民用飞机航材支援网络选址因素权衡方法研究

民用飞机航材支援网络作为主制造商为客户提供航材的必要媒介,合理地搭建该航材支援网络有利于提高主制造商的服务品质和客户运营能力。基于Kriging方法,提出一种定性与定量相结合的民用飞机航材支援网络选址因素权衡方法,对选址因素进行梳理和分类,获取选址定量分析数据需求,并运用所提方法进行民用飞机航材支援网络选址因素权衡,进而对选址因素进行重要度评价;将该方法与层次分析法、响应面法、蒙特卡洛法进行对比分析,以验证其有效性和适用性。结果表明：本文所提方法可有效进行选址因素重要度评价,为民用飞机航材支援网络的搭建奠定基础。     

Area-oriented coordinated trajectory planning of dual-arm space robot for capturing a tumbling target

The growing amount of space debris poses a threat to operational spacecraft and the long-term sustainability of activities in outer space. According to the orbital mechanics, an uncontrolled space object will be tumbling, bringing great challenge to capture and remove it. In this paper, a dual-arm coordinated ‘‘Area-Oriented Capture"(AOC) method is proposed to capture a non-cooperative tumbling target. Firstly, the motion equation of the tumbling target is established, based on which, the dynamic properties are analyzed. Then, the ‘‘Area-Oriented Capture"concept is presented to deal with the problem of large pose(position and attitude) deviation and tumbling motion. An area rather than fixed points/devices is taken as the object to be tracked and captured. As long as the manipulators' end-effectors move to a specified range of the objective areas(not fixed points on the target, but areas), the target satellite will be hugged by the two arms.At last, the proposed method and the traditional method(i.e. fixed-point oriented capture method)are compared and analyzed through simulation. The results show that the proposed method has larger pose tolerance and takes shorter time for capturing a tumbling target.     

一种基于自测试的卫星快检技术研究

传统卫星设计以功能实现为主，可测试性较低，卫星综合测试基本依赖遥测遥控，测试周期长、效率低、成本高，不能很好地适应未来卫星批量化研制需求。参考民用汽车快速电检技术，从卫星可测试性与自测试设计出发，设计了基于总线调度的卫星快检系统，提高了卫星快速检修与快速发射能力，满足未来卫星低成本高效率研制需求。     

硅橡胶基防热涂层动态烧蚀行为及机理研究

针对两种典型硅橡胶基防热涂层开展高温燃气流烧蚀实验，通过对烧蚀后涂层的宏观及微观形貌分析，探讨了其防隔热机理及烧蚀模型。研究结果表明：烧蚀后两种涂层均存在液态层、陶瓷层、热解层以及原始层；烧蚀过程中甲基苯基硅橡胶涂层主要发生主链“回咬”成环反应，导致树脂基体交联密度降低，力学性能下降，涂层外表面发生开裂，甲基乙烯基硅橡胶涂层则主要发生侧基交联反应，使树脂基体交联密度上升，促进涂层发生陶瓷化转变；热辐射、热容吸热、热解反应吸热以及热阻塞效应为四种主要的热耗散机制，质量损失产生的原因主要包括反应气体释放以及气动剪切力导致的机械剥蚀。     

基于镁合金基体的螺纹连接承载性能研究

利用螺纹扭拉试验原理，针对航天用铸造镁合金螺纹连接问题，进行了螺纹紧固连接的量化研究。通过探究镁合金螺纹抗扭强度、扭拉关系和轴向承载能力，系统性的给出了镁合金螺纹的基本性能指标，对工程应用具有指导意义。     

基于机器学习的导弹干扰试验效果评估实证研究

针对复杂电磁环境下导弹干扰试验影响因素众多,难以量化,试验数据采集困难以及实验数据中普遍存在类不平衡等问题,基于机器学习创建导弹试验干扰效果评估模型,采用随机森林、支持向量机、朴素贝叶斯、多层感知机等常见模型对导弹试验干扰效果进行评估。特别针对小数据样本中的类不平衡问题提出 2阶段分类模型,采用过采样方式解决类不平衡问题并采用随机森林进行分类。基于开源的导弹干扰效果评估数据,通过实证研究说明,基于过采样的随机森林模型在干扰效果评估问题中具有较强的泛化能力和鲁棒性,在 AUC指标上,该模型比多层感知机模型在中位数上最多提高 60%,建议在后续的试验中采用该模型进行导弹干扰效果评估。     

国产中温固化热破胶膜性能

考察了一种适用于卫星太阳翼基板的国产中温固化胶膜的胶接性能和热破工艺性,并分别采用国产和进口胶膜,利用胶膜热破施胶方法制备了碳纤维网格面板/铝蜂窝芯夹层结构,对其弯曲性能进行评价。结果表明,国产胶膜的室温拉伸剪切强度（铝基材）为34.9 MPa,150 ℃时拉伸剪切强度降为10.2 MPa,-150 ℃时拉伸剪切强度降为30.4 MPa。碳纤维复合材料作为胶接基材时,室温拉伸剪切强度为17.5 MPa,破坏模式为基材分层破坏和胶黏剂内聚破坏的混合破坏模式。国产胶膜具有良好的热破工艺特性,在合适的工艺条件下,破孔率优于99.9%,90°板-芯剥离强度为15.4 N/cm;采用国产胶膜制备的蜂窝夹层结构的弯曲性能与采用进口Redux312UL的接近,弯曲刚度为1.94×10⁸ N·mm²,弯曲强度为35.7 MPa。     

飞行器航迹规划研究现状与趋势

介绍了飞行器航迹规划的特点,从安全性、航迹约束、飞行器的协作性以及规划时间等方面分析了飞行器航迹规划的基本需求;对当前国内外航迹规划研究现状进行了阐述,从规划环境表示、约束条件处理、航迹的隐蔽性、算法的实时性、可替换航迹、多飞行器协调规划等方面指出了现有规划方法需要解决的问题;指明了飞行器航迹规划进一步的研究方向。     

空间碎片撞击概率分析软件开发、校验与应用

航天器空间碎片撞击概率分析软件是我国独立设计开发的"空间碎片防护设计软件包"的重要组成部分。本文简要介绍了撞击概率分析软件的主要功能模块组成;重点对该软件的正确性进行了国际标准工况校验,并给出工程应用算例。