大型复合材料筒形结构自动铺带技术

采用国产T300/605热熔法预浸料,对大型复合材料筒形结构自动铺带技术进行了研究.通过对自动铺带角度的工艺优化,铺带角度进行微调,实现了复合材料筒形结构的满覆盖铺放.在此基础上进行了大型复合材料筒形结构的自动铺带工艺试验,对自动铺带工艺试验件进行无损检测及取样性能测试.结果表明:预浸料铺覆性良好,自动铺带成型的预浸带间隙或重叠≤1 mm,铺带角度与理论铺带角度偏差≤0.2°.试验件成型质量良好,自动铺带技术可以满足大型复合材料结构高质量成型需求.     

两米光栅—线纹自动测量仪测量不确定度的评定(一)

以不确定度的概念对两米光栅—线纹自动测量仪的测量质量、水平进行了评定,给出了该仪器测量光栅尺和线纹尺的不确定度指标。     

应用太阳帆悬停探测哑铃形小行星

研究了太阳帆航天器在哑铃形小行星引力场内的悬停探测可行性问题。哑铃形小行星代表了一类细长形的小行星,文中首先建立哑铃形小行星的简化动力学模型。针对可变反射面积的太阳帆,给出其在小行星引力场内的悬停动力学方程,并仿真求解了哑铃形小行星附近的太阳帆可行悬停探测区域。     

基于目标导向的连续型机器人路径规划

采用连续型机器人对空间约束严格的飞机油箱进行检查,研究了其在类似凸体空间内的路径规划问题,提出一种基于目标导向的规划算法.针对空间盲目搜索算法时间复杂度高问题,研究降维和区域划分策略.引入目标导向角,建立目标点与变量搜索范围的关系,优化搜索过程并设计评价函数对搜索结果寻优.进行仿真实验,结果验证了算法的可行性和有效性.     

SDUV方法中组织振动信号提取算法比较

组织振动信号的提取是剪切波频散超声振动成像技术(SDUV)方法中的重要步骤.目前,SDUV方法中有两种常用的组织振动信号提取算法,正交解调法(QDM)和互功率谱法(CSM),但是未见比较这两种算法提取质量差异的相关研究.因此,构造了不同信噪比(SNR_U)的参数化仿真超声回波信号模型,分别使用QDM和CSM从超声回波信号中提取组织振动信号,比较了两种方法的提取效果与计算效率.实验结果表明,当SNR_U≥35 dB,两种算法在相同信噪比下提取出的信号所分离出的振动相位结果相近,标准差均小于1°,对于剪切波波速的计算结果没有太大影响.CSM的计算效率低于QDM的计算效率.因此,当SNR_U<35 dB,为了减小振动信号初始相位的提取误差,应该使用CSM提取组织的振动信号.当SNR_U≥35 dB,应该选择QDM提取组织的振动信号,以减少信号处理时间.本研究的发现有助于提高SDUV方法的检测效率.     

精确动力学模型下的火星探测轨道设计

首先在二体意义下采用粒子群优化算法（PSO）求解Lambert问题,确定发射窗口和二体地火转移轨道。使用圆锥曲线拼接法设计地心停泊轨道、逃逸轨道,并作为轨道精确设计的初值,以建立在火星的B平面参数和地火转移时间为约束,在精确动力学模型下进行微分迭代修正,最终得到满足约束的精确轨道。将设计轨道在STK软件中仿真,结果吻合。     

基于交会对接CCD光学成像敏感器的双目测量算法

在空间交会对接近距离逼近阶段,CCD光学成像敏感器作为相对导航信息获取的主要测量敏感器,其测量性能直接关系到空间交会对接能否成功.针对适用于空间交会对接过程中CCD光学成像敏感器的双目测量算法展开研究,推导了基于主像机坐标系的双目测量算法计算公式,并重点对其抗干扰能力进行研究,最后对该双目测量算法进行了仿真分析并给出了仿真结果.     

小行星防御动能撞击效果评估

以动能撞击防御潜在威胁小行星概念为背景,采用物质点法(Material Point Method,MPM)模拟了铝弹高速撞击S型小行星的过程,将撞击结果导入引力N体–离散元动力学模型中,对其后续演化过程进行仿真,并分析了撞击后碎片对地球的威胁指数。结果显示小行星在高速撞击的作用下部分破碎,大量碎片以与撞击方向相反的速度向外喷射,从而提升了小行星的撞击偏移效果。研究采用了两种不同结构的小行星模型:完整结构(monolithic structure)的小行星在遭受撞击后会喷射出比原小行星小得多的碎片,而碎石堆结构(rubble-pile structure)的小行星在撞击作用下可分裂成大小和速度分布较为均匀的碎片。威胁指数的分析表明动能撞击方式确实有效减小了小行星的威胁程度,撞击后的最大剩余碎片可被成功偏移至安全轨道,但仍有部分碎片会与地球相撞。与完整结构相比,针对碎石堆结构小行星的撞击防御的总体效果更好,次生灾害主要为大质量碎片的撞击。研究方法可用于未来开展防御小行星的动能撞击任务的撞击条件选择和撞击结果预估。     

Fast solar sail rendezvous mission to near Earth asteroids

The concept of fast solar sail rendezvous missions to near Earth asteroids is presented by considering the hyperbolic launch excess velocity as a design parameter. After introducing an initial constraint on the hyperbolic excess velocity, a time optimal control framework is derived and solved by using an indirect method. The coplanar circular orbit rendezvous scenario is investigated first to evaluate the variational trend of the transfer time with respect to different hyperbolic excess velocities and solar sail characteristic accelerations. The influence of the asteroid orbital inclination and eccentricity on the transfer time is studied in a parametric way. The optimal direction and magnitude of the hyperbolic excess velocity are identified via numerical simulations. The found results for coplanar circular scenarios are compared in terms of fuel consumption to the corresponding bi-impulsive transfer of the same flight time, but without using a solar sail. The fuel consumption tradeoff between the required hyperbolic excess velocity and the achievable flight time is discussed. The required total launch mass for a particular solar sail is derived in analytical form. A practical mission application is proposed to rendezvous with the asteroid 99942 Apophis by using a solar sail in combination with the provided hyperbolic excess velocity.     

CAST激光驱动微小飞片及其超高速撞击效应研究进展

激光驱动飞片技术(LDFT)在模拟微米级空间碎片对航天器的超高速撞击效应方面具有独特的优势。文章全面介绍了北京卫星环境工程研究所在激光驱动飞片技术与微米级空间碎片超高速撞击效应地面模拟研究中取得的若干进展,包括激光驱动飞片的理论计算、超高速飞片的稳定发射技术、超高速飞片速度瞬态测量技术、航天器外露表面的超高速撞击特性、超高速撞击累积损伤评价方法,以及微米级空间碎片超高速撞击防护技术探索等研究。同时,展望了激光驱动飞片技术以及微米级空间碎片累积撞击实验研究的发展方向。