基于客流密度的地铁列车空调夏季送风温度控制模型研究

客流密度是影响地铁列车客室内热舒适性环境的重要因素,传统的地铁列车客室温度控制主要是根据UIC-553标准,以室内外温差作为控制核心.本文通过构建全尺寸地铁列车客室-乘客-空调送风耦合的一体化模型,利用实车试验与数值模拟相结合的方法,对地铁列车客室内的热舒适性展开研究.探讨客流密度对地铁列车客室内热舒适环境的影响规律以及不同客流密度下客室平均温度与空调送风温度之间的关系,得到了不同客流密度下能满足人体热舒适性体验的空调送风温度,提出了一种基于客流密度的地铁列车空调夏季送风温度控制模型.     

导流锥结构参数对燃气弹射筒内压力冲击平滑效果影响研究

针对导流锥结构参数对内弹道流场耦合影响问题，基于动态分层动网格技术，构建了含导弹运动和二次燃烧的内弹道数值模型，并验证了模型可靠性。解耦分析了导流锥半径、高度及冲击高度对内弹道流场特性和载荷的影响。结果表明：导流锥的结构直接决定燃气飞溅现象的产生和流场结构的紊乱程度，导流锥的半径、高度和冲击高度的改变会对燃气反射点的位置、二次燃烧的区域以及剧烈程度产生影响;结构优化后的导流锥，较大程度地缓解了冲击现象，获得了较好的平滑效果，筒底压力较实验装置降低了24.5%。     

不同密度弹丸对水冰的超高速撞击成坑实验

为了研究冰冻天体表面撞击坑的形成与演化，开展了水冰的超高速撞击成坑实验。使用二级轻气炮发射1.0 mm直径的球形弹丸，以3 km/s、5 km/s和7 km/s速度对圆柱状冰块进行撞击。弹丸材料包括聚碳酸酯和不锈钢两种，冰块温度为253 K。实验观察到了不同弹丸和不同速度条件下，冰块中撞击坑的形貌特征。对撞击坑直径、深度和剖面形状进行了测量，并与文献中铝弹丸对水冰的撞击坑进行了比较分析。获得了水冰撞击坑特征随撞击参数的变化规律，结果表明：撞击坑直径和深度的主导机制不同，坑深主要由弹丸侵彻作用形成，而坑径主要由冰块的剥落所致；坑深比坑径具有更强的对于弹丸密度的依赖性，高密度弹丸撞击坑直径具有比低密度弹丸更强的对于撞击速度的依赖性；撞击坑体积与撞击能量成正比，高密度弹丸形成的撞击坑直径表现出“能量缩比”行为，而低密度弹丸形成的撞击坑直径表现出“动量缩比”行为。     

酚醛树脂基纳米多孔材料的制备及结构调控

酚醛树脂基纳米多孔材料（Phenolic Resin-based Nanoporous Materials，PNM）是满足新一代航天飞行器轻质、高效隔热需求的新型热防护材料，传统制备方法中需使用超临界干燥技术，制备周期长、成本高。本研究通过两步法，即先合成线性酚醛树脂，再进行溶胶-凝胶的方法，实现了常压干燥PNM的制备。系统研究了固化剂含量、固化温度和固化时间对材料结构的影响和调控作用，分析了影响材料收缩率和热稳定性的因素。结果表明，PNM的微观纳米结构的变化会影响材料干燥后的收缩率，制备大颗粒、大孔径的微观结构更有利于降低材料的收缩率。而PNM的热稳定性主要受交联反应过程形成的化学结构的影响，通过优化固化剂的含量可提高PNM的热稳定性。当固化剂含量为10%，固化温度提高至150℃，固化时间延长至48 h的条件下，获得的PNM有最高的热稳定性（900℃下的残碳率为54.2%）、最发达的孔结构（比表面积为264.0 m²/g、孔容为2.67 cm³/g、平均孔径为40.0 nm）和最小的收缩率（0%）。此PNM制备方法简单、性能优异，在未来航天飞行器上有广阔的应用前景。     

利用地月间空间站的载人登月飞行模式分析

为提高空间站利用率，降低载人登月任务成本，有效开发地月空间，研究了基于地月空间不同轨道空间站的载人登月飞行模式。首先对比直接往返登月飞行模式，对基于空间站的载人登月飞行模式进行任务分析，通过空间站将载人登月任务解耦为载人天地往返任务和登月任务两部分；其次通过轨道设计和稳定性分析提出考虑登月任务需求的地月间空间站可运行轨道和停泊点；最后建立一套飞行模式评价模型，从速度增量需求、飞行时间、空间环境、登月任务窗口、测控条件、交会对接技术难度、后续任务支持性和任务可靠性方面对6种不同位置空间站的登月飞行模式进行分析和定量评价。评价结果表明基于L2点Halo轨道空间站的载人登月飞行模式为更优飞行模式。     

飞轮微振动的组合隔振装置设计及实验研究

针对光学遥感卫星飞轮微振动引起的成像质量下降问题，设计了一种组合隔振装置，并采用仿真分析与实验测试相结合的方法对隔振方案设计的合理性进行验证。首先，将测量的飞轮扰振数据引入光学卫星的有限元模型中，计算出飞轮扰振对光学相机的像素偏移影响；其次，设计了组合隔振方案并基于有限元方法对其隔振效果进行验证；最后，搭建了光学成像微振动实验测试平台，对不同转速下飞轮微振动造成的像素偏移影响进行精确测量。实验结果表明，组合隔振装置对300 Hz以上高频段飞轮扰振有较大衰减作用，最大像素偏移降到0.01个像素以下，隔振效率达到80%以上；通过对比可知，实验测试与仿真计算得到的像素偏移结果在低频段一次谐波响应及模态响应表现出较好一致性，但在高频段二者存在一定偏差。     

高超声速飞行器再入段LQR自抗扰控制方法设计

针对高超声速飞行器(HSV)再入过程中强非线性、强耦合、气动参数变化剧烈的不确定性的特点，提出一种基于线性二次型调节器(LQR)和自抗扰控制(ADRC)的高超声速飞行器再入段的姿态控制方法。首先，建立高超声速飞行器再入段线性化模型，并采用LQR方法完成了状态反馈控制律设计。然后，结合自抗扰控制技术，设计了扩张状态观测器(ESO)对系统的模型不确定性和外部干扰进行补偿，大幅增强了系统的扰动抑制能力。最后，将得到的高超声速飞行器再入段LQR自抗扰姿态控制器(LQRADRC)应用于高超声速飞行器六自由度仿真，仿真结果表明本文所提出的控制方法能够快速、精确地跟踪角位置指令，并且对系统不确定性具有强鲁棒性。     

高精度伺服系统基于Fuzzy决策的专家变模态控制

本文简要回顾了具有双积分模型的电流驱动直流机电伺服系统的传统设计方法，设计了基于Ｆｕｚｚｙ决策的专家变模态控制器。该控制器积累了伺服系统设计的一些经验，具有一定的“社会智能”，可以在系统运行的不同阶段自发地选用合适的控制律，组合简单的控制方法实现高品质控制。体现了将控制任务分解成子任务分阶段完成的思想。实例仿真及实验结果说明了该方法的有效性