DreamBlooms/HansPub-15000-to-45000 huggingface dataset:
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user: 1. 引言 Fe基软磁合金是一种重要的磁性材料 [ 1 ] [ 2 ] [ 3 ] [ 4 ]。早在1992年，Mohri和Panina [ 5 ] 第一次在Co基非晶丝中发现了巨磁阻抗效应(指磁性材料的交流磁阻随着外加直流磁场的改变而发生变化的现象 [ 6 ]，简称：GMI效应)。由于GMI效应在室温和弱磁场可以实现明显的磁阻抗效应，因此受到各国学者的广泛研究 [ 7 ] [ 8 ] [ 9 ] [ 10 ]。众多的研究结果表明，基于GMI效应的磁敏传感器相比于传统的磁敏传感器具有灵敏度高、响应速度快、易于微型化等优势 [ 11 ]。Mohri等人获得的巨磁阻抗效应指的是横向驱动巨磁阻抗效应，后来杨介信、杨燮龙 [ 12 ] 等人则是根据Fe基纳米晶材料的易磁化方向(丝或薄带的轴向)测量磁性材料的GMI效应，称作纵向驱动的巨磁阻抗效应(LDGMI效应)，此种模式下测得的GMI效应具有较高的外场灵敏度。方允樟 [ 13 ] 等人研究了磁芯长度与LDGMI效应之间的关系，本文则重点研究Fe基(Fe 73.5 Cu 1 Nb 3 Si 13.5 B 9 )合金薄带为磁芯的驱动线圈的LDGMI效应与驱动线圈直径之间的关系，研究结果对GMI磁敏传感器的研发具有重要的现实意义。
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user: 2. 实验 采用单辊快淬法制备宽度为0.72 mm，厚度为30 μm的Fe基(Fe 73.5 Cu 1 Nb 3 Si 13.5 B 9 )非晶薄带，截取150 mm的非晶薄带，在自由伸长状态下以34℃/min的升温速率由室温升温至540℃，保温30 min，再自然冷却至室温，在整个退火过程中薄带始终处于自由伸长的状态，最后退火得到Fe基纳米晶薄带。然后制备直径D分别为0.9 mm、1.1 mm、1.9 mm、2.5 mm、3.0 mm、3.6 mm、4.5 mm、5.0 mm、7.4 mm和10.2 mm，长度为90 mm (100匝)的驱动线圈，测量过程中将退火得到的Fe基纳米晶薄带插入具有不同直径的驱动线圈内构成磁芯驱动线圈。将含有磁芯的驱动线圈置于直径为200 mm的Helmholtz线圈中，保证Helmholtz线圈的轴向与地磁场垂直。在Helmholtz线圈产生的直流磁场作用下，用HP4294A型阻抗分析仪测量具有不同直径的磁芯驱动线圈的阻抗。测量过程中，阻抗分析仪为自制的驱动线圈提供10 mA的交流电。 在此测量模式下得到磁芯驱动线圈的纵向巨磁阻抗(LDGMI)效应，图1为纵向巨磁阻抗测量的原理示意图，其定义如下： Δ Z Z = Z ( H e x ) − Z ( H max ) Z ( H max ) × 100 % (1) 其中Z (H ex )和Z (H max )分别是外加磁场为任意值和最大值时的阻抗值。 占空比为磁芯横截面积与驱动线圈横截面积的比值： Ψ = S m c S dc × 100 % (2) 其中S mc 为磁芯的横截面积，S dc 为驱动线圈的横截面积。 图1. 纵向巨磁阻抗测量原理图
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user: 3. 结果与讨论 3.1. 不同直径磁芯驱动线圈的巨磁阻抗 图2为磁芯驱动线圈的直径分别取0.9 mm、1.1 mm、1.9 mm、2.5 mm、3 mm、3.6 mm、4. 5mm、5.0 mm、7.4 mm和10.2 mm时测得Fe基磁芯驱动线圈LDGMI的最大值(ΔZ/Z) max 与驱动频率f之间的关系曲线。磁芯驱动线圈最大阻抗比(ΔZ/Z) max 随着驱动频率的增大首先急剧上升达到一个峰值，而后快速下降，最后缓慢减小逐渐趋于稳定。随着驱动线圈的直径越小，能够达到的峰值越大，随着频率变化的趋势越明显。 Fe基磁芯驱动线圈LDGMI效应曲线的最大阻抗比(ΔZ/Z) max 与驱动线圈直径D的关系如图3所示，驱动频率f分别为：0.1 Mhz、0.4 Mhz、1.0 Mhz、1.5 Mhz和2.0 Mhz。由图可见，驱动频率f = 0.1 Mhz，当D从0.9 mm增加到4.5 mm时，(ΔZ/Z) max 从2272.67%快速下降至311.46%；随后当D从4.5 mm继续增加到7.4 mm，(ΔZ/Z) max 缓慢从311.46%下降至155.07%；在D大于7.4 mm后，(ΔZ/Z) max 不再有明显的变化。对数据进行最小二乘法拟合，发现最大阻抗比(ΔZ/Z) max 都是随着直径D的增大呈指数下降，遵循下式(3)，驱动频率对磁芯驱动线圈的最大阻抗比的变化趋势没有明显的影响。在驱动频率为0.1 Mhz时，最大阻抗比可以达到2272.67%，有较宽的变化范围。 ( Δ Z / Z ) max = A exp ( − D / t ) + ( Δ Z / Z ) max 0 (3) 图2. LDGMI的最大巨磁阻抗比与驱动频率的关系 图3. LDGMI最大巨磁阻抗比与驱动线圈直径的关系 3.2. 占空比对最大阻抗比的影响 图4为不同直径Fe基磁芯驱动线圈的LDGMI曲线，驱动频率f = 0.4 Mhz (右上角的小图为直径为5.0 mm，7.4 mm，10.2 mm的GMI放大图)。由图4可见，磁芯驱动线圈的LDGMI曲在弱磁场区域(0 A/m磁场附近)呈现“针尖”状，说明外加磁场发生微弱的改变时，磁芯驱动线圈可以敏锐的感知，驱动线圈的直径D = 0.9 mm时的GMI曲线的最大阻抗比达到最大，对外磁场的响应灵敏度最高，随着直径D的增大最大阻抗比(ΔZ/Z) max 逐渐减小，从而Fe基磁芯驱动线圈对外磁场的响应灵敏度减小。 图4. 不同直径磁芯驱动线圈的LDGMI曲线 图5. LDGMI的最大巨磁阻抗比与占空比的关系 图5为Fe基磁芯驱动线圈LDGMI最大阻抗比(ΔZ/Z) max 与占空比Ψ的关系，驱动频率f = 0.4 Mhz。占空比Ψ分别为3.395%、2.273%、1.145%、0.762%、0.440%、0.306%、0.212%、0.164%、0.136%、0.050%、0.038%和0.026%时的最大阻抗比为1874%、1673%、1479%、1189%、979%、561%、416%、318%、238%、177%、74%、56%和41%。对数据进行最小二乘法拟合，发现Fe基磁芯驱动线圈LDGMI最大阻抗比(ΔZ/Z) max 随着占空比Ψ的增大呈指数上升，磁芯的横截面积与驱动线圈的横截面积越接近时，(ΔZ/Z) max 也就越高，关系式如(4)： ( Δ Z / Z ) max = − 1948.8 × e − Ψ / 1.24 + 1978.9 (4) 其中(ΔZ/Z) max 为Fe基磁芯驱动线圈LDGMI最大阻抗比，Ψ为占空比。
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user: 4. 结论 本文通过改变驱动线圈的直径，研究Fe基磁芯驱动线圈的纵向巨磁阻抗效应。结果表明：1) 驱动线圈直径与Fe基磁芯驱动线圈LDGMI最大阻抗比关系式为： ( Δ Z / Z ) max = A exp ( − D / t ) + ( Δ Z / Z ) max 0 ；2) 当驱动频率为f = 0.4 Mhz，Fe基磁芯驱动线圈LDGMI最大阻抗比与驱动线圈的占空比的关系为： ( Δ Z / Z ) max = − 1987.8 × e − Ψ / 1.24 + 1978.9 。
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user: 摘要 为了探索卧姿半弹道式再入时的人体动态响应，通过载人离心机模拟飞船半弹道式返回再入大气层过载曲线，对比分析卧姿状态下HybridIII生物力学假人头部、胸部及腰部的动力学响应。结果显示假人各部位胸–背向响应占优势。头部、胸部、腰部沿胸–背向的加速度由低到高，增长幅度较小；而沿头–盆向是由高到低，差异性明显，头部最高，胸部和腰部加速度较为接近。该实验研究为载人深空探测工程实践提供了数据基础，为载入加速度耐限制定及安全防护设计提供指导。
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user: 1. 引言 载人探月飞船返回地球时，飞船将以第二宇宙速度进入大气层，航天员将暴露于高水平再入加速度过载环境，严重威胁航天员健康安全，因此月地返回再入加速度安全成为航天载人登月的关键之一。虽然20世纪70年代，美国已实现了载人登月返回，苏联实施了无人飞船绕月飞行并返回，我国经过多年发展，已掌握近地轨道载人航天器返回与回收技术，成功完成多颗返回式卫星、多艘载人飞船返回与回收以及嫦娥五号飞行试验器任务，但是以第二宇宙速度载人月地返回再入仍有诸多重大问题尚待解决 [ 1 ] [ 2 ] [ 3 ] [ 4 ]。 根据国外载人登月工程实践特点分析认为，载人探月飞行任务的返回再入区别于近地轨道载人飞行返回，与近地轨道返回相比，航天员要承受更为严酷的再入加速度过载环境。目前根据飞行器负荷和再入速度不同主要选用两种返回方式 [ 3 ]，一是钱学森式弹道经受高温直接冲过大气层，该方式适合第一宇宙速度以下的近地轨道返回，如联盟号和神舟载人飞船；二是通过桑格尔弹道跳跃式来减速降温，如阿波罗登月载人飞船 [ 5 ] [ 6 ]、嫦娥五号T1试验返回器(CE-5T1)以接近第二宇宙速度跳跃式返回再入 [ 7 ] [ 8 ]。如果不采用跳跃式飞船加速度可达15 g左右，严重威胁航天员的生命安全。再入方式不同，飞行器所经历升阻力不同，相应所受加速度不同。相比而言，载人登月返回过程中，乘员将会经受更高峰值、增长率及复杂波形的加速度作用，导致乘员损伤风险显著增加，如有应急情况，过载安全问题更为突出。目前，美国NASA仍在进行返回再入加速度耐受性问题的相关研究。根据我国载人登月计划需求，及时开展返回再入加速度耐受性及防护技术研究，对明确登月任务返回再入乘员安全性设计具有重要意义。 借助载人飞行来获得高速再入人体加速度响应和生理效应等规律，实施代价高、安全风险大，通常先期采用地面分析、仿真和试验进行验证。我国目前也在开展相应研究，有学者采用HUMOS生物力学假人，开展再入过载条件下典型体位响应仿真研究，分析认为体位姿态对膈肌的位移和变形是影响人体对再入过载耐受力的最重要因素，并建议飞船乘员的姿态设计应优先选择躺姿 [ 9 ]。文献 [ 10 ] 利用离心机模拟Apollo10返回再入过载环境，获得躺姿Hybrid III生物力学假人半弹道式再入时的人体动态响应，结果显示假人重要部位的动态响应与再入模式下的过载曲线变化趋势基本一致，各部位合成加速度值较为接近。但从保持工程继承性和节省经费角度考虑，如果采用现有联盟号飞船或神舟飞船卧姿和嫦娥返回方式，是否有利于人体对抗再入加速度，需要进一步研究。本研究通过地面设备模拟躺姿阿波罗再入加速度环境，按联盟号飞船的乘员座椅姿态设计乘员方案，分析其再入方式过载条件下HybirdIII生物力学假人头部、胸部及腰部等重要部位的动力学响应规律，为载人飞行器第二宇宙速度返回再入的人体安全性和防护设计提供试验基础，为飞行设计提供设计备选方案。
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user: 2. 方法 2.1. 载荷设计 载人探月飞船以接近第二宇宙速度返回再入，为了进行热防护管理，飞船以半弹道式载入返回方式。载入环境具有重复、长时、高过载特点。CE-5T1返回中，其过载最大峰值达到9 G，减速后再入的二次过载峰值约4 G，两峰值间经历了接近较长时间0 G的开普勒段。以CE-5T1再入过载曲线为基准设计离心机参数。考虑到离心机的实际模拟情况，离心机的启动过载至少要求1.4 G。为了研究在不同载荷下假人响应的变化规律，分别设置四组不同峰值的模拟过载曲线。 2.2. 测试布点 模拟采用50百分位男性HybirdIII假人，体位为卧姿。在离心机座舱内安装类似联盟号飞船的座椅，座椅安装背角与座舱水平面夹角约20˚，座椅内放置缓冲坐垫，将HybirdIII假人以仰卧姿态放置在座椅内，并收拢假人双脚放置在脚蹬上，头部放置于头靠上，然后在用四点式安全带固定假人胸部，膝盖和脚部分别用安全带固定(图1)。使用MSR165三向加速度记录仪，最大量程±15 g记录人体加速度响应，分别在假人的头部质心位置、胸骨、腰部，采样频率为800 Hz/CH。 图1. 假人离心实验姿态
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user: 3. 结果 3.1. 离心机输出 根据探月飞船返回跳跃式再入轨迹规划 [ 7 ]，编制离心机G值文件，调试各设备控制参数，模拟载人登月再入过程持续变化的加速度作用环境。得到重复性良好的四组输出过载曲线，如图2所示。四组过载输出第一峰值分别为10.4 G、8.07 G、6.4 G和4.2 G，总作用时间约550 s。离心机模拟的半弹道式返回再入过载曲线满足设计要求。 3.2. 假人加速度响应 假人头部、胸部及腰部加速度结果见图3。结果显示随着载荷增加，三个部位的合成加速度也相应增加，趋势和输入载荷一致，其中四个过载输入下假人不同部位的最大响应见表1。 图2. 离心机输出过载曲线 图3. 假人头部、胸部和腰部的加速度响应 Table 1 Maximum response of different parts of dummy under four overload input 离心机输出过载 (最大值时刻/s) 头部 胸部 腰部 响应最大过载/G (时刻/s) 4.2 acc (57) 4.52 (69) 4.52 (70) 4.48 (68) 6.4 acc (57) 6.75 (66) 6.77 (69) 6.56 (65) 8.07 acc (57) 8.53 (69) 8.56 (68) 8.16 (63) 10.4 acc (57) 11.04 (69) 11.09 (70) 10.34 (62) 表1. 四个过载输入下假人不同部位的最大响应 3.3. 假人加速度响应分量 载人离心机输出过载第一峰值为8.07 G，总作用时间约550 s。假人头部、胸部和腰部沿胸背向的加速度响应分量见图4，三个部位沿Gx最大过载分别是7.60、7.86、8.09 (具体见表2)。 图4. 假人头部、胸部和腰部沿不同方向的加速度响应分量 Table 2 Maximum overload of dummy acceleration in different direction 方向 头部 胸部 腰部 加速度最大过载/G Gx 7.60 7.86 8.09 Gz 3.69 0.96 0.32 表2. 假人沿不同方向加速度最大过载
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user: 4. 讨论 本研究采用模拟联盟号座椅使用姿态，载荷模拟嫦娥返回工况特征，过载由低到高，作用时间保持一致。在这种工况下，随着过载的增加，头部、胸部、腰部加速度响应也增加。头盆向、胸背向加速度响应规律与离心机输出过载峰值间隔时间、持续作用时间、曲线变化趋势基本一致。月地返回跳跃式再入大气层时，过载曲线具有第一峰值高、波形陡峭的显著特征，对人体生理耐受能力和再入安全性影响较大。 头部和胸部合加速度峰值均大于离心机输出的过载峰值(见表1)。可能由以下两点原因造成：一是过载由离心机做圆周运动所产生的离心力模拟，当离心机输出给定的过载曲线时，速度大小的变化会产生线性加速度，即造成Gy方向的加速度从而使合加速度变大；二是对假人约束不完全造成状态的不稳定。腰部的过载峰值稍大于离心机输出，主要受上述第一个原因的影响。假人的响应峰值存在滞后现象：胸部和头部响应峰值滞后约12 s，腰部滞后相对较小且随离心机输出载荷的增大而减少。 对比头部、胸部、腰部胸背向的加速度，由低到高，增长幅度较小；而头盆向是由高到低差异性明显，头部最高，胸部和腹部加速度较为接近(见表2)。在头盆向，加速度曲线第一峰值为3.69 g，其余时间历程头盆向G值响应整体水平不高。分析载荷传递方式认为，假人卧姿腰部胸背向高的原因可能是腿部往回弯曲挤压造成；头盆向加速度峰值依次由高到低，较大差异性，主要因为是头部没有约束，自由灵活，活动范围大，加速度响应一般相对与胸腹部较大。对人体生理效应的影响，是较高的头部+Gz加速度会对视力和脑功能产生负面效应；胸部心肺下沉牵拉并向下挤压膈肌；臀部由于座垫构型和人体卧姿大腿向腹部回屈挤压，限制膈肌下移，可能对超重对抗的腹式呼吸动作效果以及超重过载耐力造成不利影响。通过分析假人不同部位的响应特性，发现头部响应有较高的+Gx值外，头盆向+Gz也相对较高，因此载人月地返回再入防护设计时，还应加强头部的约束与固定。
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user: 5. 结论 本文对利用离心机模拟嫦娥返回再入过载，探讨卧姿人体姿态载入方式对假人动态响应的影响。结果表明模拟嫦娥载入返回过载时，假人头部、胸部、腰部三个重要部位均有较大+Gx加速度响应，验证了文 [ 9 ] 和 [ 10 ] 部分结果和变化趋势。尤其是假人三个部位+Gx由头部、胸部、腰部载荷逐渐增大，意味着除了头部和胸部会产生较大生理影响外，腰腹部过载也将产生重要影响，这是由卧姿和腿部弯曲造成的，而且是不利于加速度对抗和提升加速度耐力的。建议下一步在工程设计和制定飞行器医学要求时，飞船设计师应关注卧姿时人体内部器官的受力状态，为航天员设计具有更好保护作用的体位，为飞船再入制定更好的返回策略。
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user: 摘要 该研究提出使用非线性能量阱(Nonlinear Energy Sink， NES)对复杂环境下的大型挠性航天器进行振动抑制，并利用超磁致材料(Giant Magnetostrictive Materials， GMM)采集NES耗散的振动能，达到节约能源的效果。考虑太阳光压和热冲击的影响，建立Hamilton体系下大型挠性航天器的在轨动力学模型。根据Newton动力学定律得到NES的振动抑制方程，引入Jiles-Atherton模型求得GMM的能量采集表达式。将NES-GMM耦合于航天器的两自由端，利用Galerkin法对整体结构进行离散化，采用Runge-Kutta法进行数值仿真。结果表明NES对航天器的振动抑制效果十分显著，同时GMM能够采集NES耗散的部分振动能，因此该方案是完全可行的，此外适当调整NES和GMM的结构参数还可以提高工作性能。该研究为振动控制与能量采集技术在航天领域的应用提供了新的思路。
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user: 1. 引言 近年来随着航天事业的飞速发展，各类航天器所承担的任务也越来越复杂，故需要航天器具有更强的功能性，比如空间太阳能电站需要提供更多的能源，完成更高效的发电；空间机器人需要具备更大的活动范围和更灵活的工作方式等，这些需求都促使航天器向大型化发展 [ 1 ] [ 2 ]。此外为降低发射成本，提高工作效率，低刚度材料逐渐用于大型航天器的设计与制造，因此大型挠性结构在航天领域中得到了非常广泛的应用。 然而大型挠性航天器在轨运行时会受到各种空间干扰的作用，如太阳光压力矩、热冲击、重力梯度力矩等，由于自身大尺寸、高柔度的特性，航天器的内部结构极易产生剧烈振动，因此很多学者针对航天器的结构振动问题展开研究。Malla讨论了航天器简化模型的不同方案，并进行了相应的动力学分析，研究结果发现在大姿态角的条件下，姿态运动和结构振动会对航天器的动力学行为产生很大影响 [ 3 ]。李学府建立了绳系空间太阳能电站的动力学模型，研究了太阳能电站的非线性动力学行为，利用数值仿真得到其动力学响应，结果表明横向振动对太阳能电站的影响远大于轴向振动 [ 4 ]。McNally进一步研究了柔性哑铃模型的热环境-结构振动耦合动力学问题，仿真结果表明热环境的变化和温度场的非均匀分布能够导致结构的弯曲变形，同时也会影响自身的姿态运动 [ 5 ]。 大型挠性航天器的结构振动会使系统产生极大的不稳定性，严重影响正常的在轨运行，因此对航天器进行高效的振动控制是十分必要的，这引发了许多学者的研究与讨论。Sabatini将基于绳索的太阳能电站的功率传输面板简化为欧拉梁，使用推进器和压电装置对太阳能电池板进行振动控制，数值仿真验证了该方案的可行性，并发现面板刚度会对控制效果产生影响 [ 6 ]。张天丽提出了一种基于超磁致伸缩致动器的位移定位与控制系统，并对该系统的动力学模型及控制方法进行了描述，结果表明阶跃响应下的超磁致伸缩致动器具有良好的位移定位和控制性能 [ 7 ]。然而以上两种控制器都需要大量的外部能源作为输入，且控制效果均有待提高。陈阳在不改变航天器现有结构的条件下，设计了新型圆盘隔振器来实现整星隔振，结果表明该隔振器用于航天器的振动抑制是可行的，此外航天器-隔振器系统的振动传递率和阻尼比会影响其抑制性能 [ 8 ]。 伴随着整星隔振技术的迅速发展，非线性能量阱(Nonlinear Energy Sink， NES)应运而生，NES由粘弹性阻尼、质量块和非线性刚度弹簧组成，设计良好的NES可以提供强大的振动抑制能力，其耗散的能量也可被回收和再利用 [ 9 ]。孔宪仁研究了NES的能量靶向传递现象，利用复平均法求解出系统能量与各参数的近似关系，给出了NES具备抑制能力时线性阻尼的有效范围，数值仿真验证了上述结果 [ 10 ]。臧健开始将NES应用到整星系统中，通过Runge-Kutta法分析了NES对系统响应的抑制效果，结果表明NES能够实现对整星系统的振动抑制 [ 11 ]，然而将NES用于大型挠性航天器的振动抑制还有待研究。与此同时，超磁致材料(Giant Magnetostrictive Materials， GMM)凭借能量密度高、响应快和寿命长的优势，可显著提高振动能的采集效率。贾振元考虑了GMM的非线性问题，建立了基于磁感应强度的GMM动力学模型，并进行了仿真分析，结果表明增大磁感应强度可提高GMM的能量采集效率 [ 12 ]。孟爱华设计了一种柱棒式GMM振动能量采集器，对GMM的物理特性进行分析，完成了GMM装置的建模、仿真和实验，结果说明了该装置具有良好的能量采集性能 [ 13 ]。然而GMM在航天领域的应用仍处于起步阶段，需要进一步研究和讨论。 针对上述问题，本文提出一种将NES与GMM同时用于大型挠性航天器的新方案。在太阳光压和热冲击作用下，建立由大型挠性航天器和NES-GMM组成的振动抑制与能量采集系统。数值仿真验证了该方案的可行性，还分别研究了NES和GMM的结构参数对自身工作性能的影响。该方案既保证了航天器在复杂环境中的稳定运行，又实现了能源的节约，为提高振动抑制与能量采集效率也提供了一些参考。
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user: 2. 大型挠性航天器在轨动力学建模 基于Hamilton原理，对复杂空间环境下的大型挠性航天器进行在轨动力学建模，首先做出如下假设： (1) 在本文中，地球被视为一个理想球体。 (2) 航天器以特定的轨道绕地球运行。 (3) 航天器的长度远大于厚度。 (4) 忽略航天器的扭转和剪切变形。 因此，可以将航天器简化为两端自由、只进行轴向运动的Euler-Bernoulli梁平面模型。结合小变形假设，只考虑航天器垂直于正表面方向的振动 [ 14 ]。取航天器几何中心的运动作为整体的轨道运动，图1给出了大型挠性航天器的在轨运行简图。其中， O e 代表地心； O e x 0 y 0 ， O e x e y e 分别代表轨道和惯性坐标系； R 1 为轨道半径； φ 为航天器的面上姿态角； θ 为轨道倾角； F 代表航天器所受的空间干扰合力；航天器位于xy平面内，其几何中心O作为浮动坐标系的原点，x轴与y轴分别沿航天器的切线和法线方向。在浮动坐标系上航天器发生弯曲变形， ρ P 代表航天器变形前P点相对于O点的位置矢量 O P ； w P 代表航天器变形前后P点的横向变形矢量。因此，P点相对于地心 O e 的位置矢量 r P 可以表示为： r P = A e o R 1 + A e o A o a ( ρ P + w P ) (1) 式中， A e o 表示轨道坐标系到惯性坐标系的变换矩阵，而 A o a 表示浮动坐标系到轨道坐标系的变换矩阵，二者可以由式(2)分别表示： 图1. 大型挠性航天器在轨运行简图 A e o = [ cos θ 0 sin θ 0 1 0 − sin θ 0 cos θ ] ， A o a = [ 1 0 0 0 cos φ − sin φ 0 sin φ cos φ ] (2) 随后，开始计算航天器在轨运行时产生的动能和势能。设航天器上P点的线密度为 m P ，则P点的动能可以表示为： T P = 1 2 m P d r P T d t ⋅ d r P d t (3) 对式(3)关于时间进行积分，可以得到航天器整体的动能表达式为： T = 1 2 ∫ { ( ∂ w ∂ t ) 2 + ( ω 0 R 1 ) 2 + ( w 2 + x 2 ) ( ω 0 + d φ d t ) 2 + 2 ω 0 R 1 ∂ w ∂ t cos φ + [ 2 ω 0 R 1 ( x cos φ − w sin φ ) + 2 x ∂ w ∂ t ] ( ω 0 + d φ d t ) } d m 1 (4) 式中， m 1 代表航天器质量。航天器的总势能由应变能和重力势能两部分组成。其中，航天器的应变能只包括弯曲变形能，且由于航天器低轨运行，其重力可近似等于万有引力。二者表达式分别为： U d = 1 2 ∫ E I ( ∂ 2 w ∂ x 2 ) 2 d x ， U g = − ∫ μ r d m 1 (5) 式中， μ 为地球引力常数， μ = G m 1 ，G为万有引力常量， G = 6.67 × 10 − 11 N ⋅ m 2 / kg 2 ；r为航天器上某一点到地心 O e 的距离，其表达式为： r = R 1 2 + x 2 + w 2 + 2 x R 1 cos φ − 2 w R 1 sin φ (6) 在空间环境中，太阳光压和热冲击会对航天器的在轨运行产生极大影响。太阳光压是由太阳辐射与航天器表面的相互作用产生的一种空间摄动力，当航天器运动到阴影区域时，太阳光压将会消失。施加在航天器正表面的太阳光压及力矩可分别表示为： F s = ∮ A d f s ， T s = ∮ A r s × d f s (7) 式中， d f s 表示作用在航天器表面面元 d A 上的太阳光压，其表达式为 [ 15 ]： d f s = ( 2 3 C r d + 2 C r s cos β ) n ρ s d A + p 1 H ( cos β ) cos β ( a s + C r d ) r s (8) 式中， p 1 为太阳辐射常数； n 为面元 d A 的法向量； a s 为太阳光的吸收率，则反射率 ρ s = 1 − a s ； C r d 为漫反射比，设 K s 为漫反射系数，则有 C r d = K s ρ s ； C r s 为镜面反射比， C r s = ( 1 − K s ) ρ s ； β 为太阳光的入射角， β = 0 为太阳光压的最大值点。故结合式(7)~(8)，太阳光压对航天器做的功可由下式计算： W s = ∫ 0 π 2 T s d φ ， β = 0 (9) 此外，航天器从阴影区运行至光照区时，会突然受到强高温作用，即热冲击现象。已知航天器的长厚比极大，故其正表面的温度场可视为仅关于y坐标的函数。在受热均匀的条件下，航天器的传热过程只发生在沿y轴方向。设航天器正表面的材料参数与温度无关，由Fourier定律可得到温度场的动态方程为 [ 16 ]： k t ∂ 2 T ∂ z 2 + δ q t = ρ c t ∂ T ∂ t (10) 式中， k t 、 ρ 和 c t 分别代表航天器的导热系数、面密度与比热容； q t 为热冲击载荷， δ 为 q t 的相对参数，当热冲击作用于航天器的正表面时， δ = 1 。下面引入热力学第一定律 [ 17 ]： Q = c t m 1 Δ T = α t S H t t (11) 式中， Δ T 为航天器受到热冲击前后的温度差； α t 为航天器正表面的热吸收率； H t 为太阳辐射热流。假定航天器不与外界环境发生热交换，则热冲击对航天器做的功可由下式计算： W t = ∫ 0 L ∫ 0 h E α t α e S H t c t m 1 y d y ∂ y ∂ x d x (12) 式中，h、E和 α e 分别表示航天器的厚度、弹性模量与热膨胀系数。已知航天器的总动能、势能与合外力功，故引入Hamilton方程： ∫ t 1 t 2 ( δ T − δ U + δ W ) d t = 0 (13) 因此将式(4)、(5)、(9)和(12)代入式(13)，经整合可得到大型挠性航天器的在轨动力学方程组，如下所示： ∫ [ d 2 φ d t 2 ( x 2 + w 2 ) + 2 w ( ω 0 + d φ d t ) ∂ w ∂ t + ( W s + W t ) + ( ω 0 2 − μ r 3 ) R 1 ( x sin φ + w cos φ ) + x ∂ 2 w ∂ t 2 ] d x = 0 (14) ∂ 2 w ∂ t 2 + [ μ r 3 − ( ω 0 + d φ d t ) 2 ] w + x d 2 φ d t 2 + ( W s + W t ) + E I ρ A ⋅ ∂ 4 w ∂ t 4 + ( ω 0 2 − μ r 3 ) R 1 sin φ = 0 (15) 式(14)中，第1、2项代表航天器的姿态运动与结构振动的耦合项；第4项中的 − μ / r 3 为重力梯度项；第5项为振动加速度项。而式(15)中，第2项表示航天器的重力梯度与姿态-振动的耦合项；第3项表示姿态角的加速度项；第5项中的 E I / ρ A 表示航天器正表面的弯曲强度。
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user: 3. NES振动抑制与GMM能量采集 随着振动控制技术的不断创新，出现一类由弹簧、阻尼与小型质量块组成的振动抑制装置，根据弹簧的线性和非线性，装置可分为两类：线性吸振器和NES，相比于线性吸振器，NES具有工作效率高、吸振频带宽和鲁棒性强等优势，故可将NES用于航天器的振动抑制，NES的结构如图2所示。 图2. NES结构示意图 其中，m代表NES的质量；c代表NES的阻尼；k代表NES的非线性弹簧刚度。根据Newton第二定律，NES的动力学方程如下： m z ¨ + c ( z ˙ − w ˙ ) + k ( z − w ) 3 = 0 (16) 根据Newton第三定律，可分别得到NES对航天器的控制力及做功表达式： F N E S = c ( w ˙ − z ˙ ) + k ( w − z ) 3 ， W N E S = ∫ 0 L F N E S w d x (17) 对于线性吸振器，控制系统整体能量表达式为： E l i n = w ˙ 2 2 + ε z ˙ 2 2 + w 2 2 + k L ( w − z ) 2 2 (18) 式中， ε 为系统参数， 0 < ε < 1 ； k L 表示线性弹簧的刚度。相比于线性吸振器，NES具有更良好的吸振机理-靶向能量传递(Targeted Energy Transfer， TET)：当NES耦合至航天器主体时，系统产生的振动能传递给NES。随着振动能不断被NES耗散，整个振动系统进入共振状态。直到某一时刻，能量传递结束，NES可耗散系统中的大部分能量。基于线性控制系统(18)，航天器-NES系统的整体能量可以表示为： E N E S = w ˙ 2 2 + ε z ˙ 2 2 + w 2 2 + ε k ( w − z ) 4 4 (19) 此外，得益于TET机理，NES耗散的振动能也可以进行回收和再利用。因此，本文引入GMM能量采集技术，在NES进行振动抑制的同时，采集其耗散的部分振动能，最终达到节约能源的效果。图3给出了GMM能量采集装置的截面图。 图中，阴影区域代表附有感应线圈的GMM棒； F G M M 、 分别表示GMM棒所受的压力和装置内部产生的预紧力。基于Villari效应 [ 18 ]，可得GMM的本构方程如下： (20) 图3. GMM能量采集装置截面图 (21) 式中， 、 和 分别代表GMM棒的应变、压应力和弹性模量；B、 和 分别为GMM棒的磁场强度、压磁系数和磁导率；H、 分别为GMM的外加偏置磁场和磁致伸缩系数，其中 的表达式为： (22) 式中， 、 和M分别表示GMM的饱和磁致伸缩系数、饱和磁化强度和总磁化强度。由应变的定义可知： (23) 式中， 、u和 分别为GMM棒的长度、初始位移和预应力 引起的位移。下面给出Jiles-Atherton模型的表达式： (24) (25) (26) (27) (28) 式中， 、 和 分别表示GMM的有效磁场强度、无磁滞磁化强度和畴壁作用系数；a、 和 分别为无磁滞形状系数、不可逆磁化强度与不可逆损耗系数； 、 和 分别为可逆磁化强度、比例系数和符号函数，其中 。引入机电耦合模型 [ 19 ]， 与M的关系式为： (29) 式中， 代表GMM棒的能量耦合系数。在进行振动控制之前，GMM内部无预应力和磁场，因此设初始条件为 、 ，则有： (30) 结合式(23)，根据Faraday电磁感应定律可知，磁通量的变化能够产生感应电动势，故GMM装置产生的感应电动势及功率为： ， (31) 式中， 、 和R分别为GMM装置的感应线圈匝数、横截面积和外接电阻。将NES-GMM耦合到大型挠性航天器的两个自由端，如图4所示。 图4. 大型挠性航天器-NES-GMM示意图 假设用 、 分别代表GMM棒所受的预应力与棒体直径，则NES的控制方程为： (32) (33) 将式(32)~(33)代入式(14)~(15)，并引入Galerkin法进行离散化，在任意时刻航天器的振动位移都可以表示为： (34) 式中： 为第 阶模态坐标下的位移； 表示固有振型函数。由于航天器为轴向运动、两端自由的梁模型，故其边界条件为： (35) 振型函数 必须满足上述的边界条件，由式(34)~(35)可求得 的表达式如下： (36) 式中， 可近似为常数， ；L为航天器的总长度； 的前四个根分别为1.875、4.694、7.855和10.996，且 恒成立。经整合，最终得到大型挠性航天器的振动抑制与能量采集方程为： (37) (38) (39)
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user: 4. 数值仿真 为进一步验证NES和GMM对复杂环境下大型挠性航天器的振动抑制与能量采集效果，本节采用了计算精度高、效率快的高阶Rungle-Kutta法进行数值仿真，此外还分析了NES的阻尼比和非线性刚度对抑制效果的影响，以及GMM的磁导率和磁致伸缩系数对能量采集效果的影响。已知NES与GMM的相互作用非常弱 [ 20 ]，可进行独立讨论。首先表1给出了大型挠性航天器的结构与空间参数，而NES-GMM的结构参数如表2所示。 Table 1 Structural and spatial parameters of large flexible spacecraft [ 21 ] [22 参数 符号 数值 长度 L 3000 m 厚度 h 20 m 密度 1 × 10 4 kg/m 2 弹性模量 E 2.5 × 10 11 Pa 比热容 700 J/kg 导热系数 200 W/mk 热膨胀系数 1 × 10 −6 热吸收率 0.5 光吸收率 0.6 漫反射系数 0.2 温度差 200 K 太阳辐射热流 1350 J 太阳辐射常数 4.64 × 10 −6 N/m 2 表1. 大型挠性航天器结构与空间参数 [ 21 ] [ 22 ] Table 2 Structural parameters of NES-GMM [ 20 ] [23 参数 符号 数值 GMM棒长度 0.5 m GMM棒直径 0.2 m GMM棒弹性模量 5 × 10 10 Pa 压磁系数 1.8 × 10 −8 m/A 磁导率 2 × 10 −6 N/A 2 饱和磁致伸缩系数 6.1 × 10 −6 饱和磁化强度 7.5 × 10 5 A/m 畴壁作用系数 0.01 无磁滞形状系数 a 5000 不可逆损耗系数 0.6 比例系数 0.5 能量耦合系数 1000 线圈匝数 500 线圈横截面积 0.05 m 2 外接电阻 R 50 Ω 表2. NES-GMM结构参数 [ 20 ] [ 23 ] 图5体现了NES对大型挠性航天器的振动抑制效果，首先设NES的初始阻尼比为0.2，非线性刚度为2.5 × 10 5 N/m。在太阳光压和热冲击的共同作用下，航天器在100 s内一直保持剧烈振动，最大振动位移为2.5 m。加入NES后航天器的振动位移迅速减小，其最大偏差(首个波峰值)降至1.5 m，并最终收敛于t = 75 s处。结果表明在TET过程中NES可以吸收航天器的大部分振动能，因此NES对航天器的振动抑制效果十分显著，能大幅削弱太阳光压和热冲击对航天器的影响。 图5. NES对大型挠性航天器的振动抑制效果 图6说明了NES的阻尼比会影响自身的振动抑制性能，遵循控制变量的原则，取NES的非线性刚度为定值(k = 2.5 × 10 5 N/m)。当阻尼比c = 0.4时，航天器的振动位移相比于图5 (c = 0.2)明显下降更快，最大偏差减小为0.9 m，最终收敛于t = 40 s处，NES的抑制性能大幅提升。随着阻尼比翻倍(c = 0.8)，最大偏差又降至0.3 m，收敛时间仅为20 s，NES的性能再次提升，这说明NES的阻尼比与TET效率成正相关。因此为了对航天器进行更有效的振动抑制，提高NES的阻尼比是完全可行的，在本文中c = 0.8使NES的性能达到最佳。 图6. NES的阻尼比对振动抑制性能的影响 图7评估了NES的非线性刚度对自身抑制性能的影响，同样取NES的阻尼比为定值(c = 0.2)。当非线性刚度k = 5 × 10 5 N/m时，航天器振动位移的变化与图5基本相同，最大偏差仅增加0.02 m，仍在t = 75 s处收敛(图7(a))。当刚度翻倍后(k = 1 × 10 6 N/m)，最大偏差又略微增加0.03 m，但收敛时间仍保持不变(图7(b))，这说明NES的非线性刚度对TET进程的作用非常小。因此NES的抑制性能基本不受非线性刚度的影响，k的最优值为5 × 10 5 N/m。 图7. NES的非线性刚度对振动抑制性能的影响：(a) k = 5 × 10 5 ，(b) k = 1 × 10 6 图8对比了NES的能量耗散和GMM的能量采集情况。根据表2，取GMM的磁致伸缩系数和磁导率的初始值均为2 × 10 −6 。在NES的抑制作用下，大型挠性航天器被耗散的振动能大幅增长，前40 s内的增速极高，此后能量增长逐渐平缓，在t = 75 s处达到最大值(9557 J)，这也与图5中NES的控制时间相适应。与此同时GMM采集的振动能总量也在逐渐增加，相比于NES的能量耗散，GMM采集的能量增幅较小，结果表明整个能量采集过程可持续22 s，采集的总能量为1163 J，经计算GMM可采集NES耗散能量的12.17%。因此本文提出的方案是可行的，但仍需进一步增强GMM的采集性能。 图8. NES-GMM的能量耗散与采集对比 图9体现了GMM的磁致伸缩系数对能量采集性能的影响，首先设定磁导率的值为2 × 10 −6 N/A 2 。当磁致伸缩系数λ = 4 × 10 −6 时，GMM的能量采集过程可持续30 s，采集的振动能总量为1791 J，是初始值的1.54倍，达到NES耗散能量的18.74%。当λ = 6 × 10 −6 时，能量增长十分明显且采集的持续时间延长至75 s，这与NES的能量耗散过程相适应，极大实现了能源节约，此时GMM采集的总能量可达7373 J，是初始值的4.12倍，占NES耗散能量的77.15%。因此为了提升GMM的采集性能，增大λ是非常可行的，λ越接近饱和磁致伸缩系数，GMM性能的提升越显著。 图9. GMM的磁致伸缩系数对能量采集性能的影响 图10评估了GMM的磁导率对能量采集性能的影响，同样先取磁致伸缩系数为定值(λ = 2 × 10 −6 )。当磁导率μ 0 = 4 × 10 6 N/A 2 时，GMM采集的振动能总量为1275 J，达到NES耗散能量的13.34%，能量采集过程可持续25 s，与初始值相比有小幅提升。随着μ 0 增至6 × 10 6 N/A 2 ，GMM最多可采集振动能1409 J，占NES耗散能量的14.74%，能量采集过程可延长至30 s，采集效果再次得到提升，结果表明提高GMM的磁导率可进一步增强自身的能量采集性能。因此根据图9~10的仿真结果，GMM的磁致伸缩系数和磁导率均可作为评估其能量采集性能的参数，而进行横向对比时会发现增大磁致伸缩系数对自身性能的提升更显著。 图10. GMM的磁导率对能量采集性能的影响
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user: 5. 结论 考虑到太阳光压和热冲击的影响，本文建立了大型挠性航天器的在轨动力学模型，利用NES和GMM对航天器分别进行振动抑制和能量采集，数值仿真验证了该方案的可行性，并得到以下结论： (1) 利用NES对大型挠性航天器进行振动抑制是非常可行的。提高NES的阻尼比会显著增强自身的抑制性能，最快可在20 s内完成航天器的振动抑制，相比之下NES的非线性刚度对其抑制性能无明显影响，结果体现了NES高效、稳定的特性。 (2) GMM能量采集技术用于大型挠性航天器同样是可行的。GMM具有良好的采集性能，其性能与磁致伸缩系数和磁导率均呈正相关，经对比，磁致伸缩系数对于GMM性能的提升更显著，优化后GMM采集的振动能总量占NES耗散的77%以上，采集时间可延长至75 s。 本文同时实现了复杂环境下大型挠性航天器的稳定运行和能源节约，为振动控制与能量采集技术在航天领域的应用提供了新的参考。在此研究的基础上，本文也对下一步的科研工作进行了展望： (1) 大型挠性航天器的一个重要特点是模态密集，由于结构复杂，模型的准确性也难以保证，对多个模态进行控制时独立模态空间的控制效果可能不佳，而对整个系统进行控制器设计的难度也较大。因此需要进一步结合分布式控制方法，进一步研究结构振动控制方法。 (2) 由于大型挠性航天器的控制性能指标大大提高，系统对控制精度和稳定度的要求也逐渐提高，这些系统特性对大型航天器的控制系统设计提出了严峻挑战。因此需要基于航天器的振动控制，在大挠性结构中加入嵌入式作动器，进一步研究系统布局优化、执行机构配置与布局优化等问题。
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user: 摘要 冠状病毒(Coronaviruses， CoV)是对人类和动物健康产生重大影响的有囊膜的单链RNA病毒。冠状病毒可持续在哺乳动物和鸟类中传播。有些冠状病毒是可造成重大公共卫生安全事件的病原体。野生鸟类是多种γ-冠状病毒和δ-冠状的储存宿主。野鸟跨境迁徙是这些病毒传播扩散的重要途径。本文综述了冠状病毒分类和基因组结构、野鸟冠状病毒的流行病学、检测方法及防控研究，为评估未来冠状病毒传播风险提供参考。
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user: 1. 引言 冠状病毒(Coronaviruses， CoV)是对人类和动物健康产生重大影响的有囊膜的单链RNA病毒 [ 1 ]。它可持续在哺乳动物和鸟类中传播。新型冠状病毒肺炎(COVID-19)、严重急性呼吸综合征冠状病毒(SARS-CoV)和中东呼吸综合征冠状病毒(MERS-CoV)是造成重大公共卫生安全事件的冠状病毒病原体，产生严重的社会经济影响 [ 2 ] [ 3 ] [ 4 ]。家畜的冠状病毒，如猪的流行性腹泻病毒(PEDV)、猪的δ-冠状病毒(PDCoV)、禽冠状病毒代表传染性支气管炎病毒(IBV)和火鸡冠状病毒等，对动物健康有重大影响，并造成重大经济损失 [ 5 ] [ 6 ] [ 7 ]。 冠状病毒跨种向新宿主的溢出事件频繁发生，SARS-CoV和MERS-CoV是溢出到人类的最显著例子 [ 8 ] [ 9 ]。牛冠状病毒、犬呼吸道冠状病毒、单峰骆驼冠状病毒，甚至人类冠状病毒OC43都可能来自同一个共同祖先，也表明了冠状病毒宿主的巨大灵活性 [ 10 ]。SARS-CoV可能起源于蝙蝠，PDCoV可能起源于鸟类 [ 6 ] [ 7 ]。野生鸟类是多种γ-冠状病毒和δ-冠状的储存宿主 [ 11 ]。本文对野生鸟类携带及传播冠状病毒研究进行综述，为未来野鸟冠状病毒风险评估与防控提供参考。
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user: 2. 冠状病毒分类 冠状病毒属于冠状病毒科、冠状病毒亚科和巢病毒目。研究者怀疑冠状病毒出现于3亿多年前，在时间上与蝙蝠和鸟类的共同进化和共同发散相对应 [ 12 ]。冠状病毒后来的多样化是营养、繁殖和栖息生态差异的产物 [ 13 ]。目前，基于一个阈值水平的序列一致性的复制酶区域分类标准，冠状病毒被分为四类：α-、β-、γ-和δ-冠状病毒 [ 14 ]。α-和β-冠状病毒感染人类和家畜 [ 15 ]。γ-和δ-冠状病毒尽管可在一些海洋哺乳动物和亚洲食肉动物中检测到，但其主要与鸟类宿主有关，即2009年在雀形目鸟类中发现的冠状病毒，与已知的冠状病毒不同，遗传进化分析形成了一个独特的簇，被认定为δ-冠状病毒 [ 16 ]。根据ICTV(2019)的最新更新，现在有五种γ-冠状病毒属病毒 [ 17 ]。1) 由IBV的一些基因型组成的AvCoV，2) AvCoV 9203，IBV和火鸡冠状病毒的一些基因型组成，3) DCoV，即鸭冠状病毒2714，4) 鹅冠状病毒CB17和5) 白鲸冠状病毒。
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user: 3. 冠状病毒的基因组结构 冠状病毒的特征是一个特别大的RNA基因组。冠状病毒基因组大小约为27，500 bp [ 1 ]。基因组包含在5’帽子结构和3’poly(A)尾之间 [ 1 ]。基因组三分之二是由编码复制酶多聚蛋白1a和1ab两个重叠的大开放阅读框组成。这两个大的复制酶多聚蛋白通过核糖体的移码机制被病毒蛋白酶裂解成非结构蛋白(NSP)。α-和β-冠状病毒基因组中，NSP数量为16，而γ-和δ-冠状病毒有15个NPS (缺乏NSP1)。在这些复制酶结构域中，有7个最保守的结构域，分别是NSP3、NSP5和NSP12 16，它们在冠状病毒中起着物种分界的作用 [ 14 ]。其余三分之一的基因组包括四个结构蛋白基因：S、E、M和N [ 1 ]。
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user: 4. 野鸟冠状病毒流行病学 迄今为止，已在30个科的禽类108种野生鸟类中检测到冠状病毒。虽然δ-冠状病毒中三个亚属的7种病毒在野生鸟类中均有发现 [ 17 ]，但水禽中更多的是γ-冠状病毒而不是δ-冠状病毒 [ 18 ]。 有大量证据表明，CoV可由家禽传播给野鸟，也可由野鸟传播给家禽 [ 19 ] - [ 24 ]。澳大利亚野生鸟类、巴西的野生孔雀和鸽子中均发现类IBV毒株 [ 19 ] [ 20 ]。在健康的家养水鸭和孔雀中分别检测到与H120疫苗毒株同源IBDV (H120-like IBV)及田间IBDV毒株 [ 21 ]。一种类似于田间的IBV病毒接种到无特定病原鸡体内会导致肾炎和高死亡率，但接种H120-like IBV不显示致病性 [ 21 ]。这些结果表明，这些野鸟可能是IBV的无症状携带者，并可能向易感鸡群传播病毒。在散养鸭和大天鹅的粪便中检测到H120-like IBV，也提示冠状病毒从家禽种群到野生鸟类的传播感染 [ 22 ]。波兰采集的野生鸟类样本中存在δ-冠状病毒，且在雁鸭目和鸻形目野鸟中检测到的冠状病毒基因片段与该地理区域内最常见的IBV谱系高度相似 [ 23 ]。埃及野生鸦科、鹭科和雁鸭科鸟类样本中获得IBV株基因序列，其中部分S1基因序列与Ma5疫苗株相关序列高度同源。意大利北部地区的鹌鹑中鉴定出南美特有的IBV相似的δ-冠状病毒，有时在鹌鹑中可以同时鉴定出IBV和南美特有的δ-冠状病毒 [ 24 ]。这些发现表明，疫苗毒株可能会溢出到野生鸟类，它们可能作为无症状宿主，使这些毒株发生一些基因变异；这些变异的病毒可能会以相反的方向向家禽种群溢出，且不能排除其具有较高致病性可能性 [ 25 ]。 野生鸟类通过长途迁徙可将不同的IBV变种传播到新的地理区域，如将冠状病毒变种QX从中国传播至欧洲，将Var2变种 从中东传播至波兰 [ 26 ] [ 27 ]。在南美野生鸟类中发现了以前只存在于哺乳动物的β-冠状病毒 [ 28 ]。如果宿主野鸟感染了各种冠状病毒，它可能成为重组事件发生的绝佳环境，这可能导致出现对人类危险的新疾病，SARS或MERS冠状病毒就是证据。这也是为什么必须不断研究野生鸟类是否存在各种冠状病毒的原因。
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user: 5. 野生鸟类冠状病毒检测方法 不同禽种冠状病毒监测主要是通过检测病毒复制酶、核衣壳基因和3’UTR或5’UTR的保守区域方法实现。基于病毒特异性差异分析技术的使用，有关感染冠状病毒的鸟类种类范围及病毒流行率的信息越来越多。然而，这些检测方法依赖于所用引物的特异性。γ-和δ-冠状病毒的阳性率差异很大，主要取决于时间/季节和空间特征以及应用的检测方法。即使使用相同的方法，采样鸟类的年龄、鸟类目/种及其行为(候鸟和留鸟，水鸟和陆生鸟)等因素检测结果 [ 13 ]。因此，采用能够同时检测γ-和δ-冠状病毒的方法可能会得出更可靠的结论。 5.1. PCR方法 针对依赖RNA的RNA聚合酶(RdRp)设计引物的PCR检测方法有5种 [ 13 ] [ 19 ]。引物上下游序列位置分别在IBV M41株(GenBank登录号：DQ834384)的13960~13982 bp和14189~14210 bp处，扩增产物长度251 bp的RT-PCR检测方法首次应用于对野禽冠状病毒的系统监测，被成功用于鉴定灰鹅、野鸽和野鸭的新型冠状病毒。引物上下游序列位置分别在IBV M41株14188~14210 bp和14604~14627 bp处，扩增产物长度440 bp的RT-PCR检测方法也被用于鸟类冠状病毒监测。还有一种产物长度为508 bp的RT-PCR检测方法被用于检测鸻形目鸟类冠状病毒。同时还有基于RdRp设计引物的Nested RT-PCR和SybrGreen RTPCR被用于各类野鸟冠状病毒鉴定。基于3’UTR的Hemi-nested RTPCR、5’UTR的Real time RT-PCR和基于S1蛋白基因设计的Nested RT-PCR也是常用检测方法 [ 13 ]。 5.2. 基因组测序 正如SARS-CoV-2大流行时全基因组测序是分子分析的黄金标准。在鸟类中，冠状病毒全基因组序列的测定仅限于少量的筛选研究。部分仅对野鸟的冠状病毒S基因和N基因进行测序 [ 25 ] [ 29 ]。依赖RdRp等小基因组片段的测序研究，使得鸟类γ-冠状病毒与δ-冠状病毒的研究受到影响。 5.3. 血清学工具 血清学检测病毒抗体，从而可提供过去感染的证据。目前，还没有对野生鸟类冠状病毒进行血清学调查专有技术方案。然而，鉴于IBV的近一个世纪的研究和验证，许多方法可能会被重新利用。
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user: 6. 野生鸟类冠状病毒的防控 6.1. 积极开展野生鸟类冠状病毒的监测 充分利用我国已在候鸟主要迁徙所涉及区域建立的国家级和省级监测站资源，建立合作相关机制，在野鸟流感监测的同时开展野生鸟类冠状病毒监测。 6.2. 野生鸟类传播冠状病毒的风险评估 对野鸟及环境中的冠状病毒开展流行病学和生态学多方面调查评估，如：分析各种冠状病毒在不同野生鸟类中的流行现状；结合现有的监测资料，分析候鸟迁徙的易感性及传播扩散病毒潜在可能和研究环境中冠状病毒生态学等。 6.3. 采取综合措施降低野生鸟类在冠状病毒传播中的作用 将家禽饲养和野生鸟类栖居的湿地隔离，避免二者互相接近和交叉感染。家禽排泄物不得污染野生鸟类栖息地的湿地环境。健康的野生鸟类栖息地应限制农牧业活动。提高家禽饲养环境和禽类运输过程中的卫生及生物安全标准。
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user: 7. 小结 禽类和哺乳动物之间的跨物种传播似乎只限于γ-冠状病毒，但有证据表明，涉及δ-冠状病毒的跨物种传播事件不止一次，在生鲜市场发现了δ-冠状病毒，并出现了猪δ-冠状病毒 [ 18 ]。跨种传播是冠状病毒的共同特征，因此，必须将γ-和δ-冠状病毒纳入未来的监测工作。利用候鸟主要迁徙所涉及区域的监测站资源，每年在野鸟流感监测的同时开展野生鸟类冠状病毒监测；同时检测掌握候鸟途径栖息地的家禽和猪冠状病毒感染情况。鉴于野生鸟类流感与家禽流感病毒等病毒的控制问题，如果另一种野禽冠状病毒进入家禽病毒库，将引起极大危害，并可能产生巨大的社会经济影响。野鸟冠状病毒研究将对了解此类病毒未来可能对人和动物健康等公共卫生安全影响具有重要意义。
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user: 摘要 水产品对铅、镉、汞、砷等重金属元素具有较强的富集能力，并且会通过食物链的传递与生物富集化，重金属会通过食物链进入人类体内。由金属离子产生的氧化应激引起的紊乱和损伤已经被人们发现，对人类生命造成严重的威胁。因此，水产品中的重金属含量的检测对评价水产品食用安全性以及保护生命健康具有重要意义。光谱分析法是各类水产品重金属高效的检测方法之一。本文对水产品中重金属的检测方法中光谱分析法，特别是原子吸收光谱法、原子发射光谱法、原子荧光光谱法、紫外–可见吸收光谱法、红外光谱法等进行了概述，并提出今后的光谱技术发展方向，为我国水产品重金属检测提供技术保障。
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user: 1. 引言 过去的几十年里，城市化和全球化导致了环境的严重污染，仍存在大量“工业三废”及农业生产直接或者间接被排在水中，使水体中重金属含量急剧增加，而水产品直接会受到水环境的污染影响，还有一些水产品在人工繁殖或育种的过程中，会使用一些违禁的药物，来提高产量、缩短生产周期等。这不可避免地导致水产品中重金属含量增加。文献报道，在大多数情况下，微量金属在细胞的生物功能，如运输和细胞信号传递中有重要的意义。重金属离子的存在不是问题，相反，造成问题的是重金属含量超出正常范围。重金属含量超出标准范围，不管是对人还是别的生物体，都有很大的危害 [ 1 ]。重金属间接或者直接摄入人体，在人体内，金属离子可以转化成毒性更强的形式，也可以直接干扰代谢过程 [ 2 ] [ 3 ] [ 4 ]。因此，研究与检测水产品中重金属仍是社会焦点以及研究热点问题。 国务院及政府部门对此问题很关注，制定了相关的政策与规划，各政府部门越来越重视对于水产品重金属的检测与管控。因此，开展对水产品中重金属含量的有效监控和检测，准确地对水产品中有毒有害重金属进行定量分析，这对于评价水产品食用安全性具有重要意义。重金属离子的检测按照技术原理主要分为三类：电化学、光学、光谱检测等技术。电化学方法与其他光谱技术相比，分析时间短、成本较低、可靠性高、使用方便。然而，电化学技术的灵敏度低、检出限高等缺点 [ 5 ] 限制了其成为行业标准化方法。光纤、集成光学、毛细管型器件、特定指示染料、离子载体等，更常用于重金属离子的光学检测。光学离子传感虽然适用于某些重金属离子的检测，但也有其局限性，有许多非选择性光学指示剂可以与多个金属离子发生反应，选择性比较差。而光谱技术灵敏度高，选择性好，检测限低，同时测定大范围元素的重金属离子浓度方面用途广泛。本文主要介绍几种重金属检测的光谱技术，它是根据物质吸收或发射辐射能而建立起来的一类分析物质结构的方法，由于不同的原子团或原子发射或者吸收光谱不同，其光谱强度会因物质含量存在某种关系。本文主要对水产品中重金属检测光谱分析方法应用展开综述。
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user: 3. 结语 我国是水产品出口大国，水产品产业对我国经济带动很大，水产品质量受到全社会高度的关注，尤其重金属污染方面。本文对光谱技术在水产品中的重金属检测中的应用进行了概述与总结。光谱检测应用于水产品这一领域现在还有很大局限性，光谱预处理对水产品重金属检测影响不小，这也会局限了此办法在水产品重金属的应用，现如今国内外用光谱检测分析方法检测水产品中重金属还比较有限。但是由于光谱检测分析办法非常灵敏、样品损坏少、选择性好而且迅速，所以光谱分析检测水产品重金属的应用具有重要的价值意义与研究意义，需要进一步进行探索研究。
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user: 摘要 中岛敦在《李陵》中描绘了李陵、司马迁、苏武三人的追求，展现出彼此不同的道路。通过分析文本，解决“对于李陵来说‘节’代表着什么”、“对于司马迁来说修史有什么意义”等问题，可以总结出三位主人公追求的原点、转折点及最终结果。三人在追求过程中的能动性和最终结果上存在的差别形成对照。深入分析后得知，苏武的追求完全成功是理想化的结果；司马迁的追求取得部分成功是由于他拥有自省的能力，从而获得了支持自己追求的坚定力量，这也正是李陵所欠缺的。通过描写三个人物追求的始与终，《李陵》揭示出在追求之路十分艰难的现实世界中，只有思考带来的力量可以支持追求走向实现。
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user: 1. 引言 中岛敦(1909~1942)是独具特色的日本近代作家。虽然只活了33岁便不幸离世，创作的时间并不长，但仍留下了许多名作，其中遗作《李陵》承载了中岛敦离世前的思考。迄今为止《李陵》的相关研究已从多方面展开，以佐佐木充为代表的研究考证了作品原典。此外，以命运、自我意识、不安、救济等为关键词的一系列作品主题研究也在不断展开。其中，胜又浩和木村东吉分别提出作中人物构成“三对一” [ 1 ] 及“二对二” [ 2 ] 的对照关系。通过整理可知，这种对照关系分别体现在人物追求的过程及其内在性质中。通过文本分析考察三个人物追求的原点、转折点和最终结果以及各人物的内在性质以明确对照关系的内容，可以揭示《李陵》所传达的内涵。