柔性支撑控制力矩陀螺动力学建模与控制

针对柔性支撑引起控制力矩陀螺(CMG)框架控制性能下降的问题，建立了柔性支撑条件下控制力矩陀螺的动力学模型，分析了柔性支撑扰动力矩的耦合机理并给出了解析模型.据此，设计了一种积分滑模控制策略，用于提升对CMG框架动力学特性变化和新增扰动力矩的鲁棒性.仿真结果表明，该控制策略相比传统的PID控制具有更好的动态过程和稳态性能，提升了柔性支撑下控制力矩陀螺框架速度的闭环控制性能.     

更高速(400+km/h)列车气动减阻技术发展与展望

合理有效的气动减阻技术是我国研发运营速度400+?km/h高速列车的过程需展开深入研究的重点内容.首先阐述了高速列车气动阻力的基本分布特征,并针对国外下一代更高速列车的气动减阻技术进行了调研,尤其分析了欧洲、日本和韩国的下一代更高速列车气动减阻技术的特征,总结了国外下一代高速列车气动减阻的关键技术与方法.然后根据列车气动减阻技术实施部位的差异,从列车头型优化以及转向架、受电弓和风挡等局部结构优化两个方面对我国目前高速列车气动减阻技术研究现状进行了分析和梳理,同时归纳了新型气动减阻技术的研究现状.最后在综合国外下一代更高速列车气动减阻技术与我国气动减阻技术研究的基础上,对我国更高速(400+?km/h)列车气动减阻技术中可行性较高且效果明显的发展方向进行了展望与建议,为我国更高速列车气动减阻技术的设计与发展提供有价值的参考.     

航天器运输包装箱仿真验证平台技术研究

针对数量有限的物理跑车试验无法满足减振与保温性能测试需求的问题，提出一套航天器运输包装箱动力学与热学仿真验证方法，包括：建立适用于包装箱系统的刚柔耦合多体动力学系统，通过结合线路条件测试生成的动力学系统外部激励，实现减振性能虚拟跑车测试；建立基于计算流体力学的包装箱热学模型，通过模拟自然对流和空调控制，实现包装箱保温性能虚拟跑车测试；基于C/S架构和导航式流程设计思想，建立航天器运输包装箱仿真验证平台，通过实际案例证明该平台仿真结果与实际跑车测试数据具有较高的一致性。     

某航天器电子设备减振设计与试验验证

某航天器回收系统电子设备在发射过程会经受大量级的随机振动,因此需对其进行减振设计。首先建立电子设备-减振器的减振系统动力学模型,给出减振器的刚度和阻尼特性测量方法和减振系统减振效果的预估方法;然后设计了一种内部填充聚氨酯棒的钢丝绳减振器,通过扫频试验对其刚度和阻尼特性进行测量,并根据所建立的动力学模型预估减振系统的减振性能;最后根据实际飞行环境条件对减振系统进行随机振动试验,结果表明该减振系统性能的预估结果与试验结果具有较好的一致性。以上方法可用于指导后续型号的电子设备减振系统设计。     

内装式空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学分析

研究了以运输机为平台的内装式运载火箭空射过程载机和火箭的耦合动力学建模。建模针对两个阶段：第一阶段，火箭固定于载机机舱内，两者构成一个整体，按照普通刚体的力学方法处理；第二阶段，火箭解锁后，沿着舱内的发射筒向外滑行，载机和火箭形成两刚体相互作用的耦合系统，基于牛顿-欧拉法建立系统动力学模型。载机在空射火箭过程中，油门和升降舵满偏，在加速前飞的同时拉大姿态俯仰角，火箭在自身重力分量和惯性力的作用下，沿着机舱内的发射筒加速向外滑行，直至与载机分离。数值仿真分析了空射过程载机的重要力学参数的变化过程，验证了载机操控策略的可行性和安全性，可为未来中国空射运载火箭技术设计提供数据参考。     

四旋翼倾转飞行器操纵冗余设计

建立了四旋翼倾转飞行器旋翼、机翼、机身的非线性气动模型和飞行动力学模型,并在Matlab/Simulink环境下搭建了仿真模型,根据仿真模型计算各个操纵面的操纵效率,确定了不同状态下各个通道需要用到的操纵方式,结合飞行动力学模型和操纵方式,在纵向通道上进行了全包线的配平计算,表明了操纵策略的可行性。     

微流控芯片技术在血细胞变形和流动性分析研究中的应用进展

近年来，随着微流控芯片技术的快速发展，微流控芯片在生物医学研究领域得到了广泛关注。由于其具有高通量、高灵敏度、集成化、低消耗及可控化等诸多特点，为在多细胞水平研究细胞迁移和分选动力学提供了新的技术平台。利用微流控芯片微通道结构设计灵活的特点，可在实验条件下模拟正常的生理和病理条件下的复杂血管；其微米尺寸的微通道也适于单细胞引入、操纵及检测。因此，用微流控芯片技术在单细胞层面对细胞生物力学性能表征也引起了广泛关注。以健康和疾病中的血细胞为例，从单细胞变形、流动、黏附、机械疲劳等力学性能表征到多细胞迁移及分离动力学等方面归纳目前微流控芯片技术在细胞力学分析和表征方面的研究进展。     

火星车转移坡道柔顺性优化设计及动力学分析

对一种抽展式火星车转移坡道开展柔顺性优化设计和动力学分析。首先，分析火星车与存在异面角的坡道的挤压几何原理。然后，设计坡道的间隙机构和限位机构，并计算出机构关键设计参数的最优值，以自适应调整两侧坡道的距离，〖JP2〗减小火星车与坡道护栏之间的相互作用力。最后，对坡道下落过程和火星车在坡道上的行驶过程进行动力学仿真，验证坡道柔顺性优化设计的效果。结果表明：优化后的坡道柔顺性大幅提高，坡道可以自适应调整两侧的距离；使用优化后的坡道，可以有效降低火星车与坡道护栏的作用力，实现火星车在坡道上的安全行驶。     

探月返回器降落伞减速系统设计及试验验证

针对探月返回器降落伞减速系统的任务特点,通过对返回器-降落伞系统的动力学特性分析,提出了一种开伞载荷非均衡的两级降落伞减速系统设计方案,实现了返回器开伞载荷、器伞系统稳定性等多因素的匹配性设计,通过仿真试验和空投试验验证了方案设计的合理性,最终通过月地高速再入返回任务飞行试验验证了降落伞减速系统性能的有效性。结果表明:降落伞减速系统工作性能稳定可靠,能够确保返回器的安全回收,可以保证后续月球采样返回任务的成功实施。     

发射扰动与初始弹道耦合模型研究

针对火箭、导弹发射扰动与初始弹道互相耦合引起的弹道散布问题,提出发射扰动与弹道解算相耦合的计算分析模型。该模型以多体系统动力学为基础,建立能够模拟弹架相互作用和弹体初始扰动的发射动力学模型,并将弹体受到的气动载荷转化到弹体坐标系下进行刚体动力学计算以获得弹道参数。通过滚转弹应用实例分析表明,采用此模型能够有效模拟发射扰动与初始弹道相互耦合状态;弹架间隙扰动与气动载荷作用都会对弹体在飞行时的姿态角及飞行位置产生较大影响。当存在1 mm的弹架间隙且有气动载荷作用的影响下,与无弹架间隙和气动载荷的作用影响的结果对比发现,存在弹架间隙扰动的影响会使得弹体在飞行过程中的俯仰角和弹道倾角的幅值范围减小4°左右,也使得弹体在飞行过程中的Y向位移量在1.5 s时刻减小6 m左右;存在气动载荷作用的影响,会使得弹体在0.5 s撤去推力后的姿态角成波动式变化,滚转弹稳定飞行,也会使得弹体Y向位移量在撤去推力后持续的平稳增加。