扰流柱对层板冷却叶片前缘传热

根据涡轮导向叶片进、出口条件,运用RNG k-ε湍流模型对简化的层板冷却叶片前缘部分进行数值模拟计算,比较了冲击双层壁和带有圆形、方形、菱形扰流柱的4种层板冷却叶片前缘的流动与传热情况。结果表明:冲击双层壁的总压损失与带扰流柱的层板冷却叶片前缘的相差不大;方形、菱形与圆形扰流柱的靶面换热系数分布相近,差别很小;带扰流柱的层板结构叶片前缘的冷却效率比冲击双层壁的前缘的高,其中方形扰流柱的前缘表面的冷却效率最高,菱形、圆形的次之。     

基于星体边缘和轨道投影的光学自主导航算法

针对光学导航中存在的通过星体（球体）图像部分边缘点拟合椭圆参数计算轨道参数产生中间误差的问题,提出利用边缘点映射轨道参数的直接投影模型,避免拟合椭圆参数的方法。在小孔成像模型基础上,建立了边缘点与轨道参数的直接投影数学模型,对其映射过程进行了理论推导,利用列文伯格-马夸尔特迭代算法进行求解轨道参数。用实际探测器以及镜头参数进行数值仿真验证,结果表明：该方法在相同边缘点的条件下,轨道精度可以达到5‰。与传统方法相比,这种方法避免了椭圆的拟合过程,减少了引入中间误差过程。     

应用后缘装置的跨声速层流翼型多岛优化设计

高雷诺数状态下,自然层流技术(Natural laminar flow,NLF)是减小机翼表面湍流摩擦阻力的有效方法。然而由于层流翼面上大范围顺压梯度的存在使得后缘处的恢复压差更大,产生更强的激波。因此在减小摩擦阻力的同时又增加了激波阻力。本文采用后缘装置(Trailing edge device,TED)来控制翼型后缘处的激波强度,基于线性稳定性理论(Linear stability theory,LST)的eN方法对流动进行转捩判断,进而应用多岛并行多目标进化算法(multi-objective evolutionary algorithm,MOEA)以获得大范围层流区域和弱化激波强度为目标对翼型进行优化设计。优化结果表明合作均衡策略耦合进化算法可以快速地捕捉到该多目标问题的Pareto阵面解,阵面上翼型的波阻力和摩擦阻力性能较初始翼型大大改善。同时,采用后缘装置控制激波强度时,无论在设计点还是偏离设计点时,优化后翼型均具有良好的升阻力特性和鲁棒性。     

自适应机翼翼型变形的研究现状及关键技术

自适应机翼具有巨大的应用潜力,是未来飞机设计的必然趋势,已经得到了广泛的关注。分别从自适应变弯度前缘、自适应变弯度后缘以及变厚度机翼三个方面阐述了其变形原理,并对使用的蒙皮、驱动方式、研究方法等进行了归纳总结,指出了未来的发展趋势,提出了自适应机翼亟需解决的关键技术,包括兼具大变形和高承载功能的柔性蒙皮的设计、自适应驱动系统设计、协同控制系统的设计、分布式传感器网络,可为自适应机翼结构的设计与实现途径提供一定的技术参考。     

空间目标快速轮廓特征提取与跟踪技术

为满足空间目标交会对接任务中高精度、快速的测量要求,提出了一种空间目标快速轮廓特征提取与跟踪技术。该算法首先从初始帧图像中分割定位目标所在局部区域,作为目标连续跟踪的初始值;其次基于初始帧目标局部区域完成对初始帧目标边缘特征的检测及细化处理;最后采用Hough变换完成对初始帧目标边缘的检测及细化后的局部图像轮廓直线的提取,分别选取目标轮廓四方向最优的直线参数作为最终目标轮廓直线获取的效果,并采用梯度最大法则实现两两求交获取的轮廓特征的优化提取。在目标逼近过程中,结合相邻帧图像间目标尺度动态变化的关联性,根据初始帧提取目标轮廓特征的先验信息,确定目标在第二帧图像中的轮廓位置,并依次根据上一帧图像的轮廓位置信息定位目标在当前帧所在的区域,通过局部处理实现序列图像轮廓区域特征的连续跟踪。该算法无需遍历整个图像,所需处理的目标区域大幅减小,能够有效克服由目标图像较多边缘干扰导致的轮廓提取效果差及处理速度慢的缺点,具有速度快、准确性强、稳定性高等优点。     

平面叶栅尾流板开孔率对跨声速涡轮叶栅流道影响的数值分析

跨声速平面叶栅风洞中通常通过尾流板来改善平面叶栅周期性,针对尾流板的设计需求,利用数值模拟的方法,研究了尾流板在15%、30%、50%开孔率下对实验叶栅的影响。数值分析结果表明:叶栅尾缘激波在自由边界上反射后,返回到叶栅通道中,破坏了叶栅通道的周期性;开槽尾流板减少了反射波对叶栅通道的影响,减弱叶栅尾缘激波的反射波强度,在某特定情况下能使反射波变成膨胀波,从而提高了叶栅通道周期性;尾流板开孔率为15%时能极大地改善平面叶栅通道的周期性,相对于开孔率为50%时叶栅的周期性误差降低约16.43%。      

尾缘锯齿结构的降噪物理机制实验

对比分析了常规尾缘翼型与锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的基本特征,并通过线阵列的方法测量了两种尾缘结构的噪声.结果表明:锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的湍流强度以及3个方向上的湍流强度都相比于常规尾缘翼型有显著减少,声场结果显示锯齿尾缘翼型对尾缘噪声有显著减小,对前缘噪声影响很小.锯齿结构加宽了尾迹区域并加快了大涡的破碎,产生了额外的马蹄涡,湍流脉动衰减率沿着流动方向变大.      

机翼后缘柔性支撑结构的拓扑优化

针对机翼后缘柔性支撑结构的多目标拓扑优化问题,分析了柔性支撑结构的优化目标及目标函数,并采用位矩阵表示机翼后缘柔性支撑结构,利用非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)对该优化问题进行了求解。在优化过程中,引入连通性分析和相似个体过滤,借助ANSYS对可行个体进行有限元分析(FEA),获得了结构质量、变形性能和承载能力等目标值。通过MATLAB对违约个体进行惩罚,实现了位矩阵表示的NSGA-Ⅱ,得到了一组互不支配的机翼后缘柔性支撑优化结构,可根据实际需求选择这些相应的拓扑结构。结果表明,本方法可为机翼后缘柔性支撑结构的拓扑优化提供可行、有效的解。     

分布式动力系统尾缘射流与边界层抽吸的数值分析

为研究带有边界层抽吸的分布式动力系统尾缘射流对机身气动性能及推进效率的影响,将机身简化为二维翼型,并加入尾缘射流及边界层抽吸的作用,利用数值模拟的手段来研究来流攻角、射流偏转角、边界层抽吸对推进效率及气动性能的影响,为分布式动力系统的设计与应用提供初步的建议.结果表明在中、小来流攻角(2°及0.6°)的情况下尾缘射流及边界层抽吸能够提高升阻比,推进效率可超过80%;而在大来流攻角(4°)情况下射流偏转角增大使翼型的阻力大幅上升,对气动性能和推进效率产生极为不利的影响.      

网络图中边集束优化问题

网络规模增大和复杂度提高造成的节点遮挡覆盖和边交叉阻塞等问题成为网络可视化研究的热点.针对网络中出现的视觉凌乱问题,以空间位置和群组关系为出发点,从网络中独立的边和群组两个层次,以边汇合的角度研究边集束技术,将网络中临近的边集聚成束以降低视觉复杂度,提出和改进了分段力导引算法(FDA)简化模型和群组边相容的网络图边集束模型.其中分段集束模型,提出以二次样条曲线表示网络边,通过样条控制点进行迭代汇聚的方法,实现了网络中边的集束;针对分段集束模型中部分连线过度弯曲问题,提出通过CNM聚类算法将网络进行群组划分,在群组结构的基础上对组内连线应用边相容原则,根据连线的匹配系数计算其集束程度的方法,网络图集束后曲线扭曲变形减少,曲线过渡更加平滑.选取国内航空网络作为案例,通过两种边集束模型进行网络图简化,分析结果表明,国内机场的群组结构具有地理属性的相近性,航空网络在整体上呈现出明显的十字脉络,东西走向和南北走向的航线分别汇聚集结成束,表现了航空网络建设在南北和东西方向的总体趋势.本集束简化算法适用性广,绘制的网络图具有良好的视觉效果和可读性.