着陆系统

摘要： 针对索式火箭回收着陆系统中摩擦缓冲装置的缓冲能力和调节能力有限的问题,提出了一种基于最小二乘法和系统动力学特性的液压缓冲装置反问题设计方法。该方法通过对液压缓冲装置中控制阀凸轮外形和储能器初始压强的设计来调节着陆火箭运动学特性,使火箭按照特定的运动学特性在有限的缓冲位移内减速至静止稳定且缓冲加速度最小。对索式火箭回收着陆系统建立精准高效的多体动力学模型,并针对不同的工况进行仿真校验。仿真结果表明根据所提反问题设计方法设计的索式火箭回收着陆系统能够按照特定的运动学特性减速缓冲着陆火箭,具有较强的减速缓冲能力;针对不同质量和着陆位置偏差的着陆火箭,具有自动调整液压阻力保持火箭相同的运动学特性的能力。

摘要： (接上篇)由于火星有稀薄的大气层,所以火星探测器在火星着陆时与月球探测器在月球着陆时有很大不同,一般都要充分利用进入火星大气层时的阻力和降落伞来减速,所以均装有进入、下降、着陆系统。但由于每个在火星着陆的探测器质量不一样,因此采用的着陆方式也不太一样。

摘要： 本研究针对飞机起落架油气式缓冲器动态特性方程式研究不足的问题,在分析单腔油气式缓冲器工作原理的基础上,推导了单腔油气式缓冲器动态特性方程,并借助Matlab仿真软件对所推导的动态特性方程进行了数值求解运算.仿真结果表明:借助仿真工具,在不具备样机试验的条件下,仅通过低成本的计算机仿真试验,就能够对起落架油气式缓冲器的关键参数提出指导性的设计意见,证明了动态特性的仿真模型和仿真手段对设计工作的有效性.

摘要： 仪表着陆系统(ILS)由航向台(LOC)和下滑台(GP)组成,其中航向台工作于108-118.972MH、下滑台工作于328.6-335.4MHz,机载设备通过计算调制于载波的90Hz和150Hz两个音频信号的调制度差(DDM)来获得水平和垂直信息。现在一般下滑台都加装测距仪(DME)以代替指点标为飞机提供距离信息,共同为飞机提供着陆引导。

摘要： 在德国联邦经济事务和能源部的支持下,慕尼黑工业大学(TUM)开发了一种名为C2Land的视觉辅助导航系统,利用图像处理技术识别机场跑道,可以帮助飞机在不依靠地面引导设施的情况下在任何跑道上自动着陆。

摘要： 中国空间技术研究院北京空间机电研究所航天器回收着陆技术研究室1958年8月21日成立，集研发、设计、生产、试验、测试于一体，长期致力于为各类飞行器提供回收着陆系统解决方案、优质产品和技术服务，主要包括卫星、飞船、深空探测器、火箭、武器、无人机等的再入返回、气动减速、着陆缓冲、回收标位等。

摘要： 4月，北京空间机电研究所组织开展了新一代载人飞船试验船回收着陆系统减速伞强度空投试验。试验的主要目的是为了验证新飞船减速伞的结构强度和工作性能。新一代载人飞船是继“神舟”飞船一期及二期飞行任务成功之后，中国自主开展研制的功能和性能全面升级的载人飞船，任务瞄准空间站服务、载人深空探测、深空居住等多个领域。

摘要： 借助于飞行检验的模式在对仪表着陆状态下的滑道影响进行分析时,需要耗费大量的时间与资金.为了获得一个快速经济的评估效果,就可以借助于计算机仿真系统来对非理想地形下对于仪表着陆系统下滑道影响进行分析,这样也就能够得到与飞行检验一致的结构,并使得整个评估工作的评估速度以及经济性也得到了一定程度的增长.本文就地形对仪表着陆系统下滑道的影响的仿真评估进行了探讨.

摘要： 本文介绍了仪表着陆系统工作原理,对造成下滑道弯曲抖动产生偏差原因的进行剖析,得出一系列解决的方案.

摘要： 本文的撰写主要是围绕新舟60飞机发动机操纵和着陆系统在使用中隐患不易被发现、信号误差难校正,发动机操纵和着陆系统信号参数得不到有效检测和监控等问题,通过对该系统的原理和线路进行分析、大胆创新,提出设计方案并制作检测设备,以解决问题,提高效率,保证飞机使用的可靠性.本文通过重难点问题提出方案,并对设备研制和检测方法进行了介绍,对研制成果进行了总结,以促进成果转换,产生实际的经济效益和社会效益.

摘要： 为了提高无人作战飞机着陆的自主性和安全性，提出了一套基于视觉的无人作战飞机辅助着陆系统方案，仅依靠视觉传感器数据，基于空时处理估计UCAV的俯仰角、滚转角、偏航角和高度参数，构建单目立体视觉导航系统采集视频数据。该系统方案由机载硬件平台和软件算法组成，利用视觉硬件平台结合以Hough变换为基础的跑道边缘线和地平线检测方法，能够精确地荻取无人机在着陆过程中的部分飞行位姿参数。该方案可以通过半物理仿真实验平台加以验证其精确性和有效性。

摘要： 为实现无人作战飞机的自主着陆，设计了一套基于视觉的着陆系统的开发流程和解决方案。该方案由一套可二次开发的机载硬件平台和开放式软件平台组成。通过调整乎台的配置，使用多种检测算法，能够获取无人机着陆过程中需要的各种飞行参数。为了研究该方案的运行效果，搭建了一套无人机自主着陆的物理实验平台，可在不同场景下进行实验，对本地以及0ppenCV提供的各种算法的精确性和效率进行验证和评估，进一步实现对已有方案的重复设计。

摘要： 仪表着陆系统是保障直升机(飞机)在各种气象条件下安全着陆的重要设备,在飞机着陆时,仪表着陆系统连续不断地提供航向信息、下滑信息和指点信息,飞行员根据这些信息操纵飞机安全着陆。本文在介绍仪表着陆系统的同时详细阐述了直升机机载仪表着陆设备的检修过程。

摘要： 从陆基无线电导航、卫星导航、自主式导航及飞机着陆系统四个方面,介绍了导航新技术、新系统的发展现状,预测了国外军事航空导航的发展趋势.

摘要： 该文在介绍差分GPS定位技术的基础上，重点阐述了差分GPS定位技术提高定位精度的原理以及提供动态三维坐标及速度信息的方法。同时指出了因天线被遮掩而产生卫星信号中断的严重问题， 并给出解决问题的几种方法。最后进一步研究了差分GPS/惯性导航系统/雷达高度表综合着陆系统。

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： 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： 本发明是关于一种飞机着陆灯单元(2)，包括：多个LED(10)；光学系统(12)，与所述多个LED(10)相关联，用于使所述飞机着陆灯单元(2)的光输出成形以照明飞机环境；控制单元(16)，用于控制所述多个LED(10)；以及光检测器(14)，所述光检测器被布置成用于检测由所述多个LED(10)发射、经由所述光学系统(12)输出且由例如云、雾、雨和雪等大气霾(30)反射的光，其中所述控制单元(16)耦合到所述光检测器(14)且被构造成用于基于由所述光检测器(14)检测到的所述光而控制所述多个LED(10)，从而调整所述飞机着陆灯单元(2)到所述大气霾的所述光输出。

摘要： 本发明涉及一种深空着陆几何定轨定姿方法、系统及深空着陆器，该方法首先确定着陆器相对于火星的方向矢量和着陆器相对于火星中心的距离；根据着陆器相对于火星中心的距离和火星半径求解得到着陆器距离火星表面的高度；建立惯性坐标系xIyIzI，得到惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵；进一步求解得到着陆器的惯性位置和惯性速度，本发明自主利用测距测速敏感器进行几何定轨定姿，针对动力下降段IMU出现故障的情况下，能够单纯利用测距测速敏感器进行定轨定姿，实现自主导航的初始基准捕获，减轻对惯导系统初始基准的依赖程度，提高了软着陆自主导航系统的鲁棒性和故障容忍能力，且算法为解析算法，易于星上运算，为软着陆任务的成功实施奠定了基础。

摘要： 本发明提供一种能够准确且更低价地引入的航空器着陆引导辅助系统及包括该航空器着陆引导辅助系统的航空器着陆综合辅助系统，进而在上空飞行的航空器在紧急时，能够在确认安全的着陆接地点之后，设定着陆接地点，并引导最佳的着陆进入路径。本航空器着陆引导辅助系统具有：校正GPS移动站；以及信息处理装置，其具备显示部，并对从校正GPS移动站接收到的RTK‑GPS信号进行处理并在显示部进行预定的显示。另外，本航空器着陆综合辅助系统具有：校正GPS基准站、伪GPS信号发送机、以及航空器着陆引导辅助系统，航空器着陆引导辅助系统所具有的信息处理装置存储有使信息处理装置作为如下单元而发挥功能的计算机程序：记录包含着陆路径信息的着陆路径数据的单元；基于RTK‑GPS信号记录包含当前位置信息的当前位置信息数据的单元；以及将着陆路径数据和当前位置信息显示在信息处理装置的显示部的单元。

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： 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： 本发明公开了一种无反弹的飞行器着陆缓冲系统及飞行器无反弹着陆方法，该着陆缓冲系统包括飞行器、气囊、着陆底板、绳索与绳索控制机构；着陆底板可拆卸地设在飞行器底部；绳索控制机构包括转轴、蓄能组件与限制组件，转轴转动连接在飞行器上，绳索的一端与着陆底板固定相连，另一端缠绕在转轴上，以在着陆底板下坠时带动转轴正转；蓄能组件设在转轴上，以在转轴正转时蓄能，并在着陆底板着陆后释放能量驱动转轴反转以缠绕的方式回收绳索；限制组件设在转轴上，以在着陆底板着陆后限制转轴，使其仅能反转。本发明应用于飞行器回收领域，在使用过程中能够有效避免飞行器硬着陆和反弹的发生，确保飞行器的安全着陆，且具有很好的通用性，能够适应多种地形。

摘要： 本发明给出了一种航天器垂直回收着陆系统、航天器及回收着陆方法，其中回收着陆系统包括设置在航天器底部的底部反推装置，用于在所述航天器降落时提供反向于降落方向的制动力；还包括至少3组均匀设置在所述航天器底部侧面的着陆缓冲装置。使用该系统的航天器包括但不限于运载器、返回舱及月球或行星着陆器，该系统主要由垂直反推装置和着陆缓冲装置两大部分组成；二者相互结合，相比于现有技术中的着陆装置，可避免着陆过程冲击过大而导致航天器及其主仪器设备的损坏。

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。