Multiobjective genetic optimization of Earth–Moon trajectories in the restricted four-body problem

In this paper, optimal trajectories of a spacecraft traveling from Earth to Moon using impulsive maneuvers (ΔV maneuvers) are investigated. The total flight time and the summation of impulsive maneuvers ΔV are the objective functions to be minimized. The main celestial bodies influencing the motion of the spacecraft in this journey are Sun, Earth and Moon. Therefore, a three-dimensional restricted four-body problem (R4BP) model is utilized to represent the motion of the spacecraft in the gravitational field of these celestial bodies. The total ΔV of the maneuvers is minimized by eliminating the ΔV required for capturing the spacecraft by Moon. In this regard, only a mid-course impulsive maneuver is utilized for Moon ballistic capture. To achieve such trajectories, the optimization problem is parameterized with respect to the orbital elements of the ballistic capture orbits around Moon, the arrival date and a mid-course maneuver time. The equations of motion are solved backward in time with three impulsive maneuvers up to a specified low Earth parking orbit. The results show high potential and capability of this type of parameterization in finding several Pareto-optimal trajectories. Using the non-dominated sorting genetic algorithm with crowding distance sorting (NSGA-II) for the resulting multiobjective optimization problem, several trajectories are discovered. The resulting trajectories of the presented scheme permit alternative trade-off studies by designers incorporating higher level information and mission priorities.     

柔性薄壁结构电子束焊接的变形控制

基于电子束焊接方法,探讨了功率分出轴柔性薄壁结构真空电子束焊接过程中的变形控制方法,提出了综合应用最小焊接热输入、减小焊接重叠角度和合理焊接装配及散热相结合的变形控制方法,有效地控制了焊接变形,实现了电子束焊接柔性薄壁结构的制造。     

基于正交回归的TC4合金本构关系研究

通过热物理模拟试验,系统地研究了主要热力参数(变形温度、变形速率、变形程度)与流动应力间的数值关系;采用正交设计原理,分析并回归出TC4合金的本构方程;定性地探讨了热力参数对TC4合金成形性能的影响规律,为TC4合金热变形数值模拟和热力参数的合理制定与控制提供了依据。     

钛合金的相变超塑性焊接工艺

采用Gleeble－1500热模拟试验机进行了钛合金（TA4）的相变超塑性焊接工艺研究及接头性能分析。试验表明，利用相变诱发的超塑性进行钛合金的固相焊接是可行的，接头强度接近基体强度。     

中国重型运载火箭动力系统研究

分析了未来航天发展趋势,指出为实现载人登月和深空探测,发展重型运载火箭,研制大推力火箭发动机势在必行.提出了中国重型运载火箭主动力--_1500吨级液氧煤油发动机和200吨级液氧液氢发动机的总体方案,确定了发动机的主要参数,明确了发动机的关键技术,考虑了发动机的研制条件,进行了发动机研制策划.根据中国的技术水平和经济实...     

嫦娥四号能量中性原子观测揭示太阳风与月面相互作用新特征

与地球不同,月球暴露在太阳风中。太阳风注入到月面,与月壤相互作用,部分太阳风质子以能量中性原子（Energetic Neutral Atom, ENA）的形式被月表散射。另外,月球局部地区的磁异常能阻挡太阳风到达月面,并形成微磁层,成为月面天然的保护屏障。然而以往相关的观测数据都来自轨道器,月面的真实情况无从知晓。嫦娥四号任务搭载的中性原子探测仪首次在月面就位测量ENA,为研究月面和太阳风相互作用提供了新的视角。本文综述了嫦娥四号的ENA探测,重点介绍了一些不同于以往遥感观测的新现象,包括月面ENA反射率较高,ENA通量向低能段聚集,以及除了氢ENA还有其他重成分ENA等。分析上游太阳风观测数据发现,月面对太阳风的作用主要体现在105~523 eV能量段,且在磁异常下游时ENA通量整体偏低。利用全球Hall MHD数值模拟,证明了微磁层是造成ENA通量降低的原因。同时,还发现月球微磁层的形成与太阳风动压以及离子惯性长度有关,微磁层内的静电场使得太阳风减速和偏转,对应的电势差为50~260 V。

     

液氧温度对某液氧液氢发动机性能影响研究

结合某液氧液氢发动机实际飞行中二次工作段入口液氧温度升高和推力下降现象,分析了液氧温度对发动机性能的影响方式和修正方法.通过过冷液氧的发动机试验,对液氧温度影响性能的两种方式分别进行了修正,可将某液氧液氢发动机二次工作段推力与一次工作段的偏差降低约24％,将发动机飞行燃烧室压力与交付值的偏差降低约8％.     

双(口恶)唑啉化合物改性热固性树脂的研究

采用自制2,2′-(1,3-苯)双(4,5-二氢)(口恶)唑分别与热塑性酚醛树脂或二氨基二苯甲烷(DADPM)进行聚合反应制得了聚醚酰胺树脂(PEAR)和聚氨基酰胺树脂(PAAR).实验表明PEAR的冲击强度达到6 kJ/m2以上,弯曲强度达到100MPa以上,且电绝缘性能优良,可作为H级绝缘材料使用;PAAR的冲击强度最高达到22kJ/m2,弯曲强度达到202 MPa,电绝缘性能较PEAR稍差,但仍然可作为H级绝缘材料使用,另外还可望作为无卤阻燃材料使用.以这两种高性能热固性树脂为基体可制备出性能优良的玻璃布复合材料.     

气氧/甲烷与气氢/气氧喷注器燃烧特性对比研究

为了获得气氧/甲烷与气氢/气氧两种推进剂组合燃烧特性的异同,将氢/氧气-气啧注器的设计经验用于气氧/甲烷气-气喷注器设计,在同一燃烧室中针对气氧/甲烷与气氢/气氧同轴剪切喷注器燃烧特性开展了数值仿真与试验研究.结果表明:在喷注器设计参数相似的情况下,气氧/甲烷喷注器尺寸与气氢/气氧喷注器尺寸相当;在相同的燃烧室设计压力、结构尺寸,以及两种推进剂组合均完全燃烧的情况下,要产生相同的推力,气氧/甲烷(混合比3.5)推进剂流量约为氢/氧(混合比6.0)推进剂流量的1.27倍,气氧/甲烷燃烧所需燃烧室特征长度约为氢/氧燃烧室特征长度的1.48倍,气氧/甲烷燃烧室壁面热载约为氢/氧燃烧室壁面热载的一半.     

Si粉特性对反应烧结Si3N4多孔陶瓷的强韧性及介电性能的调控作用

Si₃N₄多孔陶瓷具有优异的力学性能、介电性能、热学性能和化学稳定性等,特别适用于高温、大载荷、强侵蚀环境下的宽频透波材料。反应烧结Si₃N₄多孔陶瓷在性能、工艺和成本方面优势显著,原料Si粉特性显著控制着其物相、显微结构、力学和介电性能。本文以不同粒径和纯度的Si粉为原料制备注凝成形、反应烧结Si₃N₄多孔陶瓷。结果表明,双粒径配料使素坯产生紧密堆积效应,其遗传并进一步演化出两级显微组织强韧化机制,双粒径配料5 & 45 μm时的弯曲强度和断裂功获得最大值109.94 MPa和990.74 J/m²。该值分别比单粒径配料5和45 μm时的值提高了111.42%、25.97%和46.55%、20.46%;介电常数和介电损耗分别约为4.20和0.007。注凝成形、反应烧结Si₃N₄多孔陶瓷可以兼顾力学性能和介电性能,适用于透波罩等异形、大尺寸构件。