充液挠性航天器俯仰运动 1:1:1 内共振动力学分析

采用已推导的俯仰运动矩形贮箱受控刚-液-弹耦合系统在外力矩作用下的耦合动力 学模型，在刚体上加入控制项，详细分析了系统固有频率的精确解与近似解. 应用多尺 度法对耦合系统1:1:1内共振进行解析分析，与数值解比较验证解析解的正确性. 通过近 似解析分析得到刚-液-弹之间的耦合作用机理：1) 液深影响整个系统的软硬特性，当液体发 生软硬特性转化时，处于液体原多值频率区域的刚体和弹性体幅频曲线分支峰值会减弱，且 具有相同的特性转化趋势；处于液体新多值频率区域的刚体和弹性体幅频曲线分支峰值会增 强，且具有相反的特性转化趋势. 2) 刚体和弹性体幅频曲线的峰值均在以受控刚体和弹性体 为主的耦合系统固有频率处，以液体为主固有频率激励，刚体和弹性体振幅较小.     

混沌动力学方法在等离子体尾迹流场研究中的应用

用混沌动力学方法对多道扫描静电探针的离子饱和电流信号进行分析,研究了等离子体尾迹流场.通过对相关维、Renyi熵和最大Lyapunov指数的分析,得到了近尾流场的分层结构.利用最大Lyapunov指数,观测到了在x>10D以后的远尾流场与自由流场相似.结合探针信号的自相关函数,研究流场湍流结构,发现近尾可能存在大涡拟序结构,而在远尾则没有湍流.观察到了流场具有一定的间歇特征,认为这种间歇性与湍流有关.结果还表明,混沌动力学的分析方法对信号中非周期成分十分敏感,在研究等离子体尾迹流场这一类非线性系统时,它具有明显的优越性 关键词： 混沌动力学 尾迹 等离子体湍流 静电探针     

非保守线性陀螺系统的稳定性*

本文研究具有势力,陀螺力、循环力和瑞利阻尼的非保守线性力学系统的稳定性。借助于瑞利商证明了三个稳定性定理,这些定理给出的稳定性判据不依赖于瑞利商,因此方便实用。     

金刚石镀膜装置中的等离子体参数测量

利用平行马赫探针和单探针对金刚石镀膜装置中的等离子体漂移速度、,离子密度及电子温度进行了测量,采用ＣｈｕｎｇＫｙｕ－Ｓｕｎ理论对平行马赫探针数据进行分析得到的马赫数为０．２８,电子温度为５ｅＶ,等离子体流速约为９８０ｍ．ｓ＾－１。单探针测行离子密度在１０＾１８～１０＾２０ｍ＾－３的范围内,电子温度在２－８ｅＶ的范围内。     

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。     

双足模型步行中的倍周期步态和混沌步态现象

被动行走模型只依赖重力可以在斜坡上形成自然的周期步态.当模型参数改变时,步态随之改变.应用胞映射方法与Newton-Raphson迭代结合来获取被动行走模型周期步态的不动点,消除了迭代方法在初值选取上的随机性,并获得了模型的吸引盆.通过对不同参数的模型的仿真,讨论了参数变化对步态的影响.结果表明,转动惯量增大会导致倍周期步态到混沌步态的产生,足半径减小和质心位置降低也会导致分岔的出现. 关键词： 胞映射 双足步行 倍周期 混沌     

利用小行星视线矢量的火星探测光学自主导航研究

结合我国即将开展的自主火星探测计划,研究了航天器在火星探测巡航过程中利用小行星进行光学自主导航的整个过程. 根据巡航段的设计轨道,给出了导航小行星的筛选条件并筛选出可用于实际任务的导航小行星序列. 将自主导航的数据弧段长度设定为30d,数据观测周期为5d. 采用加权最小二乘滤波算法,当数据弧段长度为30d时,导航计算的位置误差在100～400km变化,速度误差不超过0.25m/s.      

第三届全国深空轨道设计竞赛总结

介绍了第三届全国深空轨道设计竞赛的题目和评价标准.总结了各队的设计方法、设计结果排名以及获得的启示.     

小行星的奇特动力学1）

小行星数以百万计,有着千奇百怪的外形.无论是小行星自身长期演化、还是它们附近的绕飞物体,都有着奇特的动力学现象.介绍小行星研究现状和发展趋势,阐明影响小行星姿态轨道长期演化的重要作用--雅科夫斯基效应和YORP效应.概述小行星不规则引力场描述方法与其中复杂的周期轨道,尝试提炼其中的科学问题和研究方向.     

Robust attitude control for rapid multi-target tracking in spacecraft formation flying

A robust attitude tracking control scheme for spacecraft formation flying is presented. The leader spacecraft with a rapid mobile antenna and a camera is modeled. While the camera is tracking the ground target, the antenna is tracking the follower spacecraft. By an angular velocity constraint and an angular constraint, two methods are proposed to compute the reference attitude profiles of the camera and antenna, respectively. To simplify the control design problem, this paper first derives the desired inverse system （DIS）, which can convert the attitude tracking problem of 3D space into the regulator problem. Based on DIS and sliding mode control （SMC）, a robust attitude tracking controller is developed in the presence of mass parameter uncertainties and external disturbance. By Lyapunov stability theory, the closed loop system stability can be achieved. The numerical simulations show that the proposed robust control scheme exhibits significant advantages for the multi-target attitude tracking of a two-spacecraft formation.