基于压电纤维复合材料的航天器动力学建模与振动抑制

压电纤维复合材料(MFC)在柔性航天器的振动主动抑制中具有很好的应用前景。利用哈密顿原理和压电驱动的载荷比拟方法,建立了带MFC压电驱动的离散形式的刚柔耦合动力学方程,采用线性二次型最优控制(LQR)算法进行主动控制。结果表明：在航天器的柔性体受到脉冲载荷激励条件下,使用MFC驱动器可以实现航天器挠性振动的快速抑制,并且同时保持中心刚体姿态的稳定性,即能够实现挠性振动与姿态运动的协同控制。基于MFC的主动控制方法对于高频响应也具有较好的控制效果。对于柔性占优的航天器,采用MFC的主动控制优于被动控制。本文方法在处理具有复杂柔性体的航天器时更具优势,更适合于工程应用。     

空间黏附爬行机器人足端预压力优化与控制

基于仿生干黏附材料的空间足式爬行机器人可附着于航天器外表面并代替宇航员完成舱外巡检、维护等工作,是无人自主化在轨服务与维护的有效途径。为保证足式爬行机器人与航天器的稳定附着,本文针对空间爬行机器人足端在与航天器接触时预压力对黏附稳定性影响的问题,提出一种足端预压力优化与控制方法。首先结合仿生黏附材料特性,建立黏附材料在预压阶段和黏附阶段的稳定性约束;其次在稳定性约束下基于二次规划方法优化足端力,保证预压力足够的同时减小对其他足的脱附力;最后通过基于环境刚度辨识的导纳控制实现优化后的力分配。结果表明：基于环境刚度辨识的导纳控制可实现预压力的柔顺控制,优化后的预压力可减小对其他黏附足的法向脱附力的影响,保证黏附爬行稳定性。     

^(137)Cs,^(60)Co大面积航空平面源的制备技术CSCD

用于校准航空γ谱仪的137Cs,60Co大面积航空平面源对传统的涂刷制源技术提出了挑战,为确保平面上的均匀性,借鉴现代网格点阵喷涂技术,将137Cs,60Co两种放射性标准溶液分别定量滴注在底衬滤纸上,晾干后热塑封并用环氧树脂将塑封片固定在梯形铝板上,由8块梯形铝板拼接为边长1m的正六边形航空平面源。制备的航空平面源的扩展不确定度(k=2)为4%,不均匀性优于10%。     

基于MATLAB的股权结构对资本结构影响研究

在股权结构对资本结构的影响这个领域,已有的研究多为线性关系研究,本文选取完成股权分置改革之后的407家上市公司的财务数据和股本结构数据,首先建立多元线性回归模型,进行检验之后本文发现,股权结构对资本结构的线性关系并不明显,之后本文用MATLAB语言对二者的关系进行非线性回归检验并得出非线性回归模型。     

幂律型流体撞击射流破碎特性直接数值模拟

凝胶推进剂的双股射流撞击雾化广泛应用于液体火箭发动机的燃烧室中,其破碎特征及雾化效果直接影响燃烧效率。为探究雾化特性的发展规律,采用直接数值模拟DNS方法,对射流速度为100m/s的剪切稀化非牛顿液体正交撞击产生的雾化特征、液体表面积、表面波、涡特性以及非牛顿特性开展研究。结果表明,射流下形成的雾化流场迅速扩张形成液膜,液膜两侧边缘破碎成大量的液丝与液滴,核心部分产生撞击波后在气体力的作用下逐步发展为带有凸起和褶皱的不稳定表面波,其撞击波波长最大可达2.46倍射流直径。液体表面积不断增长,但无量纲表面积总体呈现先下降再上升的趋势。气体中的涡量分布则分为有序附着区和无序爆炸区两类,并且涡量主要集中分布于气相区域。此外,射流撞击时产生强剪切使该液体内部的粘性系数下降,最低仅为初始粘性系数的0.3倍。     

展向振荡对激波/湍流边界层干扰的影响

周期振荡作为一种有效的壁面流动控制手段受到广泛关注,而其对激波/湍流边界层干扰的影响目前鲜有研究。本文采用高精度直接数值模拟（DNS）方法对马赫数2.9、12°激波入射角、强振荡下的激波/湍流边界层干扰进行了系统研究。通过与无振荡工况的定量比较,揭示了展向强振荡对干扰区内复杂流动结构的影响规律及作用机制,如分离泡尺度、物面压力脉动非定常特性、物面剪切的非定常特性及统计特征等。研究发现：在展向强振荡作用下,分离点位置提前,间歇区长度增大;同时由于分离泡内强黏性耗散的影响,展向振荡的穿透高度约为分离泡高度的4%,因而对流动结构不会产生实质影响。但展向强振荡会对壁面附近流动造成显著影响,如强振荡诱导的壁面展向速度远大于流向速度,造成流向剪切与展向剪切之间夹角的概率密度函数峰值从0°偏移到80°~90°之间。物面压力及剪切本征正交分解分析表明,展向振荡会导致模态能量从低阶模态向高阶模态转移,降低低频运动的能量占比,增强再附后Görtler涡等壁面附近旋涡结构的强度。     

超声速膨胀角入射激波/湍流边界层干扰直接数值模拟

为了揭示膨胀效应对激波/湍流边界层干扰区内复杂流动现象的影响规律,采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9、30°激波角的入射激波与10°膨胀角湍流边界层相互作用问题进行了数值研究。系统地探讨了激波入射点分别位于膨胀角上游、膨胀角角点和膨胀角下游3种工况下膨胀角干扰区内若干基本流动现象,如分离泡、物面压力脉动及激波非定常运动、湍流边界层统计特性和相干结构动力学过程等。结果表明,激波入射点流向位置改变对分离区流向和法向尺度的影响显著,尤其是当激波入射点位于角点及其下游区域。研究发现,膨胀角干扰区内物面压力脉动强度急剧减小,分离区内压力波向下游传播速度将降低而在膨胀区内将升高,膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡运动。相较于入射激波与平板湍流边界层干扰,入射激波流向位置改变对膨胀角再附区速度剖面对数区及尾迹区影响显著,将导致其内层结构参数升高而外层降低,近壁区内将呈现远离一组元湍流状态的趋势。此外,流向速度脉动场本征正交分解分析指出,主模态空间结构集中在分离激波及剪切层根部附近而高阶模态以边界层内小尺度正负交替脉动结构为主。低阶重构流场结果表明,前者对应为分离泡低频膨胀/收缩过程而后者表征为分离泡高频脉动。     

风扇/压气机周向模态识别中传感器角度偏差的影响

基于任意角度压缩感知(CS)方法分析了传感器安装角度偏差对风扇/压气机周向模态识别重构的影响,设计了一套自适应角度优化程序修正重构误差。利用数值试验探究了传感器角度偏差和数量对周向模态重构结果的影响,研究表明:当角度偏差等级为2.5%时,平均重构误差达到10%以上,若保证重构误差基本不变,将传感器数量从7个增加至25个,仅可以将角度偏差等级放宽至4%。而采用小生境微种群遗传算法进行自适应角度优化,在20 dB信噪比下,通过自适应角度优化可将角度偏差等级从2.5%放宽至10%,降低了传感器安装的精度要求。成功优化了一款冷却风扇在前三阶叶片通过频率下的主要周向声模态重构幅值。自适应角度优化算法有效提升了基于压缩感知的风扇/压气机周向模态重构可靠性。     

氢氧内燃机增氧定容燃烧特性研究

航天器携带推进剂有限,氢氧内燃机适宜采用纯氢纯氧+富氢燃烧方式,但目前内燃机纯氢纯氧燃烧缺乏地面试验验证。为此开展氢氧内燃机增氧定容燃烧试验,采用内燃机定容燃烧逐步增氧的技术路线,获得增氧乃至纯氧条件下氢氧内燃机的层流燃烧特性,实现氢氧内燃机高性能高可靠工作。试验结果表明：随着氧气浓度的增大,层流燃烧速度随当量比成倍增加,变化的幅度会逐渐减小;高氧气浓度条件下,层流燃烧速度维持在很高的水平,且随当量比的变化很小。     

Research on Key Issues for Mars Landing Missions

The environmental conditions of Mars landing missions are much different from that of Earth reentry missions,including the distance between the spacecraft and t...