液氢贮箱的掺混和瞬态表面冷凝

为了研究轴向射流掺混对有热防护层的液氢贮箱压力降低的影响,国外进行了大量的试验性研究。试验用的贮箱是一个近似的圆柱体,体积0.144m~3,直径0.599m.长0.711m。在贮箱内距箱底0.178m 处安装了一个射流泵,射流出口直径为0.0221m,用于产生轴向的掺混并促进箱内液体的循环。液体加注量范围为贮箱体积的42～85％,射流量为0.409～2.43m~3/hr。掺混试验开始时贮箱的压力范围为187.5kPa 至238.5kPa,在这种压力下热分层导致了4.9～6.2K 的液体过冷度。试验确定的参数有掺混时间和在气液界面处瞬态冷凝速率。建立了基于热平衡和压力平衡两种掺混时间之间的关系。两种掺混时间都可以表示为系统结构和浮力参数的关系式,且同其他试验的试验值吻合得很好,修正了根据蒸气和水的试验数据而得到稳态冷凝速率的关系式,建立了冷凝速率与射流过冷度的关系。目前对有限的液氢试验数据分析研究表明,如果引入射流过冷度和气液界面湍流强度,修正后的稳定冷凝速率关系式可以用于预测掺混过程中的瞬态冷凝速率。     

一种可自主折展电活性驱动元件的原理探究

微纳卫星因其灵活多变和低成本的优势,逐渐应用于太空侦察和气象遥感等领域。然而,尺度的缩减对卫星能量供给和结构提出新挑战,需配载功耗低、结构紧凑的驱动元件。基于此需求,提出一种基于离子型电活性聚吡咯材料(IEAP)的电活性驱动元件。首先阐述该IEAP材料的电化学原理及制备工艺,IEAP通过化学能将电能转换机械能,驱动电压低(-0.5～0.5 V),电致动良好。然后依据热力学等效模型对参数进行标定后,设计试制单、双自由度机构,进行测试并与仿真进行比对分析。IEAP作为新型电致大变形材料,具有独特优势和广阔前景,例如可作为微纳卫星太阳帆自展开驱动元件,星载相机调焦驱动元件或用抓取微小太空矿物。     

系留球和地面之间的自由空间光通信中继系统设计与验证（英文）

目前微波移动中继网络存在中继距离短、数据传输速率慢、功耗高、工作频率受限等问题。本文使用激光通信技术构建了一个中继系统，该系统实现了系留球和地面基站之间红外高清图像数据的实时转发，通信距离超过20 km。实验的成功为激光通信技术作为机载通信中继站的应用提供了技术参考。针对初始瞄准指向角度不可预测、平台姿态快速变化等特殊场景，提出了一种用于确定扫描角域的评估方法和姿态稳定性补偿的方案来解决这些问题。通过4阶Runge-Kutta迭代方法规避复杂的微积分计算，提高了扫描算法的精度。将基于目标空间位置和自身姿态变化的数据通过前馈补偿算法引入到闭环跟踪系统的速度环中，有效提高了系统的跟踪稳定性。未来将实现空对空的激光链路中继网络实验。     

基于燃料电池的复合电源式装载机分层控制

装载机能耗高、排放差, 研究装载机新能源技术具有重要意义。结合装载机工况特性提出了燃料电池与超级电容联合驱动的电源系统, 围绕复杂工况下燃料电池和超级电容系统动态模型的实时工况数据进行自适应能量管理策略研究。设计了复合电源拓扑结构与动力传动方案, 建立装载机复杂工况下系统多状态模型, 基于Haar小波理论对整车系统进行功率分流, 提出模糊逻辑能量管理策略动态平衡需求功率中的低频分量, 采用粒子群算法对控制系统进行优化。仿真结果显示:载荷功率经过最优阈值3层Haar小波处理后, 功率变化大幅度减缓, 有效提升燃料电池系统的寿命；模糊逻辑控制器输出的燃料电池功率曲线变化光滑, 超级电容SOC值处于设定区域内, 提高复合电源系统的综合效率；经过粒子群算法优化控制器后, 燃料电池输出平均功率同比下降约5%, 超级电容SOC值在约0.6达到动态平衡状态, 改善了装载机的动态响应和稳定性。      

空间物理学科发展战略研究

空间物理学是人类进入空间时代后迅速发展起来的一门新兴的多学科交叉的前沿基础学科。其将太阳和太阳风控制的日球层空间作为一个系统，研究太阳/太阳风与行星/彗星的上层大气、电离层、磁层乃至星际介质之间的相互作用。空间物理学从本质上讲是一门实验科学，空间物理探测是空间物理学发展的基础。进入新世纪，随着空间基础设施和人类高技术活动的日益频繁，空间物理学进入新的发展阶段，强调科学与应用的密切结合。近年来，空间物理学取得了一系列重要进展。本文对接国家自然科学基金委地球科学部“宜居地球-地球系统科学”的顶层战略设计，梳理总结近年来空间物理各学科发展动态和趋势，凝练中国空间物理学未来发展的重点领域，优化学科布局，推进空间物理各学科的高质量发展。     

基于吸引域与二元极值理论的结冰飞机飞行风险量化评估

结冰会导致飞机飞行包线萎缩，在驾驶员没有正确处理的情况下极易发生飞行事故。为定量计算结冰条件下飞机飞行风险进而制定合理的结冰风险规避策略，以飞机纵向动力学系统为分析对象，基于吸引域方法计算得到飞机结冰后的二维吸引域及稳定边界，并以飞行状态超出稳定边界作为飞行事故判定条件。建立了典型的人-机-环系统模型，通过蒙特卡罗仿真提取了飞行安全关键参数极值样本；根据极值理论，建立二元极值Copula模型；通过遗传算法辨识模型参数，依据多种拟合优度检验方法确定最优分布模型，进而计算不同结冰影响程度下的飞行风险概率，并由此来指导驾驶员操纵，从而保证飞行安全。文中所述方法，为定量计算结冰条件下飞行风险概率提供了新的思路，具有较好的工程应用前景。     

某型燃气轮机燃油及叶片角控制系统方案与仿真

提出了某型燃气轮机燃油及叶片角控制系统方案,阐述了其工作原理,建立了其仿真模型,并进行了对其动态特性的仿真研究。仿真结果表明,该系统方案设计合理,可以满足某型燃气轮机台架试车使用要求。     

液体火箭发动机结构动力学设计关键技术综述

随着液体火箭发动机技术的发展，结构动力学问题成为影响发动机寿命及可靠性的关键技术之一。经过多年努力，发动机结构从最初的静强度、安全寿命设计思想逐步发展为以动静强度联合、经济寿命设计为指导的研制理念和方法，并在型号中得到了成功应用，使发动机结构的工作可靠性得以大幅度提高。由于新型号火箭发动机结构的日益大型复杂化及工作环境的极端严酷性，为满足高性能、高可靠性、轻量化与可重复使用的研制需求，发动机结构动力学设计技术问题亟待解决。本文在分析发动机结构中典型动力学问题的基础上，梳理并重点介绍了载荷预计、动力学建模及模型修正、动强度评估与寿命评定、结构动力学优化及抗疲劳设计等关键技术，最后给出研究总结及展望。希望本文为液体火箭发动机结构动力学设计技术的发展提供支撑。     

典型电流体动力学传导泵性能的实验研究

为考查典型电流体动力学传导泵性能，推动其应用于电子元器件微通道液冷，设计了平嵌电极与多孔电极电导泵，并搭建电导泵实验系统，测试了这2种电导泵泵送介电液体HFE-7100的性能。结果表明:施加10 kV直流电压时，6对平嵌电极电导泵产生流量194.5 mL/min，动压40.3 Pa，最大静压72.1 Pa；3对孔径为1.5 mm的多孔电极电导泵产生流量438.2 mL/min，动压173.0 Pa，最大静压363.5 Pa。可见，相比平嵌电极电导泵，多孔电极电导泵具有更好的性能。