摘要：为了研究HTPB推进剂拉伸、压缩蠕变变化规律,设计并分别开展了1 000 s拉伸、1 000 s压缩与28 d拉伸蠕变试验;同时,引入圣维南体与拉压不对称因子,建立了考虑拉压不对称的推进剂黏弹塑性本构模型;通过拟合与分析本构方程中的参数,得到了该方程的适用范围。结果表明:推进剂蠕变变形行为受应力水平影响较大;同一应力水平下,拉伸蠕变的黏弹性变形大小约为压缩蠕变的1.62倍;压缩屈服应力为拉伸屈服应力的3.82倍。因此,拉压不对称黏弹塑性本构模型可以较好地表征低应力水平下推进剂蠕变的响应行为。所得结论和研究方法为固体发动机结构完整性分析与贮存寿命评估提供了参考依据。

摘要：摄动Lambert问题是航天器交会对接、在轨维修等任务的基础问题。由于摄动Lambert问题没有解析解,仅能通过迭代计算得出数值解,因此现有方法主要针对迭代收敛性与计算效率进行改进。在现有同伦迭代的基础上,引入通用图搜索A*算法思想,提出了剪枝同伦迭代方法。首先,将当前末位置偏差到初速度增益的状态转移矩阵梯度方向与目标方向结合得到迭代方向,设计了基于A*算法的同伦映射;其次,基于泰勒展开设计了线性摄动矩阵,实现了对末位置发散路径的剪枝,解决了牛顿打靶法、拟线性化等传统方法无法排除初速度发散的无效迭代问题。仿真结果表明,本方法在保证获得最优解的同时较现有同伦法提升25%以上的计算效率,具有更大的收敛范围;同时本方法具有良好的初值收敛特性,地月三体系统轨道转移案例较拟线性化方法提升30%以上计算效率。

摘要：手性点阵结构具有轻质化、高比刚度、高比强度等优点,同时具有较好的抗冲击性能。首先,在Kelvin单胞结构基础上基于旋转杆件手性结构的变形机理设计了手性Kelvin单胞结构;其次,通过冲击试验对比分析了手性对结构抗冲击性能的影响并对结构抗冲击性能提升的原理进行了揭示;最后,研究了拓扑结构参数对结构抗冲击特性的影响。结果表明:引入手性后结构的冲击应力峰值和平台应力指标有较大幅度提升,冲击应变能小幅度下降;手性Kelvin结构通过减小结构刚度和提高结构变形整体性的方式提升结构抗冲击性能;中心结构直径是影响结构抗冲击性能的主要因素,中等水平的中心结构直径和连接杆角度可以使手性Kelvin结构具有最好的抗冲击性能。研究拓展了三维手性点阵结构的构型范围,为手性Kelvin结构的参数化设计、力学分析以及在抗冲击方向的应用提供了参考。

摘要：全连通的拓扑结构是确保低轨(LEO)混合星座卫星间顺利进行信息传输的关键因素之一,然而,在设计星座拓扑结构过程中,随卫星数量增多,设计解空间呈指数型扩张,如何从巨大的解空间中获得满足多种约束的较优解是一大难点。针对低轨混合构型星座整体及局部卫星群,提出序列式全连通拓扑结构设计方法,打破了传统拓扑结构设计策略对星座构型的限制,解决了现有混合星座拓扑结构设计思路无法确保连通性需求的问题。首先,定义了星座链路评价指标矩阵,建立了基于图论的星座网络拓扑结构设计问题数学模型。然后,基于星座全连通的任务需求,提出序列式拓扑结构设计方法,将拓扑结构邻接矩阵求解问题转换为全连接序列规划问题,同时使用蚁群算法(ACO)优化生成全连接序列。最后,针对LEO混合星座整体及Starlink局部卫星星群设计了拓扑结构,分别验证了所提方法在连通性方面的优势以及对混合构型星座及任意空间分布卫星群的适用性。结果表明:在单星建链数量极少的条件下,所提出的方法也能够满足星座全连通任务需求;同时,该方法不受卫星空间分布限制,可对任意构型下的混合星座整体或局部卫星群设计对应的强连通拓扑结构。

摘要：针对当前飞行时间控制制导律在大前置角场景中存在失效风险的问题,本文提出了一种基于误差动力学原理的全局非线性精确飞行时间控制制导律设计方法.首先基于导弹非线性制导模型,利用高斯超几何函数方法推导了比例导引律导引的导弹剩余飞行时间精确解和级数解.在此基础上,将基于误差动力学原理的制导律设计方法拓展到大前置角场景中,推导了精确剩余飞行时间误差动力学方程,利用剩余飞行时间精确解分别给出了基于最优误差动力学和固定时间收敛误差动力学的精确飞行时间控制制导律,最后通过仿真验证了所设计制导律的优越性.

摘要：针对导弹打击非机动目标问题,提出一种基于预设性能控制理论且满足导引头视场角约束的碰撞角控制制导律。首先,设计一种预设时间性能函数,以实现对跟踪误差收敛时间和上下界的直接设置,并通过误差转换,将该性能边界约束下的跟踪误差控制问题转化为无约束稳定控制问题;其次,采用纯比例导引项加偏置项的制导模型,基于最优误差动力学方法设计偏置制导项,以控制转换误差使其有界,并保证跟踪误差总在性能边界内收敛,从而实现终端碰撞角约束;进一步基于所提制导律,对性能函数中的参数进行深入分析,给出合理取值范围;然后考虑导引头视场受限情况以及移动目标场景,分别引入辅助函数和预测命中点概念对制导律进行改进,以实现视场角约束与打击移动目标的拓展。最后通过数值仿真,验证了所提制导律的有效性。

摘要：针对载人月球探测定点返回轨道在多变量、多约束的复杂参数空间内参数之间影响关系不确定的问题,对载人探月定点返回轨道的参数敏感性问题进行了研究。基于近月点伪参数,建立了定点返回轨道的可控域计算模型,并提出了一种基于可控域的全局参数敏感性分析方法,以计算得到的可控域集合点构建敏感性分析矩阵,通过基于方差的方法对各参数的敏感性进行求解。在仿真分析中,得到了在给定约束条件下定点返回轨道可控域范围的一般分布规律,并给出了可控域范围内近月点伪参数对终端参数的敏感性指标。相关研究结论可为未来的载人月球探测轨道任务分析与设计提供重要参考。

摘要：为研究月壤参数对气囊缓冲性能的影响,根据“嫦娥三号”的着陆工况设计了月面着陆气囊,并基于可压溃泡沫模型建立了考虑月壤特性的气囊缓冲动力学模型。对不同月壤下气囊的缓冲过程进行分析,发现月壤越软有效载荷冲击加速度越小,但气囊会陷入月壤中,不利于对外排气,影响其缓冲效果。因此,采用气囊峰值压力、有效载荷最大加速度和最大下落高度3个指标对气囊缓冲性能进行综合评价,定量研究了月壤参数的影响规律。结果表明:月壤密度、剪切模量及屈服参数a_(0)和a_(1)对缓冲性能的影响较大,且对前两个指标为正影响,对后一个指标为负影响。进一步研究发现,这4个月壤参数与3个缓冲性能指标之间均为指数函数关系。

摘要：为应对地球观测卫星(EOS)任务过程中面临的应急任务处置、卫星失效等突发情况,考虑通信约束,提出了一种针对卫星观测敏感器的预调度与重调度相结合的分布式调度方法。首先,提出一种多点交叉变异的分布式遗传算法(MDGA),产生高鲁棒性的初始对地观测方案,完成观测资源预调度。然后,面对应急任务处置需求和卫星失效事件,设计一种基于星间通信约束的合同网协议算法(ICCNP),使观测方案可动态调整,实现观测资源重调度。仿真结果表明,所提方法在预调度阶段相比集中式遗传算法、贪婪算法等算法显著提高了调度收益;在重调度阶段,所提方法能局部调整任务方案,以对任务方案扰动最小的方式,合理安排应急任务并重新分配失效卫星未完成的任务。

摘要：搜索海上移动目标在民用和军事领域都有着迫切需求。相比于飞机和舰船等传统工具,低轨成像卫星更适用于远海大面积的搜索任务。从移动目标运动预测和卫星观测调度2个关键问题入手,对单先验点无反馈场景下的卫星成像搜索调度问题展开了研究。首先建立运动预测模型,提出了基于局部航向加权策略和偏航约束假设的区域概率分布建模方法。而后建立观测调度模型,定义了考虑单窗口卫星视场切换的设计变量,并提出了基于目标“逃逸概率”指标的目标函数模型。最后是优化求解,提出了一种基于启发式单窗口定向寻优策略的两层优化算法。通过3组仿真算例对所提出方法进行了分析。第1组基于轨迹打靶法验证了概率预测指标和“预测-调度”方法的整体有效性,第2组采用多组蒙特卡洛轨迹集打靶说明了“逃逸概率”指标的可行性,第3组通过算法对比证明了两层优化算法在求解效率和解的质量方面的优势。