虑降低障碍造成的危险,利用李亚普诺夫函数法设计了障碍规避控制律,该控制律保证着陆器到达安全着陆点,同时着陆速度也达到零值。数学仿真结果表明该方法能够有效地完成障碍检测、规避任务。

摘要： 针对带液体晃动的月球着陆器提出了一种基于无源性的姿态控制方法。分析了由拉格朗日力学建立数学模型的带液体晃动的月球着陆器系统的特性，并证明了该系统的无源性。无源性保证了系统的输入输出稳定性，提出的李亚普诺夫函数保证了系统的内部稳定性。通过系统的无源性和提出的李亚普诺夫函数推导出基于无源的控制方法。仿真结果表明，该方法能很好地达到控制效果。

摘要： 新型复杂可展收式太阳翼设备是月球着陆器的重要部件.它的装配精度和展开性能直接影响探月任务的成败.针对新型复杂可展收式太阳翼进行高精度装配与测试的需求,以及为解决模拟空间环境在常温和低温下进行空间三维展开试验的技术难题,主要采用了两项关键技术.一是采用高精度机构装配与测试技术:根据太阳翼机构特点制定合理的装配工艺流程和设计新型精密工装,最终太阳翼装配精度优于0.01°、装配效率提高40％;二是采用1/6重力补偿技术:使其满足常温至超低温-120°C范围内的试验需求,实现了各个姿态重复展收,并且机构全程无干涉,展开精度优于0.25°、展开重复精度优于0.08°,展开数据合格.

摘要： 月球着陆器研发过程中一个关键任务是准确地预测月面软着陆冲击载荷.由于着陆工况的不确定性,需要采用蒙特卡洛仿真方法进行统计分析用于确定着陆冲击载荷.首先通过参数化建模系统建立着陆器有限元模型,并采用具有强大非线性瞬态计算功能的Abaqus/Explicit作为求解器.通过与试验数据的对比验证和修正非线性有限元模型.根据输入参数的概率密度函数随机生成100个着陆工况,然后利用经试验验证的有限元模型对这100个着陆工况开展着陆冲击仿真分析,计算各工况条件下的着陆冲击载荷.对这些工况的着陆峰值载荷样本进行了Kolmogorov-Smirnov检验,证明了这些样本服从正态分布.最后根据3σ法则确定着陆器着陆冲击的设计载荷.结果表明,通过蒙特卡洛方法能以较小的样本高效保守地确定着陆器着陆设计载荷.

摘要： 嫦娥三号着陆器采用软着陆的方式在月表着陆,着陆过程中着陆器采用变推力发动机提供的推力来抵消月球重力.软着落过程中,发动机的羽流喷射到月球表面上,会激起月尘飞扬,对着陆器的正常工作产生影响.本文采用羽流气体-月壤颗粒流动过程的双流体模型(E-E)对着陆器软着陆过程中羽流与月尘相互作用进行了数值研究,获得了软着陆过程中羽流激起月尘的分布,并对着陆器在轨获得的月尘数据进行了分析.

摘要： 嫦娥三号着陆器采用软着陆的方式在月表着陆,着陆过程中着陆器采用变推力发动机提供的推力来抵消月球重力.软着落过程中,发动机的羽流喷射到月球表面上,会激起月尘飞扬,对着陆器的正常工作产生影响.本文采用羽流气体-月壤颗粒流动过程的双流体模型(E-E)对着陆器软着陆过程中羽流与月尘相互作用进行了数值研究,获得了软着陆过程中羽流激起月尘的分布,并对着陆器在轨获得的月尘数据进行了分析.

摘要： 一种基于安全着陆通道的月球软着陆最优制导方法及系统和存储介质，涉及月球探测软着陆控制技术领域，为了解决现有的月球软着陆最优制导方法是针对障碍物进行建模，建模的精度会影响优化的结果，难以适用极其复杂的障碍环境的问题。本发明包括：一：基于预定着陆点的障碍点集，采用误差域合并跳点法生成初始分段线性路径；二：基于步骤一生成的初始路径，利用凸分解算法为每段初始路径生成安全着陆通道约束；三：基于步骤一生成的分段线性路径和步骤二生成的着陆通道约束，利用减速时间分配法则将原问题转化为二阶锥优化问题并求解，从而求得燃料最优的避障轨迹。本发明用于月球探测软着陆技术领域。

摘要： 一种球形着陆器及使用球形着陆器的行星着陆方法，本发明涉及球形着陆器及使用球形着陆器的行星着陆方法。本发明的目的是为了解决现有着陆器在着陆过程中稳定性、安全性差，易翻倒，以及会消耗大量燃料问题。过程为：球形着陆器包括球壳和偏重盘；球壳由六个架杆和盖板组成，盖板覆盖在六个架杆上，将六个架杆包裹起来；偏重盘包括圆盘、轴承、主轴和摆锤，组成控制系统稳定球体姿态；主轴贯穿圆盘圆心，与圆盘表面垂直设置；轴承套在主轴两端，与主轴同轴心设置；摆锤安装在偏重盘圆心处；偏重盘重心位于圆心下方。使用缓降、触地后滚动的方式着陆。本发明用于着陆器领域。

摘要： 本发明公开了一种基于月球南极着陆区选址模型的月球着陆区评估方法，其提出一种结合模糊认知图(FuzzyCognitiveMaps,FCMs)的月球南极选址模型，该模型包含隶属度函数、模糊规则、聚合去模糊化和仿真测试，对永久阴影区面积、着陆区的坡度、岩石丰度、光照强度、平均最高温度等五种因素进行迭代分析，可筛选出符合条件的区域，并且该方法可考虑多种工程约束条件，用于未来月球和火星备选着陆区域的定量评估。

摘要： 一种基于安全着陆通道的月球软着陆最优制导方法及系统和存储介质，涉及月球探测软着陆控制技术领域，为了解决现有的月球软着陆最优制导方法是针对障碍物进行建模，建模的精度会影响优化的结果，难以适用极其复杂的障碍环境的问题。本发明包括：一：基于预定着陆点的障碍点集，采用误差域合并跳点法生成初始分段线性路径；二：基于步骤一生成的初始路径，利用凸分解算法为每段初始路径生成安全着陆通道约束；三：基于步骤一生成的分段线性路径和步骤二生成的着陆通道约束，利用减速时间分配法则将原问题转化为二阶锥优化问题并求解，从而求得燃料最优的避障轨迹。本发明用于月球探测软着陆技术领域。

摘要： 一种月球着陆场着陆与运营设计方法，适用于多个着陆探测器着陆于同一地区，可服务于月球科研站、载人登月、月球基地等月球探测任务；降低着陆器的燃料消耗，提高运输效率，并能够建设高效、安全的着陆场；能够简化着陆飞行过程，取消着陆专用的测速测高设备，取消着陆区障碍检测的微波雷达、激光雷达、激光成像敏感器、光学成像设备，降低着陆探测器的研制难度和研制成本；以及降低着陆过程控制的技术难度。

摘要： 本发明公开了一种基于正交配置优化的月球着陆器轨迹控制器，该控制器由月球着陆器高度测量传感器、月球着陆器速度测量传感器、月球着陆器微控制单元(MCU)与反推进发动机控制器构成。月球着陆器MCU根据设定高度和速度参数自动执行内部正交配置优化算法，得到既能使月球着陆器到达指定着陆条件同时又能使着陆器反推进发动机消耗燃料最少的轨迹优化控制策略，月球着陆器MCU将获得的控制策略转换为反推进发动机的控制指令发送给控制器。本发明能够根据月球着陆器的着陆高度和速度状态快速地获取轨迹优化控制策略，保证月球着陆器达指定着陆条件同时使着陆器反推进发动机燃料消耗最少。

摘要： 本发明公开了一种基于动态优化的月球着陆器反推进最优控制器，由月球着陆器高度测量传感器、月球着陆器速度测量传感器、球着陆器微控制单元(MCU)与反推进发动机控制器构成。在MCU中输入反推进发动机参数，月球着陆器到达指定着陆空域后，开启月球着陆器高度测量传感器、速度测量传感器和MCU，测量当前月球着陆器的着陆高度和当前下降速度，MCU根据设定高度和速度参数自动执行内部动态优化算法，既能使月球着陆器安全软着陆又能使着陆器消耗燃料最少，MCU将获得的最优控制策略转换为控制指令发送给反推进发动机控制器。本发明能够根据月球着陆器的不同高度和速度状态快速地获取最优反推进发动机控制策略，保证月球着陆器的安全着陆。

摘要： 本发明提供了一种基于变刚度缓冲器的仿猫构型月球着陆器及其着陆方法，着陆器包含着陆器机体、股骨仿猫腿结构、变刚度缓冲器、胫骨仿猫腿结构、跖骨仿猫腿结构、缓冲弹簧、仿猫足垫、肩胛骨仿猫腿结构、肱骨仿猫腿结构、桡骨仿猫腿结构。当仿猫足垫、跖骨仿猫腿结构和桡骨仿猫腿结构触地后，各结构带动变刚度缓冲器工作，通过变刚度缓冲器拉/压运动，实现着陆器缓冲减速。同时，在着陆过程中，通过对变刚度缓冲器进行刚度调整，完成着陆器缓冲力及整体姿态控制，最终实现着陆器安全稳定着陆。本发明可广泛应用于各类航天着陆器，具有缓冲效果好、着陆范围广、着陆姿态可控等优点。

摘要： 本发明公开了一种基于正交配置优化的月球着陆器轨迹控制器，该控制器由月球着陆器高度测量传感器、月球着陆器速度测量传感器、月球着陆器微控制单元(MCU)与反推进发动机控制器构成。月球着陆器MCU根据设定高度和速度参数自动执行内部正交配置优化算法，得到既能使月球着陆器到达指定着陆条件同时又能使着陆器反推进发动机消耗燃料最少的轨迹优化控制策略，月球着陆器MCU将获得的控制策略转换为反推进发动机的控制指令发送给控制器。本发明能够根据月球着陆器的着陆高度和速度状态快速地获取轨迹优化控制策略，保证月球着陆器达指定着陆条件同时使着陆器反推进发动机燃料消耗最少。

摘要： 本发明公开了一种基于动态优化的月球着陆器反推进最优控制器，由月球着陆器高度测量传感器、月球着陆器速度测量传感器、球着陆器微控制单元(MCU)与反推进发动机控制器构成。在MCU中输入反推进发动机参数，月球着陆器到达指定着陆空域后，开启月球着陆器高度测量传感器、速度测量传感器和MCU，测量当前月球着陆器的着陆高度和当前下降速度，MCU根据设定高度和速度参数自动执行内部动态优化算法，既能使月球着陆器安全软着陆又能使着陆器消耗燃料最少，MCU将获得的最优控制策略转换为控制指令发送给反推进发动机控制器。本发明能够根据月球着陆器的不同高度和速度状态快速地获取最优反推进发动机控制策略，保证月球着陆器的安全着陆。