流动聚焦微通道中滴流模式下非牛顿液滴生成的实验研究

液滴微流控是微流控领域重要分支,其所涉及的生物流体往往具有非牛顿性质。为深入理解非牛顿性质对液滴生成的影响,配置4种不同流变特性的流体,系统研究流动聚焦微通道中滴流模式下的非牛顿液滴生成。结果表明：与牛顿液滴相比,非牛顿液滴生成表现出更显著的“连珠现象”;不同非牛顿性质对液滴生成的影响截然不同,剪切稀化和弹性效应对液滴尺寸和生成频率的作用相反。液柱颈缩动力学结果显示：单一的剪切稀化效应使得非牛顿液滴液柱颈缩过程与牛顿液滴相似,均只有流动驱动阶段;单一的弹性效应则使得非牛顿液滴液柱颈缩后期出现不同于牛顿流体的毛细驱动阶段;而剪切稀化和弹性效应的共同作用会导致液柱颈缩过程中更显著的毛细驱动阶段和液柱断裂后更显著的“连珠现象”。     

三轴陀螺稳定平台伺服回路全姿态解耦及变增益控制方法

在载体大机动飞行背景下,要求惯性平台具备全姿态的功能。国内现有的三轴陀螺稳定平台（简称三轴平台）不具备全姿态的功能,在内框架增加了限位挡钉以限制内框架角的工作范围,主要是基于内框架角不能工作在接近于?90?的认识。为了准确描述全姿态条件下三轴平台的运动规律,本文指出了传统动力学推导过程中的不足之处,重新建立了三轴平台的动力学模型,基于该模型给出了非奇异的全姿态伺服回路并提出了一种新的全姿态解耦方法,包括力矩解耦和转动惯量解耦。最后,针对转动惯量在框架转动过程中非定值的问题,提出了基于H∞控制理论的变增益控制策略。仿真结果表明,变增益控制器相对定常参数控制器可显著改善三轴平台伺服回路控制的性能。     

航天器姿态大角度机动有限时间控制

针对航天器姿态大角度机动控制问题,在存在外部扰动的情况下,基于航天器姿态跟踪系统的标准级联特性,利用反步法和自适应控制设计有限时间控制器。提出的控制方法可以严格保证姿态大角度机动系统是全局有限时间稳定的。李雅普诺夫理论推导和仿真结果表明,系统在控制器的作用下可以快速机动到平衡点并保持稳定,全物理仿真试验进一步表明了所提出的控制方法的有效性和优越性。     

利用捷联导引头打击机动目标的自抗扰制导律设计

针对导弹制导系统中存在模型不确定性和目标机动信息难以获取等特点,提出了一种线性自抗扰(LADRC)制导律的设计方法。该方法以捷联导引头弹目视线角为输入量,对控制对象模型已知部分进行前馈补偿,对控制对象模型的不确定部分和目标的未知信息通过线性扩张状态观测器(LESO)进行估计并予以动态补偿,对改造后的系统再利用比例微分(PD)控制,完成制导律的设计。该方法无需获取目标运动加速度即可实现对加速运动机动目标的打击。仿真结果表明,弹道末端需用过载小于导弹的最大可用过载,脱靶量满足指标要求,具有很高的工程应用价值。     

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...     

基于虚拟样机技术的大摆锤加速度计算与校核

加速度作为游乐设施设计的一个重要指标,关系到乘客的舒适和安全。针对游乐设施运行复杂多变,传统理论方法难以精确计算,样机测试成本高的问题。以大摆锤为例,在ANSYS Workbench平台下,利用惯性力和加速度的等效关系,构建局部随动坐标系,对运行工况下的大摆锤进行动力学仿真分析,获取大摆锤摆动运行过程中各向加速度的时间历程曲线,并借助相关技术标准对其加速度进行校核。计算结果表明,大摆锤的三向加速度：a_x=[-0.66g,-0.04g],a_y=[-0.17g,0.26g],a_z=[-0.27g,3.63g]满足规范要求。基于刚体动力学的虚拟样机设计,为国内大型游乐设施加速度的计算提供了参考,对保证设备运行的可靠性和乘客的生命安全具有重要的现实意义。     

火箭多台发动机并联推力传递结构动静耦合计算方法

针对运载火箭多台发动机并联推力传递结构在工作中力学环境适应性问题,开展了动静耦合动力学计算方法研究。该研究分析了动静耦合机理,并以此为基础,计算了有无静载的结构模态频率和推力传递结构关键部位随机振动响应。结果表明,火箭推力传递结构在大推力作用下,结构的刚度发生改变,进而影响动力学特性。相关研究结果为火箭多台发动机并联推力传递结构动静联合试验提供了参考意义。     

大展弦比飞机运动稳定性建模及分析

随着飞机设计技术的提高和新型材料的应用,现代飞机气动弹性效应越来越显著,刚体运动和弹性体振动互相解耦的关系不再明显,在分析弹性飞机相关问题时,应该综合地、统一地考虑飞行动力学与气动弹性力学问题。本文在一般体轴系下综合考虑了飞机刚体运动自由度和弹性振动自由度,建立弹性飞机刚弹耦合运动的方程,通过在配平状态下引入小扰动运动假设,以及利用有理函数拟合技术将偶极子格网法计算所得到的频域非定常气动力转化为时域形式,建立了大柔性飞机刚弹耦合小扰动状态空间方程,并对纵向运动稳定性进行分析计算。针对文中构型飞机,运用本文所采用的方法计算所得结果与传统的线性及刚体计算所得结果进行对比分析,非线性计算方法所得颤振速度更小,而且失稳模态亦发生变化,对于飞行力学模态而言,长周期模态稳定性变差,在计算速度范围内出现失稳的现象,由此说明机翼大变形对飞机稳定性所带来的影响。     

通信拓扑切换下的多飞行器协同拦截方法

针对通信拓扑切换条件下的多飞行器协同拦截问题,提出了一种基于扩张状态观测器的协同制导方法。建立协同制导设计模型,将协同拦截问题转换为视线稳定条件下的剩余飞行时间调节问题。为解决机动目标状态不确定的问题,将目标的状态视作扰动,设计扩张状态观测器来估计机动目标的状态,并在制导律中对目标的机动进行补偿。利用有限时间一致性理论进行一致性控制协议的设计,实现各飞行器剩余飞行时间的有限时间一致,并利用Lyapunov稳定性理论分析通信拓扑切换情况下闭环系统的有限时间稳定性,给出了系统一致收敛时间。仿真结果表明,在通信拓扑变换的情况下,设计的观测器能够有效估计目标状态,且协同制导律能够满足对剩余飞行时间的控制要求,进而实现协同拦截。     

轮控小行星探测器建模及跳跃移动仿真

小行星探测器在弱引力环境下无法采用传统的轮式机构进行移动。为解决该问题,采用反作用飞轮对探测器跳跃移动进行控制,并分析了该方案的可行性。根据Hertz碰撞定律及简化的Karnopp切向摩擦力模型,建立了探测器与地面的接触力模型。分析了轮控小行星探测器的起跳过程,给出了探测器静止起跳所需要的最小飞轮力矩关系。考虑到反作用飞轮存在惯性、粘滞、摩擦等情况,建立了轮控探测器的姿态动力学模型,并对探测器在均匀重力场下的连续跳跃过程进行了控制策略设计及仿真。结果表明:基于飞轮控制的小行星探测器跳跃移动在微重力环境下是可行的,且可以通过施加合适的控制力矩维持探测器跳跃的方向及跳跃过程的稳定性。