冯·卡门与清华大学早期的航空工程学科

摘要今年是力学大师冯·卡门（1881-1963）逝世50周年，本文结合他于20世纪上半叶对清华大学的两次访问，回顾冯．卡门对我国早期航空学科创建和人才培养的支持和贡献．

2010年国际深空探测轨道优化竞赛的清华大学解法

介绍作者对国际深空探测轨道优化竞赛问题的解法,包括全局优化方法和小推力局部优化方法.全局优化主要采用分枝定界法,需要求解一系列Lambert问题.局部优化采用基于同伦方法的间接优化方法,对协态变量初值进行了归一化,在数值积分时构建了开关函数检测方法以保证积分精度.最后结合连续五次参加国际竞赛的经验和体会,给出深空探测轨道设计方面的研究展望.

清华大学钱学森班的理论力学教学实践

扼要介绍了给清华大学钱学森班讲授8年的理论力学课及其升级课程"动力学与控制基础"的教学实践情况,分析了新时代学生基础差异化、教学要求多样化、学生成长需求个性化对教学的挑战,对新建课程的教学内容、体系、教材、考核等安排做了说明。

基于冗余执行器的航空发动机推力快速响应控制方法研究

面向飞/推一体化控制需求,开展涡扇发动机推力快速响应控制研究,提出了适用于推力最小相位系统的冗余控制方案。研究内容包括:(1)借鉴阀位控制思想,提出在传统燃油流量(Wf)回路基础上增设尾喷口喉道面积(A8)回路,通过挖掘冗余执行器变化速率潜力,提高推力响应速度,降低了对于燃油泵快速作动的需求,同时该方法可以使喷口在推力响应过程逐渐回中,系统具备持续的推力快速调节能力;(2)分析了A8调节推力的物理机理,指出容腔压力动力学主导的部件间流量匹配过程使得A8对推力具有直馈作用,是提高推力响应速度的有效途径。基于发动机部件级模型的评估结果表明,本文提出的方法在执行机构存在速率限制的情况下,实现了推力10 rad/s闭环带宽和A8回中的设计目标,方法可行、有效。在推力响应过程中,A8直馈作用对推力变化的贡献度最高时超过50%。随着对于推力控制模式和推力响应速度的日趋关注,应对容腔内的压力动态过程给予充分的重视。

基于小样本数据增强的航天器表面损伤智能检测方法

在轨运行的航天器表面形成损伤有可能导致严重的后果,需要对航天器进行在轨实时损伤检测。针对航天器损伤检测图像样本难以获取的问题,本文采用智能化检测方法,提出了一种用于航天器表面损伤样本扩充的生成对抗网络,该网络能够学习单张输入图像的特征纹理表示,从而生成大量与输入图像特征相似的细粒度尺度样本,实现了少量图像数据样本的扩充。利用YOLO目标检测算法在扩充的图像样本中进行表面缺陷与损伤的检测识别,获取了较高的检测精度,为未来航天器健康状态监测与评估、通用化服务机器人应用及太空原位建设等提供了技术支撑。

航天器气动耦合六自由度姿轨动力学多步法积分预报误差分析

航天器轨降过程中的姿态估计是载人航天领域中的重要一环.随着近些年测站精度的提高,任务要求的增加,且研究表明姿态会影响航天器轨降过程中受到的气动力,进而对轨道产生影响,因此发展高精度姿轨耦合预报对航天器状态实时测控至关重要.本文以“天宫一号”航天器轨降过程中姿轨耦合沿弹道联合预报为背景,研究线性多步法积分误差对大型航天器姿轨预报精度的影响.具体包括Adams-Bashforth法、Adams-Moulton法、预估校正法等,为大型航天器轨降过程中的姿轨耦合预报以及落点预报提供数据参考.

固体力学跨尺度计算若干问题研究

本文展示了固体力学领域跨尺度计算的若干问题和研究概况。(1)建立位错动力学与有限元耦合DDD-FEM的计算模型,实现了能够基于纳米尺度离散位错运动机制计算分析连续介质有限变形晶体塑性问题,提出微纳尺度(200 nm~10μm)晶体塑性流动应力解析公式,结合试验数据揭示了在无应变梯度下强度和变形的尺寸效应;(2)建立具有微相分离结构的纳米尺度粗粒化分子动力学模型CG-MD,计算获得聚脲材料在时域和频域下的存储模量和损耗模量,通过动态加载分析的DMA试验和超声波试验的数据验证,解决了连续介质尺度下微相分离高分子共聚物的设计难题;(3)通过数据驱动关联高分辨率的微米尺度CT影像和临床低分辨率的毫米尺度CT影像的特征值,建立了围关节松质骨小梁的等效模量和结构张量,为骨组织增材制造点阵结构设计和实现个性化骨缺损重建奠定了基础。

智能人机交互在有人太空探索中的应用与展望

近年来,空间机器人技术发展迅速,国内外已有诸多空间站机器人、深空探测机器人的应用实例。未来有人太空探索过程当中,人与众多智能机器人协同开展任务将成为必然趋势。对国内外空间协作机器人应用实例进行了总结,在分析人机协作机制的基础上,提出了空间人机交互的关键技术,包含人体检测与跟踪、手势识别与分类、动作识别与意图预测、低重力环境下的人机协同控制等,对上述关键技术的难点与研究进展进行了分析综述,并对后续的发展方向进行了展望。

近地小行星远距离逆行轨道监测布局与效能评估

针对近地小行星地基监测系统对日不可见盲区限制、监测体系发现与编目能力不足等问题,提出了天基远距离逆行轨道4星监测系统解决方案,据此定量化分析了天基监测系统对上述问题的解决能力,建立了配套的效能评估模型,给出了对应评估软件的实现流程,按照可见光和红外谱段完成了各要素整合后得到评分。通过分析评估,印证了远距离逆行轨道监测布局对地基监测系统不可见盲区全时可见的补偿效能,以及对目标发现编目能力的提升,可为后续天基监测体系的建设提供设计参考。

低频机械天线机理及其关键技术研究

依靠电荷或磁荷的机械运动产生电磁辐射的机械天线,因在资源勘探、对潜通信、水下通信和导航定位等领域具有极为广泛的应用前景,已成为通信、天线、材料、机械等领域的研究热点。独特的机械-电磁耦合激励方式,使得机械天线有望突破传统天线的物理尺寸限制,解决现有长波天线系统体积庞大、辐射效率低等问题,提高低频无线通信的灵活性和经济性。首先,介绍了机械天线的机械-电磁耦合机理,详细阐述了机械天线的分类、特性、研究方法和动态;然后,基于低频无线通信的现状,探讨了实现机械天线应用急需解决的关键问题与挑战;最后,介绍了该领域在提升磁电式机械天线灵活性和辐射能力等方面的关键技术进展。

基于准零刚度支撑结构的低频主动隔振平台研究

针对量子科学试验、精密制造等先进应用对亚赫兹微振动的抑制需求,研究基于准零刚度支撑结构和分离式音圈作动器的低频主动隔振技术。首先,给出一种低频主动隔振平台设计方法,考虑准零刚度结构的等效动力学特性,采用牛顿-欧拉方法建立平台的动力学模型;然后,基于所建立动力学模型分析多自由度耦合下平台的扰动传递特性并设计主动隔振算法;最后,研制低频主动隔振平台进行试验验证。试验结果表明,所开发主动隔振平台能够在三个线自由度上实现优于98.3%的微振动抑制效果,在0.1~10.0 Hz内载荷z方向微振动小于1.3×10^(-8) g。

变弯度导叶铰接位置对风扇振动特性的影响

针对变弯度导叶尾迹激励引起的转子叶片共振,基于谐响应模态叠加法对风扇转子进行强迫振动分析,研究了不同铰接位置的变弯度导叶对风扇气动性能及其振动特性的影响。结果表明,随着铰接位置向尾缘移动,风扇转子流量、压比和效率增加,稳定裕度降低,主要影响下游转子叶根部位的进气角度。在气动激励方面,随着铰接位置后移,转子叶片表面的压力幅值增大,相位变化剧烈,通过将非定常气动力转换到模态空间中,可以看到叶片所受模态气动力在铰接位置为35%C (C为轴向弦长)的情况下达到最大值,后呈现先减小后增加的规律,这与振动响应的变化规律一致。铰接位置对所关注的高阶局部模态的气动阻尼影响较小,最大差异为0.046%。在振动响应方面,转子叶片的振动应力随铰接位置剧烈改变,且为非单调变化。在设计位置处叶片的振动应力最小,在35%C处振动应力达到设计位置的15倍。对于本文所研究的模型及工况,最优铰接位置为45%C,与仅考虑气动性能的25%C不同。因此在变弯度导叶设计时,需要考虑其对叶片振动特性的影响。

弹性飞行器飞行动力学建模与刚柔耦合阶次分析

基于虚功率原理与混合坐标法,建立了弹性飞行器的飞行动力学模型。发现了附加在弹性结构上的部件会对飞行器姿轨运动与结构振动产生影响,从而给出了耦合系数与模态质量的修正项。定义了描述弹性变形项保留程度的刚柔耦合阶次,并以由弹性本体和刚体舵面组成的刚柔耦合多体系统为例,通过对比不同刚柔耦合阶次下动力学模型的时域响应与保守系统的动量计算结果,分析了动力学模型及动量公式中弹性变形项的保留阶次对动力学响应及动量计算精度的影响。揭示了传统模型忽略弹性变形高阶项可能导致的误差水平,为弹性飞行器动力学模型的简化与验证提供了参考。

接触爆炸下聚脲涂层增强钢板的抗爆性能

为满足装甲车等武器装备在接触爆炸下的防护需求,通过实验与数值模拟开展单层钢板及迎/背爆面聚脲增强钢板接触爆炸下的抗爆性能研究,分析不同面密度、不同聚脲涂覆位置下钢板的破坏模式及防护机理,探究在一定面密度下钢板-聚脲厚度比对复合结构抗爆性能的影响。研究结果表明:背爆面涂覆等厚度聚脲能够有效减小钢板背面穿孔及拉伸破坏,降低结构残余位移,迎爆面涂覆等厚度聚脲能够显著增强结构抗爆能力,使接触爆炸下的钢板损伤大大降低;相同面密度下,聚脲吸能性能与聚脲厚度正相关,但是聚脲过厚会导致复合结构变形加大,稳定性降低;综合考虑聚脲增强钢板结构的破坏变形、速度衰减以及能量吸收情况,在研究范围内,钢板迎爆面涂覆厚度比为1∶0.78的聚脲层具有最佳的抗爆性能。

基于对偶四元数的多体系统动力学建模和控制

空间机械臂的在轨作业是当前空间在轨服务中应用最为广泛的技术之一,然而,机械臂在操作过程中漂浮基座与臂体之间的位姿耦合效应极为显著,这给控制系统设计带来了新挑战.针对多刚体系统的位姿一体化建模与控制问题,文章改进了基于对偶四元数的位姿一体化建模和控制方法,使之可以应用于多刚体系统.该方法不仅能够精确描述复杂的力学关系,还能够在统一的数学框架中有效地处理位姿耦合问题,这为后续设计姿轨一体化的控制系统提供了极大的便利.首先,基于铰链模型建立了对偶四元数形式的铰链和臂体之间的速度和加速度递推关系,然后,利用铰链和臂体间力-力矩传递关系建立了递推形式的逆向动力学方程,为了便于控制系统设计与分析,随后推导建立了矩阵形式的位姿一体化的正向动力学方程.然后针对推进器和控制力矩陀螺讨论了具体的执行机构的动力学建模问题,并分别讨论了机械臂和漂浮基座的位姿一体化控制问题.最后,对一个6自由度机械臂和漂浮基座的组合体进行了动力学建模和控制仿真,动力学仿真的结果证明了所提动力学建模方法的正确性,控制仿真表明控制系统能较快地抵消机械臂运动对基座产生的干扰力和干扰力矩,证明了所提控制方法的有效性和可行性.

连续小推力轨迹优化间接法研究进展综述

针对空间探测中连续小推力轨迹优化,总结了间接法在最优控制理论、初值估计和同伦延拓方法等方面的研究进展。首先介绍了连续小推力轨迹优化问题的建模及其相应的最优控制问题的状态方程、约束方程和性能指标,对比了两类主要优化方法,即直接法和间接法的求解思路与优缺点。随后总结了轨迹优化初步设计、间接法初值估计以及同伦延拓方面的研究进展,探讨了智能优化和深度学习在轨迹优化间接法中的应用,进一步结合当前大规模任务规划、实时最优控制等需求讨论了间接法的应用。最后,对连续小推力轨迹优化间接法的发展展望进行了总结。

中国空间站松不脱螺栓锁紧隔振器频率漂移建模与试验

中国空间站(以下简称空间站)大量科学仪器设备需要松不脱螺栓锁紧。针对空间站主动隔振器研制过程中松不脱螺栓锁紧诱发的频率漂移问题,探索了空间站主动隔振器锁紧状态非线性连接动力学机理建模与试验验证。对基于松不脱螺栓的隔振器锁紧释放装置进行力学分析,并根据松不脱螺栓接触面应力的非线性分布建立基于Iwan模型的系统等效动力学模型,分析动力学响应的非线性特性。研制空间站主动隔振器样机进行正弦振动试验,验证所建立动力学模型的准确性和有效性,为空间站精密科学设备环境适应性设计提供参考。

RP-3航空煤油替代燃料及其化学反应动力学模型

本文提出了40%(摩尔分数,下同)正癸烷、42%正十二烷、13%乙基环己烷和5%对二甲苯的四组分RP-3航空煤油替代燃料模型,并通过实验充分验证了替代燃料模型与实际RP-3航空煤油在理化特性上的相似性.采用对冲火焰实验台架,测量了RP-3航空煤油以及四组分替代燃料的层流火焰传播速度.对比结果表明本文提出的替代燃料能够准确描述实际RP-3航空煤油的燃烧速率.进一步发展了包含168组分、1089反应的半详细反应动力学模型,验证结果表明本文机理能够准确预测RP-3航空煤油着火延迟时间和火焰传播速度.

基于自由场爆炸的猪鼓膜破裂规律实验研究

听觉系统各组成部分的机械损伤是爆炸后造成听力损失的主要原因,强脉冲声致听觉损害风险准则仍然存在许多争议,例如:指标选择冲量还是超压峰值,正压持续时间是否重要等。本研究基于自由场实爆条件,设计并搭建了大动物爆炸致伤平台,探究了不同爆炸参数对鼓膜破裂的影响规律,并建立了基于自由场超压峰值和正压持续时间的鼓膜创伤量效关系。通过笔形压力传感器测量自由场超压,通过Friedlander公式拟合超压时程曲线,确定冲击波超压峰值和正压持续时间,并对时域中记录的波形进行归一化能量频谱分析,以确定冲击波在频域上的信号能量分布。对爆炸后的小型猪进行解剖,记录不同爆炸参数下鼓膜创伤程度。以超压峰值和正压持续时间为自变量,对实验数据进行二元逻辑回归分析,并给出鼓膜破裂风险曲线。研究发现,当自由场超压峰值低于170 kPa时,鼓膜无明显损伤;当自由场超压峰值高于237 kPa时,部分鼓膜出现不同程度的破裂和充血。距爆心越近,超压峰值越大,但鼓膜创伤的严重程度并未随之单调增加。在8.0 kg TNT当量的爆炸实验中,鼓膜破裂的严重程度随爆心距的减小呈现先提高再降低的趋势。通过对冲击波载荷特征的分析可知,距爆心越近,正压持续时间越短,高频段能量占比相对更大,小型猪鼓膜破裂的概率可能反而降低,此时仍然出现显著的听力损失和耳蜗损伤。鼓膜作为通过振动传递声信号的黏弹性薄膜结构,其动力学响应可能与载荷频率成分密切相关。除了超压峰值,冲击波波形频谱分布对鼓膜破裂程度影响显著。

压力容器及容器-管道系统的安定载荷计算方法对比

针对压力容器及容器-管道系统的安定载荷计算,介绍了循环弹塑性分析法、下限安定定理法和双极限载荷法3种求解安定载荷方法的原理和流程。基于这3种方法,具体计算了机械载荷下厚壁圆筒和标准椭圆封头中心接管的安定载荷,以及热载荷下标准椭圆封头中心管系整体模型的安定载荷,并对比分析了3种方法的优缺点。结果表明,循环弹塑性分析法能较准确地反映结构的实际承载能力,但求解复杂、工作量最大;双极限载荷法和下限安定定理法相对于循环弹塑性分析法的最大误差均小于5%,且偏保守,双极限载荷法的计算量最小。综合考虑计算精度和工作量,在工程设计中可采用双极限载荷法;对于计算精度要求较高、周围弹性材料对最大应力点的约束能力较弱的情况,建议采用循环弹塑性分析法。