航天器受控绕飞任务规划与自主通用软件实现

针对日益复杂的太空安全形势和空间在轨服务需求,基于自研的自主航天任务设计工具箱研究了航天器受控绕飞轨迹设计及规划方法。假设航天器采用多脉冲机动完成受控绕飞任务,首先分析受控绕飞的任务流程,并给出进入绕飞段和快速绕飞段的轨迹设计方案;然后,针对目标航天器轨道为圆轨道和非圆轨道的情况,计算了多脉冲拱线抵近和多脉冲圆形绕飞过程中各导航点位置和所包含瞄准序列段的参数;最后,通过自主航天任务设计软件实现了受控绕飞任务的轨迹规划,对绕飞参数进行了分析。仿真结果表明:受控绕飞所需总的速度脉冲随进入绕飞段的任务时间和最大转移飞行角的增大而减小,随快速绕飞段绕飞半径、绕飞点数、绕飞周期时间比例的增加而增加。

载人月球探测序列任务组合仿真设计与试验

针对载人月球探测序列飞行任务仿真需求,提出采用一套模型和一个仿真平台实现多个序列飞行任务的组合仿真设计。根据基于地月空间站的无人绕月飞行、地月空间站部署、载人环月飞行和载人登月飞行4类序列任务特点,抽象出通用动力学、自由返回地月转移规划、一般地月转移规划、GNC、测控通信等通用化仿真模型,设计了dSIM仿真平台,采用分布式仿真中间件、标准化模型规范和可视化模型组合等技术,将仿真模型通过平台组合形成具备4种任务仿真功能的仿真系统。采用建立的仿真系统对载人月球探测序列飞行任务进行了仿真,仿真结果表明组合化设计思想能够适应序列飞行任务仿真。

异构编队卫星近距离操作轨迹规划方法

针对编队卫星的空间在轨服务任务,提出一种多类载荷异构星群的协同操作方案。首先,考虑星间自主通信,建立了由一颗主故障识别的观测卫星和多颗主维修补给的操作卫星构成的编队系统。其次,提出一种基于循环交替策略的多星协同轨迹规划方法,并基于差分进化算法优化了星群轨迹。最后,结合算例仿真,分析了系统内各成员卫星在编队控制过程中所需的脉冲大小以及编队系统整体的安全性能。仿真结果表明,异构编队系统可快速规划出安全性较高、鲁棒性较强的在轨服务轨迹,具有一定的工程应用价值。

多约束多星快响巡察任务规划方法

多星快响巡察任务是指多个目标卫星出现不明状况,巡察服务平台在短时间内进行轨道转移,携带多个子航天器对目标进行飞越巡察。对于该问题的任务规划,首先基于共面机动给出了平台调相策略并建立了满足光照和机动能力等约束的巡察窗口筛选计算模型;其次提出了一种贪婪搜索和多轮规划的方法,用于确定任务分配方案和巡察次序;最后在高精度轨道模型下验证了方法的有效性并将该方法与混合编码遗传算法进行了对比。在算例中,该方法的优化效果稍优于混合编码遗传算法,而且求解效率是后者的约227倍,表明贪婪搜索和多轮规划方法更适用该问题的高效求解。

多因素空间近距离巡查效能评估建模

空间近距离巡查可以开展对目标的近距离观测和监视,用于识别目标类型和工作状态等,对在轨服务、博弈对抗等军民领域均具有重要意义。分析了空间巡查任务的一般形式,并以近距离巡查最常用的光学观测为对象,构建了巡查观测的约束模型和相对距离因素评估模型、有效观测时间评估模型、目标观测角度评估模型等多因素的观测任务效能评估模型,解决了面向巡查任务全过程的综合效能评估问题,可以更好地支撑基于评估结果的巡查策略设计和巡查轨迹优化等。基于数值算例分析和半实物仿真实验,对提出的评估模型进行了仿真验证,结果显示实际观测效果和模型评估结果一致。

基于Abaqus的航天服波纹式肘关节有限元仿真平台开发

为提高航天服肘关节结构设计的高效性与便捷性,开发了高度集成化的航天服波纹式肘关节有限元仿真分析平台。首先,考虑材料特性、几何尺寸以及人服接触等因素,建立了参数化的仿真模型;然后,基于改进的Preisach模型,提出了复杂运动历程中关节阻力矩的预测方法;最后,通过Abaqus软件预留接口将参数化仿真模型与阻力矩预测方法进行了集成,并设计了可视化的图形界面。采用该平台对航天服波纹式肘关节进行仿真分析,得到了阻力矩-转角迟滞特性曲线,在此基础上对复杂运动历程下的阻力矩进行了预测,预测结果与仿真结果的最大误差小于5%。结果表明:该仿真平台能够有效求解关节阻力矩特性,实现阻力矩的快速预测。

空间站短期任务时间约束处理方法研究

针对空间站短期任务规划在处理任务相对时间约束时迭代判断次数多、计算效率低的问题,提出一套可快速准确对任务相对时间信息进行处理的方法。梳理空间站短期任务规划中任务相对时间约束的特点,建立通用的时间约束描述模型;基于模型将具有时序关系的关联任务梳理成任务时序链,并建立根据任务时间约束类型而划分任务层级的时间约束层次网络,提出考虑任务关联重要度的冲突化解策略;设计出基于标称时间的时间冗余启发规则规划流程,使规划可以由时间确定任务向时间不确定任务层层递推,减少规划中反复搜索,提升计算效率;最后通过一个包含177个任务的规划场景验证方法的有效性。结果表明:所提算法在处理相对时间约束的规划问题时效率比已有的规划方法提高约20%。

基于非线性相对运动方程的碰撞规避机动规划方法

针对空间目标数量急剧增加带来的航天器碰撞风险增加问题,提出基于解析非线性相对运动方程的碰撞规避机动规划方法。首先,基于航天器控前飞行轨迹的精密星历及相对运动坐标系下的解析非线性相对运动方程,建立控后飞行轨迹的快速构建方法;其次,利用两目标接近数值分析算法,基于等效距离指标对航天器控后飞行轨迹与已编目空间目标的碰撞风险进行快速评估;最后,以变轨时刻及半长轴控制量为优化变量,以总速度增量最小为目标函数,以控后飞行轨迹的接近距离大于给定门限值为约束条件,建立碰撞规避机动优化模型。通过对实际任务背景的算例分析表明,提出方法得到的碰撞规避机动方案可有效降低碰撞风险。

一种面向旋转空间站的绕月双曲交会导引控制方法

针对面向环月旋转空间站的绕月双曲交会导引过程,提出一种多阶段导引控制方法。关于近程导引的设计,采用连续推力条件下相平面开关控制的方法进行制导。关于远程导引的设计,提出基于偏差演化线性近似法的脉冲修正控制方法,达到了远距离粗制导的目的。对可能存在的异面偏差扰动,采用一种阻尼振动形式的控制加速度进行异面偏差修正。仿真结果表明,该方法能够精准高效地解决面向旋转空间站的绕月双曲交会导引控制问题。研究结论可为降低载人月球探测任务运输成本提供参考。

基于物理规划的多星多站访问规划

随着在轨卫星数量增加,对大量卫星进行有效监管具有迫切需求,需要研究如何合理分配和调度有限的地面资源对卫星进行访问。提出了一种基于物理规划的多星多站访问指派规划方法,以地面设施对卫星的访问窗口指派为设计变量,以相同地面设施相邻访问窗口的最小时间间隔及单个地面设施的最大访问次数为约束条件,以任务耗时、考虑成功率的访问收益、访问成本为目标函数,建立了考虑成本和收益的多星多站非均衡访问规划模型;采用物理规划将多目标函数合理地映射为单目标函数,使用差分进化算法进行寻优。将所提方法应用于3站4星的小规模问题及20站96星的大规模问题的求解。结果表明,所提方法能够获得符合约束的权衡多目标偏好的解。相较于加权法和约束法等,求解更加稳定高效,各指标均能得到均衡的优化。

基于打水漂原理的水面滑翔装置仿真分析

基于打水漂原理设计一种新型的水面滑翔装置,采用流固耦合方法对该水面滑翔装置的动力学响应进行研究,分析水面滑翔装置不同入水速度、入水角度对弹跳性能的影响。结果表明:单个圆柱体的击水弹跳过程主要分为触水、滑行、出水和离水等4个阶段,能够实现单个圆柱体一次击水弹跳过程的临界入水速度、临界入水角度为40 m/s、12°。当水面滑翔装置载质量为2 t时,能实现至少2次弹跳的临界入水速度、入水角度为80 m/s、8°,且弹跳距离>100 m。

基于可达区预测的高速机动目标多弹拦截决策

针对大气层内高速机动目标的多弹拦截问题,提出了一种基于可达区预测的多弹拦截决策方法。基于机动能力分析与曲线拟合方法建立了拦截弹可达区的解析模型,可实现在给定发射点与预测命中点后拦截弹可达区边界生成;结合进攻弹的可达区快速预测方法,将高速机动目标的多弹拦截决策转化为攻防可达区覆盖优化问题,设计寻优算法并求解得到使用最少拦截弹覆盖最大范围进攻弹可达区的多弹拦截策略;通过数值仿真验证了所提方法的有效性。

固体火箭发动机粘接界面剪切蠕变特性分析与快速预测模型

固体火箭发动机在立式贮存期间,受自重载荷影响,在侧壁粘接界面会产生剪切蠕变行为,威胁发动机的结构安全性和贮存寿命。为研究粘接界面剪切蠕变特性,对某型发动机剪切界面试验件进行了多种温度与应力下的剪切蠕变实验,获得其剪应变-时间关系,分析了粘接界面力学性能随温度与剪切蠕变载荷变化的响应和规律,最终构建了一种适用于线性粘弹性阶段的发动机粘接界面剪切蠕变快速预测模型。结果表明,该快速预测模型构建方式简单,且预测值与实验值相差低于10%,可以较好地预测线性粘弹性阶段粘接界面短期蠕变行为。

立贮固体发动机黏接界面剪切破坏风险研究

目的评估长期立贮固体发动机黏接界面因剪切变形导致破坏的风险。方法对固体发动机黏接界面剪切试件进行高温加速老化,而后对老化剪切试样进行定速拉伸剪切试验,依据剪切试验结果,总结固体发动机黏接界面力学性能的老化规律。基于Arrhenius方程外推得到固体发动机黏接界面考虑老化的剪切变形破坏判据,采用该破坏判据对立式贮存15 a的某型固体发动机黏接界面因剪切变形发生破坏的风险进行评估。结果黏接界面在经过15 a的老化后,其最大剪切变形为0.7926 rad,比初始性能下降5.31%。选定某型固体发动机进行长期立贮工况计算,仿真计算结果显示,该固体发动机立贮15 s时,黏接界面危险点处的切向应变值0.4633 rad。该值小于老化15 a后黏接界面剪切变形破坏起始点,即该发动机在立式贮存15 a后,界面剪切变形程度未达到破坏阈值。结论该破坏判据能够较为直观地对长期立式贮存固体发动机黏接界面因剪切变形发生破坏的风险进行评估,可为长期贮存固体发动机黏接界面结构完整性评估提供借鉴参考。

长期立贮固体发动机药柱变形预估方法研究

目的研究老化与颠振影响下长期立式贮存固体发动机药柱的蠕变特性,基于广义Kelvin模型,构建一种考虑老化和损伤因素的蠕变本构模型。方法通过开展温度与应力加速蠕变试验、高温加速老化试验以及往复拉伸损伤试验,获得老化与损伤对蠕变的影响规律,建立蠕变预测模型,获取模型参数,并将其嵌入有限元软件。结果利用所得蠕变本构模型计算了某型发动机立式贮存15a后药柱蠕变的应力应变,结果表明,考虑老化因素后,发动机药柱的最大等效应力增大了96.84%,最大等效应变减小了4.07%,在同时考虑老化与损伤因素后,最大等效应力增加了82.77%,最大等效应变减小了3.62%。结论对比不同条件下的仿真结果,老化和损伤对发动机蠕变状态的影响较大。使用该模型能够较好地体现出固体发动机药柱的老化硬化和损伤软化。

基于匈牙利算法的多导弹阵地拦截指派规划

构建了多导弹阵地协同拦截多目标模型,基于拦截弹空间可达域分析得到拦截窗口,以完成任务时间最短为优化变量,利用改进的匈牙利算法进行求解,得到拦截任务指派方案。对5个阵地协同拦截5个来袭目标问题进行了应用分析。结果表明:提出的规划方法能够有效求解多导弹阵地拦截指派问题;采用每个阵地多次发射策略,可缩短连续发射准备时间间隔,有利于快速完成拦截任务。

地固系下航天器单脉冲轨道机动可达域求解算法

航天器轨道机动可达域是空间态势的有效表征方法,对空间目标机动监测、威胁评估和碰撞预警等有重要意义。特别地,地固系下的轨道机动可达域对分析机动卫星星下点轨迹变化、静止轨道机动卫星可达区域等作用显著。现有关于可达域的研究多针对惯性系下绝对可达域的求解,地固系下可达域的求解方法目前尚无研究。由于存在坐标系旋转引起的时间变量耦合,地固系下可达域的求解不如地心惯性系下容易。针对该问题,本文提出了一种基于可达性约束和时间约束的可达域计算方法。首先,在地惯系下通过两点边值问题的边界速度双曲线建立近心点坐标系下任意方位是否可达的可达性判据;其次,通过地固系和地惯系之间的转换关系建立地固系下任意方位可达的时间约束方程,从而建立地固系下轨道机动可达域的求解模型,将可达域包络求解问题转为可达方向矢径极值求解问题;再次,根据转移轨道面内航天器真近点角变化量推导可达方向上矢径大小方程,通过计算极值点确定地固系下航天器轨道机动可达域。通过蒙特卡洛仿真验证表明,本文所提出的地固系下航天器单脉冲轨道机动可达域求解方法正确有效。

航天服软关节小样本阻力矩预测方法研究

为实现在航天服设计阶段对关节阻力矩的快速预测和评估,提出了小样本条件下的航天服软关节阻力矩预测方法。分析了Preisach模型用于关节阻力矩预测时误差产生的原因,并利用其积分平面性质对模型进行了修正,降低了预测误差;推导了修正后的Preisach模型在小样本条件下的预测误差,得到了输入数据对模型积分平面表征的贡献度,据此提出了小样本阻力矩预测方法。运用该方法进行了复杂运动的阻力矩预测,预测结果的最大误差显著降低,表明小样本阻力矩预测方法能够在满足预测精度要求的前提下降低对样本数据的需求。

材料力学课程中关于对称性两个问题的讨论

在材料力学课程中,常用对称性质求解对称的静不定(超静定)杆系问题。该文指出了现有的载荷对称性判断方法和对称性质描述中存在的一些问题,提出了新的对称载荷判断方法,特别是力偶载荷对称性判断的符号运算方法;在对称性质的描述中,建议引入对称位移与反对称位移的概念,并提出将对称内力(位移)与反对称内力(位移)的性质分开描述。

长贮过程中发动机HTPB推进剂老化机理分析

为揭示固体推进剂在长期贮存过程中的老化机理,解剖了自然贮存19年贴壁浇注的端羟基聚丁二烯橡胶推进剂装药发动机,沿着药柱径向不同位置进行了取样,并采用扫描电镜、能量色散X射线光谱仪、红外吸收光谱、交联密度等多种手段对这些样品进行了测试分析。研究发现:贴壁浇注发动机药柱不同位置推进剂的老化程度不尽相同,越靠近非金属壳体位置,推进剂的老化程度越严重。进一步深入分析表明:除了丁羟胶中双键的氧化断链和端羟基的缩合等影响推进剂老化,铝粉氧化产生的铝离子会催化丁羟胶双键与氯气或水发生加成反应生成C=Cl双键和仲醇,而铝离子迁移和分布的不均匀会引起药柱老化的不均匀性。研究结果对推进剂配方设计和防老化措施的研究具有重要意义。