着陆

摘要： 4月16日,3名航天员乘坐神舟十三号载人飞船返回舱平安着陆。华丰公司为此研制的4型10余件宇航火工品圆满完成使命,在本次任务中发挥了重要的功能保障作用。

摘要： 2020年7月23日,“天问一号”火星探测器成功发射,开始了我国首次火星探测任务。我国于同年9月26日发行2020-21纪念邮票(图1)。票图上有地球、火星和升空的探测器,其中升空轨道和绕火星飞行的轨道加上了荧光,在紫外光照射下会发光。探测器发射后,经过6个半月的飞行,减速进入环火星轨道,在绕行火星飞行3个月后,2021年5月22日,“天问一号”的着陆平台和火星车组件安全平稳地降落火星表面,随后火星车离开着陆平台开始自行移动。

摘要： 探索太阳系,人们不仅要将探测器发送到遥远天体的附近去观察它们,还希望能够直接着陆在这些天体上近距离地研究它们。而在星球上安全着陆往往是决定成败的关键一步。自太空时代以来,人类的探测器在太阳系中的行星、卫星、小行星和彗星等主要的星球上都有过令人难忘的着陆时刻,其中火星和月球最受科学家的青睐。

摘要： 跳台滑雪项目的执行动作分为助滑、起跳、飞行和着陆4个阶段,其中,着陆阶段的准备及落地技术不仅对跳台滑雪运动员的最终姿态得分起着决定性作用,而且关系到运动员的身体安全.从生物力学角度综述着陆准备及落地冲击过程中的运动学、动力学、肌电活动、空气动力学研究进展.结果显示:通过推迟着陆准备开始时间、保持较大攻角、扩大滑雪板与着陆区域之间的角度并向后旋转刹车、增加滑雪板弹性、预激活腓肠肌和臀大肌、采用脚尖着陆等可以在增加跳跃距离的同时降低损伤风险.

摘要： 天问一号火星进入舱携带祝融号火星车实施进入、下降、着陆过程,其热控系统设计主要面临地火转移外热流大幅变化、进入火星舱壁气动烧蚀长时高温、着陆发动机点火局部超高温等技术挑战。为此,综合采用隔热设计、等温化设计、主动控温设计等热控手段,针对外热流大幅变化应用了新型SAL-2热控涂层,为解决局部超高温问题研制了新型气凝胶热防护装置,完整构建了进入舱的高效可靠热控系统。飞行遥测数据表明,全飞行过程设备温度和热控功耗均优于指标要求,进入、下降、着陆过程工作设备温度范围5.0~40.3°C,整舱平均控温功耗不超过43 W,验证了进入舱热控系统设计的有效性。

摘要： 渤海南部海域的B油田断层较发育,水平井着陆难度大且容易出现着陆失败的问题,通过对相关资料归纳总结,并结合断层对地层的影响以及与井轨迹的相互关系,梳理出水平井过断层着陆的下降盘着陆模式和上升盘着陆模式,并建立相应的导向方法。实践证明,该方法在渤海B油田水平井过断层着陆实施中成功率达100%,对油田后续地质导向工作具有一定的借鉴意义。

摘要： 作为新型垂直起降的载人航天器,Starship采用了新型舵面控制方式,其通过前后两组可沿轴线方向偏转的翼面来实现对机体的控制.通过CFD数值模拟手段对该种舵面形式的气动特性进行了系统研究,得到了该种舵面偏转方式对飞行器升阻力和三轴力矩的影响,并分析了其内在机理.在小攻角下,Starship后翼为操纵面,其偏转对控制力系数的影响较为显著,偏转角度与控制力系数基本成线性关系;前翼偏转则对阻力系数的影响较为显著,偏转角度与阻力系数基本线性相关.后翼偏转角与俯仰力矩系数和滚转力矩系数的线性相关性较好,对偏航力矩系数也有耦合影响.前翼的偏转对偏航力矩系数的影响显著,同时与滚转力矩系数和俯仰力矩系数的耦合较小.在大攻角下,尤其是在着陆阶段攻角大于90°的情况下,传统的襟副翼控制方式失效概率高,而新型舵面控制形式前翼和后翼偏转与三轴力矩系数的相关性仍非常强.其对于俯仰通道、滚转通道和偏航通道均能保持良好的操纵特性.

摘要： 平视显示器(HUD,简称平显)可以投射视觉增强的传感器图像,使飞行员在能见度降低的情况下着陆。

摘要： 火星登陆Newsweek 2021年1月8日NASA的“毅力号”探测器将在2021年2月18曰登陆火星。在着陆前,它将展开降落伞,减速到每小时200英里,然后弹出一个盒子形状的装置,这个装置会搭载8枚火箭,使“毅力号”继续降速,而在到达地面之前,尼龙绳将帮助其平缓着陆。该过程将会在NASA的YouTube频道直播。

摘要： 好消息,好消息!我国首次地外天体采样返回任务圆满完成!2020年12月17日,中国探月工程嫦娥五号返回器携带月球样品在内蒙古自治区预定区域成功着陆。说起“嫦娥”家族,同学们肯定不陌生。现在,就让我们见识一下“嫦娥”家族的壮举吧!

摘要： 飞翼布局无人机的无尾布局给横侧向的稳定与控制带来困难,尤其是下降阶段有侧风时的航迹控制。带侧滑保持航向和带偏流保持航向是常用的两种抗侧风策略,论文首先分析了两种抗侧风策略的优缺点,并针对两种控制策略分别设计了横航向抗侧风控制器。结合飞翼布局无人机的特点,在着陆过程中的不同阶段选择不同的抗侧风策略,在进场和下滑初始阶段采用带偏流保持航向方式,在下滑到一定高度时转为带侧滑保持航向的控制策略。仿真结果表明,选择的控制策略以及设计的控制器合理、可行,满足飞翼无人机着陆阶段的抗侧风要求。

摘要： 考虑小车式起落架车架的俯仰运动和辅助缓冲器的作用，推导小车式起落架着陆阶段的动力学方程，利用MATLAB/simulink搭建仿真模型，并利用成熟商业软件ADAMS/aircraft计算小车式起落架着陆性能，进行比较以验证模型的正确性，最后比较考虑车架运动和辅助缓冲器影响时小车式起落架着陆性能与传统当量为支柱式计算方法的不同。本文为较为准确地计算小车式起落架着陆性能提供了一种实用仿真方法。

摘要： 阿波罗登月任务首次实现了人类登上月球的创举。阿波罗任务首次提供了非遥测方法直接对地外天体探测的数据采集，提供了最终着陆段的扬尘情况，下降轨道，下降速率和着月处月壤的状态。这些数据的收集有助于今后的探月任务。

摘要： 为确定进场/着陆阶段推荐显示的飞行信息及其显示优先级,对162名新型歼击机专家用户、典型用户、潜在用户做了调查.结果表明,飞行员显示需求程度"中等"以上的A、B、C、D类信息各有23条、64条、92条和68条.据此推荐显示247条信息,并建议依据信息显示需求分数值或等级类别确定其显示优先级.

摘要： 为了培训无人机操纵人员,提供研究更为先进、成本更低、周期更短的训练方法,本文以某新型无人机为应用背景,论述了"无人机起飞/着陆防真训练系统"的总体结构以及各模块的实现过程.本文着重就仿真系统中建立三维场景的步骤以及所采用的关键技术进行了阐述,此外还详细介绍了作为人机交互手段的仿真界面的设计及操纵杆的接口程序的实现.

摘要： 飞机起飞着陆所需要的跑道长度,受许多随机因素的影响,用可靠性方法设计跑道长度比传统的定值参数法更合理.论文对影响跑道长度的因素进行分析,以驾驶误差系数、空气相对密度、跑道轴向上的风速、飞机起飞着陆质量、着陆接地点距跑道端的距离等因素作为随机变量,收集了三个机场的气象资料,以及五种飞机大量的实测起飞着陆滑跑距离数据,对随机变量进行统计分析,得出它们的概率分布模型和统计参数,为跑道长度可靠性设计奠定了基础.

摘要： 探测火星对人类具有重要意义.勇气号和机遇号是美国"火星生命计划"中的一个重要环节.这两个目前最先进的火星探测器在火星表面预定着陆点着陆,并排除了一些故障后,已初步获得不少有价值的成果.与此同时,性能优异的欧洲"火星快车"轨道器首次在火星表面直接发现水.

摘要： 本文基于ADAMS/Aircraft模块定义了一个由机身、起落架、刹车和机轮子系统构成的全机模型,并进行了整机着陆仿真分析(包括降落和落震两部分).研究结果表明,利用ADAMS/Aircraft进行起落架或全机仿真分析不仅可信度高,而且事半功倍.并对此分析方法进行了拓展,提出了利用同一个虚拟样机模型进行全机控制系统、机械系统等多个系统联合设计、调试和试验的分析方法.

摘要： 本文通过真人和实验用假人在冲击塔的冲击实验,对真人和实验用假人在不同的输入G值下的冲击响应的比较,得出冲击下真人和假人冲击响应的相同和不同点以及人体主要部位冲击响应的特点,为进一步研究人体的冲击响应打下基础.

摘要： 本文通过真人和实验用假人在冲击塔的冲击实验,对真人和实验用假人在不同的输入G值下的冲击响应的比较,得出冲击下真人和假人冲击响应的相同和不同点以及人体主要部位冲击响应的特点,为进一步研究人体的冲击响应打下基础.

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： 本发明公开了一种星球登陆车的着陆方法，登陆车连接有充气降落伞；登陆车脱离火箭后，充气降落伞充气并打开；登陆车登陆星球表面后，降落伞脱离登陆车。降落伞设有夹层结构，所述夹层充气后膨胀。本发明解决了现有技术登陆过程中登陆车易损害、时间长以及过程繁琐的问题；在充分利用星球大气、借助降落伞及空气比重原理的方式下，缩短了星球登陆车登陆过程的时间，具有原理简单，实现方便的特点，而降落终止后，降落伞不会覆盖登陆车或堵塞登陆车的通路，保证了星球探测的顺利进行。

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： 本发明公开了一种星球登陆车的着陆方法，登陆车连接有充气降落伞；登陆车脱离火箭后，充气降落伞充气并打开；登陆车登陆星球表面后，降落伞脱离登陆车。降落伞设有夹层结构，所述夹层充气后膨胀。本发明解决了现有技术登陆过程中登陆车易损害、时间长以及过程繁琐的问题；在充分利用星球大气、借助降落伞及空气比重原理的方式下，缩短了星球登陆车登陆过程的时间，具有原理简单，实现方便的特点，而降落终止后，降落伞不会覆盖登陆车或堵塞登陆车的通路，保证了星球探测的顺利进行。

摘要： 本发明提供一种能够减小地面效应的影响，且在较窄空间也能够顺利起飞着陆的飞行器起飞着陆系统、飞行器用起飞着陆装置以及飞行器。一对导轨(11a)相互空开间隔并排配置，至少在下方及一端侧的延长方向上空出空间配置。飞行器(12)在上部具有设置为能够从一端侧插入各导轨(11a)之间的悬挂部(21)。在各导轨(11a)之间插入有悬挂部(21)的状态下，能够在各导轨(11a)的规定的着陆位置悬挂飞行器(12)，且在着陆位置悬挂的飞行器(12)能够起飞。

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： 本发明公开了一种着陆器的着陆点确定方法及装置、电子设备、存储介质。其中，该方法包括：获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息；基于轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，建立时空参考系和深空网的观测模型；根据深空网测轨数据、目标星体的着陆点初始化信息以及时空参考系，构建观测站与初始着陆区域之间的观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。本发明解决了相关技术中无法得到着陆器在着陆点得精确位置信息的技术问题。

摘要： 本发明公开了一种无人机着陆的着陆点自主选择方法、设备及介质，属于无人机着陆技术领域，包括以下步骤：S1，基于视觉惯导系统，构建三维网格地图；S2，从构建的三维网格地图中分割提取所有适合降落的着陆点，并从中筛选出最稳定的一个着陆点；对选择好的着陆点进行定位，测量与飞机的相对位置，用于控制无人机降落。本发明可以在地形复杂、无降落标识、无GPS信号等情况下，自主识别判断着陆点，并实现自主降落。

摘要： 本发明公开了一种着陆灯故障检测平台及着陆灯故障检测方法，包括如下步骤:采集被测LED着陆灯运行时的光通量，根据采集到的光通量与设计光通量的差值，判断若存在故障LED单元，对LED着陆灯进行故障检测，若为可用状态，获取LED着陆灯的使用时长，根据使用时长以及LED单元损耗率，得到LED单元平均损耗率，对二类LED着陆灯进行温度测试与控制，若调整功率后的二类LED着陆灯光通量在设定的光通量阈值范围内，则完成二类LED着陆灯温度测试与控制；完成着陆灯的故障检测。通过本发明，可以实现LED着陆灯的故障快速检测并且可以灵活的调整LED着陆灯，缩短检修时间。

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。