2021年 第8卷 第3期
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2021, 8(3): 215-226.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20210028
摘要:
针对月球采样返回任务要求，基于我国运载火箭研制进展、探月工程一期、二期技术基础，对探测器的总体方案、功能模块组成、发射方式、飞行过程等方面进行多方案多轮迭代权衡分析，并逐步优化，最终确定了“嫦娥五号”（Chang’E-5，CE-5）探测器模块组成、主要飞行过程。工程在轨结果充分证明了该方案符合我国探月工程发展规划和航天技术发展的预期，是先进可行的，设计过程采用的NAFVO（Need Available Feasible Viable Optimal）权衡设计方法可为复杂大型航天工程方案的设计提供有益的借鉴。
针对月球采样返回任务要求，基于我国运载火箭研制进展、探月工程一期、二期技术基础，对探测器的总体方案、功能模块组成、发射方式、飞行过程等方面进行多方案多轮迭代权衡分析，并逐步优化，最终确定了“嫦娥五号”（Chang’E-5，CE-5）探测器模块组成、主要飞行过程。工程在轨结果充分证明了该方案符合我国探月工程发展规划和航天技术发展的预期，是先进可行的，设计过程采用的NAFVO（Need Available Feasible Viable Optimal）权衡设计方法可为复杂大型航天工程方案的设计提供有益的借鉴。
2021, 8(3): 227-236.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20210023
摘要:
“嫦娥五号”（Chang’E-5，CE-5）任务飞行过程复杂、约束条件多，采样区域的选择与轨道设计密不可分。首次提出了基于轨道任务几何的采样区选择方法，以确保探测器任务时序安排紧凑、推进剂消耗少、发射窗口适应范围广、发射机会最多、并满足各个分系统要求。首先给出了工程实施代价最小的可行采样区范围，再综合考虑采样区的地形安全性和科学价值确定最终的采样区范围。与传统方法相比，本方法考虑了月球无人采样返回任务特有的采样区位置与飞行方案的强耦合性，从工程易实施、适应范围广等方面对采样区的位置和范围进行确定，从而确保了飞行方案实施最优性和广泛适应性。所设计采样区适应了发射窗口的变化，确保了飞行轨道方案保持不变。经过工程验证，所选择的采样区确保了“嫦娥五号”圆满完成了采样返回任务。
“嫦娥五号”（Chang’E-5，CE-5）任务飞行过程复杂、约束条件多，采样区域的选择与轨道设计密不可分。首次提出了基于轨道任务几何的采样区选择方法，以确保探测器任务时序安排紧凑、推进剂消耗少、发射窗口适应范围广、发射机会最多、并满足各个分系统要求。首先给出了工程实施代价最小的可行采样区范围，再综合考虑采样区的地形安全性和科学价值确定最终的采样区范围。与传统方法相比，本方法考虑了月球无人采样返回任务特有的采样区位置与飞行方案的强耦合性，从工程易实施、适应范围广等方面对采样区的位置和范围进行确定，从而确保了飞行方案实施最优性和广泛适应性。所设计采样区适应了发射窗口的变化，确保了飞行轨道方案保持不变。经过工程验证，所选择的采样区确保了“嫦娥五号”圆满完成了采样返回任务。
2021, 8(3): 237-243.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20210007
摘要:
受制于运载火箭的发射能力，深空探测器对重量指标要求格外苛刻。“嫦娥五号”（Chang’E-5，CE-5）轨道器供配电系统，采用了超高比能的太阳能电池及蓄电池设计、全新的母线拓扑结构，并通过一系列轻量化配电系统设计，将整个飞行器的功率重量比做到国内领先水平。飞行器供配电系统通过地面验证和飞行在轨试验，很好地完成了月面采样返回任务，此技术可为后续深空航天器供配电系统高比能研究和设计提供参考。
受制于运载火箭的发射能力，深空探测器对重量指标要求格外苛刻。“嫦娥五号”（Chang’E-5，CE-5）轨道器供配电系统，采用了超高比能的太阳能电池及蓄电池设计、全新的母线拓扑结构，并通过一系列轻量化配电系统设计，将整个飞行器的功率重量比做到国内领先水平。飞行器供配电系统通过地面验证和飞行在轨试验，很好地完成了月面采样返回任务，此技术可为后续深空航天器供配电系统高比能研究和设计提供参考。
2021, 8(3): 244-251.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200065
摘要:
基于“嫦娥五号”（Chang’E-5，CE-5）任务高安全性、高可靠性、高复杂度、高自主性的功能以及高实时性、强时序性的需求，开展了导航、制导与控制（Guidance，Navigation and Control，GNC）分系统应用软件高可信研制保障技术研究。针对自然语言需求定义方式无法精确描述一些关键复杂时序的问题，在需求分析阶段建立了基于时序安全性属性描述的形式化建模语言模型验证技术，保证了系统时序的安全性；针对人工走查难以发现的代码深层次脆弱性缺陷，在设计编码阶段结合飞行任务剖面提取了程序切片，提高了源代码缺陷定位效率，保障了编码的规范性与软件构件的功能正确性；针对复杂软件的海量测试用例无法快速执行的问题，在确认测试阶段，研究了基于状态图和序列图的测试用例生成方法，搭建了一键测试的自动测试系统，实现了海量测试用例的快速自动执行，有效提升了测试效率与测试覆盖性。通过各阶段地面仿真实验和在轨飞行试验验证，表明所提出的高可信软件研制保障技术方法有效可行。
基于“嫦娥五号”（Chang’E-5，CE-5）任务高安全性、高可靠性、高复杂度、高自主性的功能以及高实时性、强时序性的需求，开展了导航、制导与控制（Guidance，Navigation and Control，GNC）分系统应用软件高可信研制保障技术研究。针对自然语言需求定义方式无法精确描述一些关键复杂时序的问题，在需求分析阶段建立了基于时序安全性属性描述的形式化建模语言模型验证技术，保证了系统时序的安全性；针对人工走查难以发现的代码深层次脆弱性缺陷，在设计编码阶段结合飞行任务剖面提取了程序切片，提高了源代码缺陷定位效率，保障了编码的规范性与软件构件的功能正确性；针对复杂软件的海量测试用例无法快速执行的问题，在确认测试阶段，研究了基于状态图和序列图的测试用例生成方法，搭建了一键测试的自动测试系统，实现了海量测试用例的快速自动执行，有效提升了测试效率与测试覆盖性。通过各阶段地面仿真实验和在轨飞行试验验证，表明所提出的高可信软件研制保障技术方法有效可行。
2021, 8(3): 252-258.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20210019
摘要:
基于“嫦娥五号”（Chang'E-5，CE-5）月面无人采样返回钻取子系统，针对浅层松散剖面月壤取样难点，开展了钻取实验研究，实验结果表明钻进参数控制的钻压力是影响进样效果的关键特征量；建立了钻具与月壤相互作用有限元模型，通过对钻具周边的月壤应力场分析厚壁螺旋钻具进芯机制，发现排粉压力与进芯阻力之间的博弈关系是控制螺旋钻具进样的关键因素。对月壤与钻具之间的相互作用机理得到进一步认识，可为“嫦娥六号”及未来深空探测任务中采样作业规程提供技术支撑。
基于“嫦娥五号”（Chang'E-5，CE-5）月面无人采样返回钻取子系统，针对浅层松散剖面月壤取样难点，开展了钻取实验研究，实验结果表明钻进参数控制的钻压力是影响进样效果的关键特征量；建立了钻具与月壤相互作用有限元模型，通过对钻具周边的月壤应力场分析厚壁螺旋钻具进芯机制，发现排粉压力与进芯阻力之间的博弈关系是控制螺旋钻具进样的关键因素。对月壤与钻具之间的相互作用机理得到进一步认识，可为“嫦娥六号”及未来深空探测任务中采样作业规程提供技术支撑。
2021, 8(3): 259-268.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20210014
摘要:
针对深层月壤载荷复杂多变难以稳定可靠钻进取样的问题，为实现对螺旋钻具低速大扭矩启动和高速切削排土的回转驱动控制，采用冗余双备份绕组直流无刷电机作为螺旋钻具的驱动源，建立了双绕组直流无刷电机转矩与转速数学模型，设计了一种可适应双绕组同步工作的驱动电路拓扑结构方案，进行了仿真分析并结合样机开展了控制性能实验研究。结果表明，所设计的驱动电路拓扑结构方案满足模拟月壤和模拟月岩钻进采样过程的驱动控制需求，提高了系统钻进采样过程的安全性和可靠性，为“嫦娥五号”（Chang'E-5，CE-5）月球采样返回任务提供了支持。
针对深层月壤载荷复杂多变难以稳定可靠钻进取样的问题，为实现对螺旋钻具低速大扭矩启动和高速切削排土的回转驱动控制，采用冗余双备份绕组直流无刷电机作为螺旋钻具的驱动源，建立了双绕组直流无刷电机转矩与转速数学模型，设计了一种可适应双绕组同步工作的驱动电路拓扑结构方案，进行了仿真分析并结合样机开展了控制性能实验研究。结果表明，所设计的驱动电路拓扑结构方案满足模拟月壤和模拟月岩钻进采样过程的驱动控制需求，提高了系统钻进采样过程的安全性和可靠性，为“嫦娥五号”（Chang'E-5，CE-5）月球采样返回任务提供了支持。
2021, 8(3): 269-275.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20210016
摘要:
跳跃式再入返回是深空探测任务的关键环节之一，具有关键技术多、设计约束多、地面验证难等特点。本文按照航天器系统工程的设计思想，针对探月三期“嫦娥五号”（Chang'E-5，CE-5）的再入返回任务，开展了约束条件、再入走廊、气动外形、再入返回弹道设计，明确了各项设计要素之间的关系，提出了“嫦娥五号”返回器系统设计方案，并对再入返回飞行程序和关键任务环节设计进行了说明，经过返回器在轨实际飞行，表明了再入返回任务分析与设计思路正确，为后续的深空再入返回任务奠定了基础。
跳跃式再入返回是深空探测任务的关键环节之一，具有关键技术多、设计约束多、地面验证难等特点。本文按照航天器系统工程的设计思想，针对探月三期“嫦娥五号”（Chang'E-5，CE-5）的再入返回任务，开展了约束条件、再入走廊、气动外形、再入返回弹道设计，明确了各项设计要素之间的关系，提出了“嫦娥五号”返回器系统设计方案，并对再入返回飞行程序和关键任务环节设计进行了说明，经过返回器在轨实际飞行，表明了再入返回任务分析与设计思路正确，为后续的深空再入返回任务奠定了基础。
2021, 8(3): 276-283.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200054
摘要:
针对返回式深空探测器着陆回收过程中，使用测控网络、搜救卫星网络和区域定位网络时的信息不足之处，提出增加基于长基线时差体制无源定位信息的方法。根据返回式深空探测器信标的正弦调制包络特性，采用改进的双谱线算法对高精度频率进行估计，使用离散时间傅立叶变换算法进行初相和到达时间估计，并对信标信号时差测量精度进行了仿真。根据时差定位系统误差分布模型和信标信号时差测量精度，对信标信号时差定位精度分布进行了仿真，结果表明在100 km半径范围内定位误差均小于1 km。使用四方形布站方式，对深空探测器的返回器进行定位和动态跟踪模拟，结果表明距离误差优于1 km，方位误差优于1'。在多站时差无源定位方法的基础上，提出利用多普勒频差信息进一步实现对目标二维速度信息估计。针对高动态小目标、大着陆范围的返回式深空探测器解决了低空探测难题，实现了无缝隙无源探测定位，显著提升了着陆预报精度，为后续深空探测活动及任务规划奠定了技术基础。
针对返回式深空探测器着陆回收过程中，使用测控网络、搜救卫星网络和区域定位网络时的信息不足之处，提出增加基于长基线时差体制无源定位信息的方法。根据返回式深空探测器信标的正弦调制包络特性，采用改进的双谱线算法对高精度频率进行估计，使用离散时间傅立叶变换算法进行初相和到达时间估计，并对信标信号时差测量精度进行了仿真。根据时差定位系统误差分布模型和信标信号时差测量精度，对信标信号时差定位精度分布进行了仿真，结果表明在100 km半径范围内定位误差均小于1 km。使用四方形布站方式，对深空探测器的返回器进行定位和动态跟踪模拟，结果表明距离误差优于1 km，方位误差优于1'。在多站时差无源定位方法的基础上，提出利用多普勒频差信息进一步实现对目标二维速度信息估计。针对高动态小目标、大着陆范围的返回式深空探测器解决了低空探测难题，实现了无缝隙无源探测定位，显著提升了着陆预报精度，为后续深空探测活动及任务规划奠定了技术基础。
2021, 8(3): 284-289.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200053
摘要:
针对再入返回任务地面测控总体分析设计中多天多条弹道地面测站布局优化及返回过程中应急情况下快速测控资源调配的问题，提出了一种基于再入段返回器飞行弹道的测站区域分析方法。建立了测站、返回器的位置与测站工作仰角之间的关系模型，在此基础上提出了对返回器可见的测站分布区域确定的具体方法。利用再入返回过程的理论设计弹道，计算了地面测站的分布区域。仿真结果表明，所提出的方法能快速获取对返回器可见的测站区域，已成功应用于“嫦娥五号”（Chang'E-5，CE-5）工程任务中，其可为再入深空返回总体设计、返回应急测控提供借鉴和参考。
针对再入返回任务地面测控总体分析设计中多天多条弹道地面测站布局优化及返回过程中应急情况下快速测控资源调配的问题，提出了一种基于再入段返回器飞行弹道的测站区域分析方法。建立了测站、返回器的位置与测站工作仰角之间的关系模型，在此基础上提出了对返回器可见的测站分布区域确定的具体方法。利用再入返回过程的理论设计弹道，计算了地面测站的分布区域。仿真结果表明，所提出的方法能快速获取对返回器可见的测站区域，已成功应用于“嫦娥五号”（Chang'E-5，CE-5）工程任务中，其可为再入深空返回总体设计、返回应急测控提供借鉴和参考。
2021, 8(3): 290-298.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200050
摘要:
主要介绍了为实现采样区就位探测的科学目标和国旗展示任务，“嫦娥五号”（Chang'E-5，CE-5）探测器配置的有效载荷分系统所携带的全景相机、降落相机、月壤结构探测仪、月球矿物光谱分析仪4类科学载荷，及国旗展示系统、全景相机转台、载荷数据处理器等工程及支撑载荷，通过对各载荷系统的单机及分系统层面的减重设计、热设计、集成设计，圆满完成了分系统在轨工作任务。
主要介绍了为实现采样区就位探测的科学目标和国旗展示任务，“嫦娥五号”（Chang'E-5，CE-5）探测器配置的有效载荷分系统所携带的全景相机、降落相机、月壤结构探测仪、月球矿物光谱分析仪4类科学载荷，及国旗展示系统、全景相机转台、载荷数据处理器等工程及支撑载荷，通过对各载荷系统的单机及分系统层面的减重设计、热设计、集成设计，圆满完成了分系统在轨工作任务。
2021, 8(3): 299-305.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20210001
摘要:
针对“嫦娥五号”轨道器多载荷数据调度、存储复接、存储管理和高可靠性高要求，设计了基于NAND Flash芯片的数据复接及存储模块管理方案。采用具有抗辐照特性的Axcelerator系列反熔丝现场可编程门阵列（Field-Programmable Gate Array，FPGA）芯片作为主控制芯片，用于对多路载荷数据的调度管理和存储控制，采用大容量NAND Flash芯片用于对多种载荷和星上遥测的存储管理，实现了对多个数据源按要求进行数据记录、数据管理以及数据回放等功能。“嫦娥五号”任务在轨结果表明，经过数传帧编码以及可变速率回放，实现了深空探测对数据复接存储回放的要求，为后续深空探测数据的高速下传提供参考。
针对“嫦娥五号”轨道器多载荷数据调度、存储复接、存储管理和高可靠性高要求，设计了基于NAND Flash芯片的数据复接及存储模块管理方案。采用具有抗辐照特性的Axcelerator系列反熔丝现场可编程门阵列（Field-Programmable Gate Array，FPGA）芯片作为主控制芯片，用于对多路载荷数据的调度管理和存储控制，采用大容量NAND Flash芯片用于对多种载荷和星上遥测的存储管理，实现了对多个数据源按要求进行数据记录、数据管理以及数据回放等功能。“嫦娥五号”任务在轨结果表明，经过数传帧编码以及可变速率回放，实现了深空探测对数据复接存储回放的要求，为后续深空探测数据的高速下传提供参考。
2021, 8(3): 306-314.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20200096
摘要:
探测器着陆过程中可将不规则曲线作为视觉导航陆标，曲线精准匹配是进行视觉导航的重要前提。针对曲线描述符算法难以精准匹配、曲率匹配算法仅能处理两条曲线的问题，提出一种曲线描述符与曲率相结合的曲线精准匹配算法。通过Edge Drawing算法完成曲线提取后，对曲线及支撑区域构建描述符，根据最近邻距离比率原则完成粗匹配；之后计算曲线无符号曲率积分，以等积分间隔对曲率采样，并基于归一化互相关算法完成曲线精准匹配。实验结果表明，该算法在尺度、旋转与光照变换下可以达到84%以上精准匹配率。
探测器着陆过程中可将不规则曲线作为视觉导航陆标，曲线精准匹配是进行视觉导航的重要前提。针对曲线描述符算法难以精准匹配、曲率匹配算法仅能处理两条曲线的问题，提出一种曲线描述符与曲率相结合的曲线精准匹配算法。通过Edge Drawing算法完成曲线提取后，对曲线及支撑区域构建描述符，根据最近邻距离比率原则完成粗匹配；之后计算曲线无符号曲率积分，以等积分间隔对曲率采样，并基于归一化互相关算法完成曲线精准匹配。实验结果表明，该算法在尺度、旋转与光照变换下可以达到84%以上精准匹配率。
2021, 8(3): 315-323.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20210030
摘要:
设计具有任务自主规划能力的深空柔性多智能体探测器是未来深空探测技术研究和发展的重要方向。针对多智能体深空探测器在任务规划时涉及的对象多、约束复杂、深空环境不确定，以及传统的任务规划语言无法对其进行准确、直观、简洁描述的问题，提出基于知识图谱的多智能体深空探测器的知识表示方法。该方法首先对探测器系统进行知识抽取，然后通过知识融合将系统设备及其状态和动作进行关联，最后采用知识加工挖掘多智能体之间潜在的关系。通过与MA-PDDL方法进行对比，验证所提出的方法简单、直观，更有利于探测器实现自主、灵活、准确的任务规划。
设计具有任务自主规划能力的深空柔性多智能体探测器是未来深空探测技术研究和发展的重要方向。针对多智能体深空探测器在任务规划时涉及的对象多、约束复杂、深空环境不确定，以及传统的任务规划语言无法对其进行准确、直观、简洁描述的问题，提出基于知识图谱的多智能体深空探测器的知识表示方法。该方法首先对探测器系统进行知识抽取，然后通过知识融合将系统设备及其状态和动作进行关联，最后采用知识加工挖掘多智能体之间潜在的关系。通过与MA-PDDL方法进行对比，验证所提出的方法简单、直观，更有利于探测器实现自主、灵活、准确的任务规划。
2021, 8(3): 324-332.
doi:10.15982/j.issn.2096-9287.2021.20210010
摘要:
结合火星全向软着陆气囊构型及高强度性能要求，研究了深空大载荷航天器软着陆气囊制造技术。以涂覆Vectran囊体材料，运用缝纫、热合等制造工艺分别设计了不同的搭接面结构，通过缝纫和热合的工艺控制过程对9种结构搭接面的力学性能、气密性能开展测试，结果表明：组合式叠缝（20 mm）搭接面构型最优，强度效率高达85.9%。将该搭接面结构应用于深空大载荷飞船软着陆气囊，通过飞船投放回收着陆试验，结果表明：试验效果良好，试验中模型着陆稳定，无侧翻及明显反弹；试验后检查气囊和模型均结构完好，没有出现破损现象，验证了该搭接面构型用于深空大载荷航天器软着陆气囊制造的可行性。
结合火星全向软着陆气囊构型及高强度性能要求，研究了深空大载荷航天器软着陆气囊制造技术。以涂覆Vectran囊体材料，运用缝纫、热合等制造工艺分别设计了不同的搭接面结构，通过缝纫和热合的工艺控制过程对9种结构搭接面的力学性能、气密性能开展测试，结果表明：组合式叠缝（20 mm）搭接面构型最优，强度效率高达85.9%。将该搭接面结构应用于深空大载荷飞船软着陆气囊，通过飞船投放回收着陆试验，结果表明：试验效果良好，试验中模型着陆稳定，无侧翻及明显反弹；试验后检查气囊和模型均结构完好，没有出现破损现象，验证了该搭接面构型用于深空大载荷航天器软着陆气囊制造的可行性。
