Deorbiter CubeSat mission design

This paper presents the mission design for a CubeSat-based active debris removal approach intended for transferring sizable debris objects from low-Earth orbit to a deorbit altitude of 100 km. The mission consists of a mothership spacecraft that carries and deploys several debris-removing nanosatellites, called Deorbiter CubeSats. Each Deorbiter is designed based on the utilization of an eight-unit CubeSat form factor and commercially-available components with significant flight heritage. The mothership spacecraft delivers Deorbiter CubeSats to the vicinity of a predetermined target debris, through performing a long-range rendezvous maneuver. Through a formation flying maneuver, the mothership then performs in-situ measurements of debris shape and orbital state. Upon release from the mothership, each Deorbiter CubeSat proceeds to performing a rendezvous and attachment maneuver with a debris object. Once attached to the debris, the CubeSat performs a detumbling maneuver, by which the residual angular momentum of the CubeSat-debris system is dumped using Deorbiter’s onboard reaction wheels. After stabilizing the attitude motion of the combined Deorbiter-debris system, the CubeSat proceeds to performing a deorbiting maneuver, i.e., reducing system’s altitude so much so that the bodies disintegrate and burn up due to atmospheric drag, typically at around 100 km above the Earth surface. The attitude and orbital maneuvers that are planned for the mission are described, both for the mothership and Deorbiter CubeSat. The performance of each spacecraft during their operations is investigated, using the actual performance specifications of the onboard components. The viability of the proposed debris removal approach is discussed in light of the results.     

插装式液控能源选择阀的设计与分析

针对液压系统油源的安全性及可靠性问题，提出油源冗余设计方法，即多油源供给多负载，当某一油源发生故障时能源选择阀切断故障油源，由其他油源给负载提供基本液压能源，系统能完成必须的服役性能。针对液压系统能源选择阀存在的频繁换向与振动问题，提出一种插装式液控能源选择阀，其先导阀采用锥阀和可变阻尼形式，主阀采用三台肩且终端有缓冲功能的滑阀。建立了插装式液控能源选择阀的数学模型，分析了能源选择阀在两种模拟故障下的切换压力及切换时间、油源压力脉动等特性。理论分析结果表明，油源压力阶跃和线性变化时，某能源选择阀切换时间分别为5 ms和7 ms。当压力发生波动时，主阀不会发生振动，还可通过液控先导阀结构设计来控制切换压力和回复压力大小。     

碳纳米管阵列推力器放电特性的数值模拟研究

基于直接蒙特卡洛(DSMC)算法、浸入式有限元算法(IFE)、粒子云及蒙特卡洛碰撞(PIC-MCC)算法以及Ammosov-Delone-Krainov(ADK)隧穿电离模型建立了碳纳米管阵列推力器工质气体和CNT场电离过程的三维仿真模型。利用文献中的实验数据对本文仿真模型的有效性进行了验证,结果表明本文仿真模型与实验结果基本一致。针对碳纳米管阵列推力器的放电特性进行了研究,并重点分析了离子与原子碰撞过程对碳纳米管阵列推力器放电特性的影响。结果表明CNT可以极大地增强局部电场,稳态时场增强因子约为1308;与原子的碰撞使得离子在CNT附近更加集中,降低了局部电场,进而降低了其场增强能力。     

GEO/IGSO混合区域导航星座的设计与优化算法

区域导航星座能够以较低成本和较短时间获得目标区域导航能力，且地球同步轨道是构建非极区区域导航星座的重要轨道类型。提出一种基于GEO（地球静止轨道）和IGSO（倾斜地球同步轨道）的区域导航星座设计方法。基于星下点轨迹特性构造对称星座设计参数和优化参数集，并考虑地球扁率长期摄动影响，计算星座轨道参数。以导航服务区的统计GDOP（几何精度因子）为目标函数，利用差分进化算法构建星座优化模型。以印度IRNSS的7星星座为例，仿真检验了设计和优化算法的正确性，讨论了IRNSS星座优化构型和轨道类型选取。本方法采用的对称星座设计参数少，能够提升GEO/IGSO混合区域导航星座的全局优化效率，为后续非对称星座快速提供最佳星数和构型设计。     

螺旋爆轰内部胞格结构实验探索

为研究螺旋爆轰胞格结构，选取预混气C2H2+2.5O2+85%Ar、C2H2+2.5O2+70%Ar与C2H2+5N2O在光滑管中进行爆轰实验，使用烟膜记录管道侧壁与端面胞格结构。编写MATLAB程序处理烟膜记录，比较侧壁横波间距、端面胞格直径平均值，以及相邻端面胞格中心点距离平均值与标准差。其中，侧壁横波间距明显大于管壁附近端面胞格直径平均值。另外，相较于稳定气，不稳定气近管壁与近管轴区域的端面胞格直径差异更大，不同压力下预混气C2H2+5N2O近管壁与近管轴区域的端面胞格直径差异分别为47.91 %、59.64 %、40.42 % 与37.21 %。为进一步探索爆轰波内部结构，使用CH4+2O2在5 mm、15 mm与25 mm宽度的环形管进行实验，对比侧壁及端面烟膜结果可观测到内部螺旋横波旋转方式。相对环管宽度而言，初始压力是胞格尺寸的主要影响参数，而整体上外侧壁胞格尺寸稍大于内侧壁胞格尺寸。     

铝颗粒云燃烧研究进展

为探究铝颗粒云燃烧特性，把握其研究进展，并为后续研究工作提供参考，本文首先简述了铝颗粒点火、燃烧过程，总结了铝颗粒燃烧机理；其次，综述了铝颗粒云燃烧的实验、理论和模拟研究进展，从不同维度分析了影响颗粒云火焰速度的关键参数，并提出颗粒云燃烧的研究方向，包括提升颗粒云燃烧实验颗粒分散均匀性与表征精度、降低火焰传播速度等实验结果散差、改善颗粒云燃烧理论预测模型精度及构建实用的颗粒云燃烧模拟CFD模型。     

基于深度神经网络的客机总体设计参数敏感性分析

飞机总体主要设计参数敏感性分析揭示了总体主要设计参数对飞机特性指标的影响，有助于总体设计方案的决策。针对宽体客机总体主要设计参数敏感性问题，根据其总体主要设计参数和特性指标的特点，以及多学科间的耦合关系，建立了深度神经网络模型。该深度神经网络模型以客机总体主要设计参数为输入，对特性指标进行预测。在深度神经网络模型中，设置了多个输入层、多个输出层以及多个分块的隐藏层，从而模拟客机总体主要设计参数对特性指标的影响以及不同特性指标之间的相互作用。测试结果表明，与传统代理模型相比，深度神经网络模型对客机特性指标的预测精度更高，多参数适应性更好。利用该深度神经网络模型对客机总体主要设计参数进行敏感性分析。分析结果表明，机翼1/4弦线后掠角在30°~31.5°时，有利于减少最大起飞重量和起飞平衡场长；发动机海平面最大静推力和机翼面积对客机直接使用成本、最大起飞重量等特性指标的影响最为显著。     

金属增材制造数据处理与工艺规划研究综述

金属增材制造数据处理与工艺规划是金属增材制造软件系统的核心,涵盖了金属支撑结构设计、模型切片以及路径规划等内容,决定着最终金属零部件的产品性能。从金属增材制造模型前处理出发,较为全面地概述了与之相关的多类型支撑设计和新型支撑优化等数据处理内容,针对金属增材制造数据处理中模型切片这一关键环节,分别从平面切片、自适应切片和曲面切片等方面进行了研究进展综述,同时对金属增材制造工艺中的路径规划研究进展进行了概述,最后对其发展趋势做了初步展望。     

Solar sailing in realistic mode,based on a locally-optimal control laws

Ballistic design of solar sailing missions in the solar system is composed of defining the design parameters, the control programs, and the trajectories that provide performance goals of a flight. The use of a solar sail spacecraft imposes specific restrictions on mission parameters that include the degradation limit on the flight duration, the maximum temperature of solar sail's surface, the minimum distance from the Sun, the maximum angular velocity of the spacecraft's rotation and others.Many authors considered the impact of these restrictions on the design of the mission separately, but they used a sophisticated method of finding the exact optimal motion control or applied the most straightforward laws of motion control. This paper uses local-optimal control laws at the complete mathematical models of motion and functioning of solar sail spacecraft to describe a technique of designing interplanetary missions. The described method avoids the need to obtain an accurate optimal solution to the control problem and does not cause significant computational difficulties.     

守恒型可压缩一维湍流方法及其在超声速标量混合层中的应用

一维湍流（ODT）方法是一种能在一维计算域上遵循湍流基本物理规律的湍流建模方法。通过结合确定性和随机性求解方法，能够在一维计算域上准确捕捉到湍流统计规律，且降维建模可显著减小计算量。ODT方法主要被广泛用于不可压湍流和湍流燃烧研究，若要将其拓展用于模拟高速可压缩湍流，需对建模方法进行深度改进。相比于不可压ODT方法，本文基于欧拉参考框架，针对可压缩湍流的特性，将因变量由原始变量改为有利于减小可压缩湍流模拟误差的守恒通量，并加入了组分求解模块。对确定性和随机性求解模块均进行了相应的深度改进，开发出具有标量混合模拟功能的守恒型可压缩ODT方法。在确定性模块中改为求解以守恒通量为变量的一维截断控制方程，在随机性模块中构造一维涡时，将三联映射的作用对象也相应地由原始变量改为守恒通量，并选用了可保证变密度情况下动量守恒的双核变换。通过模拟空间发展超声速平面湍流混合层并将自相似阶段结果与实验结果比对，验证该方法对可压缩剪切湍流场中标量混合的捕捉精度。守恒型可压缩ODT方法模拟得到的速度场和组分场的平均剖面和脉动强度分布与实验结果准确吻合，精度明显优于传统的耦合梯度扩散亚格子模型的大涡模拟方法（LES-GRAD.DIFF.）以及耦合线性涡（LEM）亚格子模型的大涡模拟方法（LES-LEM），且该方法的降维处理使其在降低计算成本方面具有显著优势。