天梯动力学与控制研究进展

简要介绍了天梯系统的组成和初始部署形式。在此基础上，针对天梯初始部署和运行中存在的复杂动力学与控制问题，分别从天梯动力学建模、天梯稳定性、天梯绳索振荡、攀爬器运动引起的绳索振荡及振荡抑制、天梯初始部署动力学五个方面分析归纳了天梯动力学与控制的发展状况，最后对天梯动力学与控制的发展方向进行了总结及展望。     

压气机叶顶泄漏流振荡周向传播特性的数值模拟

通过对一低速轴流压气机转子的叶顶泄漏流的振荡特性进行数值研究,发现在大流量工况下,叶顶流场随时间不发生变化.随着流量减小,叶顶流场逐渐产生脉动,同时叶顶泄漏流发生周期性振荡,表现为叶顶泄漏涡的产生位置、涡结构形态及撞击在相邻叶片的位置随时间发生变化.叶顶泄漏涡及其导致的脱离涡会导致相邻叶片表面产生低压区,因此叶顶泄漏涡的振荡导致了叶片顶部压力分布的脉动,进而影响了相邻流道叶顶泄漏流的产生.这个叶顶泄漏流与相邻叶片的干涉作用是叶顶流场产生振荡的主要原因.而且,叶顶泄漏流在相邻流道间的振荡状态存在相位延迟,这导致了一个以非叶片数为周期的流动扰动结构绕转子旋转.      

基于萤火一号技术的自主火星探测器方案

提出了基于萤火一号（YH-1）火星探测器技术的自主火星探测器方案,可携带多种有效载荷在准太阳同步圆轨道上对火星进行科学探测。该方案具有可实现性强、成本低、研制周期短等特点,并能满足火星探测后续工程中的环绕器设计要求,利于我国火星探测的长远发展。利用长征三号乙运载火箭,在西昌卫星发射中心就可实现2013/2016年的我国自主火星探测。     

基于双四杆机构的可重复自动锁紧解锁装置

针对梦天实验舱对接、转位等工况，对日定向转动关节在轨多次锁紧解锁的需求，采用双四杆机构、自适应末端效应器等，设计一款可重复自动锁紧解锁装置。为了验证该锁紧解锁装置，利用研制产品，展开真空高温、真空低温、大气环境等多种状态下的锁紧解锁试验。结果表明:该机构可实现多种状态下的可重复自动锁紧解锁功能;在28 V直流工作电压下，锁紧动作执行时间为17.09~17.15 s，解锁动作执行时间为16.51~16.89 s。该机构具有高可靠、全角度、在轨可重复锁紧解锁等优点，在航天器锁紧解锁方面具有较大的工程应用潜力。     

水空两栖太阳能四旋翼气动特性研究

太阳能四旋翼无人机结合了太阳能飞行器和四旋翼飞行器的优点,已受到广泛关注,但由于太阳能板的存在,旋翼的安装高度和轴距会对整机的气动效能产生影响。通过基于粒子法格子玻尔兹曼技术的XFlowCFD软件,对太阳能四旋翼无人机的整机流场进行非定常数值模拟,并分析该飞行器的气动特性。结果表明:旋翼高度对整机升力的影响较小,旋翼的安装轴距越大整机的升力越大,其主要原因是轴距较小时,旋翼产生的下洗流冲击在太阳能板上,对整机产生气动干扰。     

Parameter optimization for torsion spring of deployable solar array system with multiple clearance joints considering rigid–flexible coupling dynamics

In this paper, four novel evaluation indices and corresponding hierarchical optimization strategies are proposed for a deployable solar array system considering panel flexibility and joint clearance. The deployable solar array model consists of a rigid main-body, two panels and four key mechanisms, containing torsion spring mechanism, closed cable loop mechanism, latch mechanism and attitude adjustment mechanism. Rigid and flexible components are established by Nodal Coordinate Formulation and A...     

考虑弹体柔性振荡的全捷联导引头制导信息提取

随着拦截导弹弹体长细比的增加和直接侧向力的作用，拦截导弹上全捷联导引头量测信息严重受到弹体弹性振荡和控制力矩激励的影响，从而造成导弹制导精度的下降。针对现有惯导安装在弹体质心附近的振荡波腹处无法敏感导引头振荡的不足，提出了一种在导引头安装微机电陀螺器件测量振荡角速率，构造差分观测量的新状态模型，通过交互式多模型的容积卡尔曼滤波算法实现对视线角速度的解耦和精确提取。通过构建导弹六自由度制导与控制仿真模型，采用蒙特卡洛打靶仿真验证了算法的有效性。仿真结果表明模型重构后的滤波算法可以将弹体振荡的均方根误差压缩到0.5°以内并有效跟踪弹目视线角速率。     

空间用太阳翼电路部分隔离二极管应用分析

针对空间太阳翼隔离二极管的应用,结合标准规范及太阳翼电路部分的工程设计约束与在轨应用经验,给出了空间太阳翼电路部分隔离二极管的设计方案;结合工程研制经验,给出了不同类型太阳翼电路部分隔离二极管的应用建议,为相关科研人员提供参考。