合成射流控制NACA0015翼型大攻角流动分离

为了研究合成射流激励器处于NACA0015翼型回流区时对其分离流动的控制,采用商用计算流体力学软件Fluent 6.1求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,通过对翼型气动力特性、脱落漩涡结构以及射流孔口附近流动结构的分析,揭示了合成射流处于分离区时对边界层控制的机理.结果表明:当合成射流孔口处于回流区时仍可有效推迟翼面边界层分离点,缩小回流区范围,从而有效提高翼型的升力.当射流方向垂直于壁面,无量纲频率以及吹气速度比都等于1时,翼型平均升力系数提高40%左右.      

基于YOLOv5的近岸SAR舰船目标检测方法

由于类似舰船的陆地目标的干扰和舰船的紧密排列,基于合成孔径雷达(SAR)图像的近岸舰船检测会出现较多漏检和误检,提出了一种基于YOLOv5网络的近岸舰船的检测方法。为提高近岸背景下的检测精度,使用了注意力机制模型和CSL的技术用于改进网络;分析了YOLOv5网络、注意力模型和CSL算法,基于YOLOv5进行了检测实验,引入注意力模型来改进网络;结合CSL算法,重构了YOLOv5旋转检测网络。通过调整训练参数和改进注意力,近岸目标检测网络的测试结果达到mAP 80%以上,证实了CSL+YOLOv5算法实现旋转检测的可行性。     

星载综合孔径微波辐射计冗余空间定标方法研究

星载综合孔径微波辐射计系统为了实现更好的辐射测量性能,在地面对通道间剩余相位通过相位定标实验进行测量,其结果用于亮温重构时对通道间剩余相位进行补偿。冗余空间定标方法基于自身阵列冗余基线信息,该方法无需额外资源支持即可对星载综合孔径微波辐射计系统定标,可作为一种在轨的验证方案对系统综合孔径微波辐射计系统通道间剩余相位进行评估。系统性的介绍了基于星载综合孔径微波辐射计系统观测到的场景,冗余空间定标方法以及对平坦场景提出利用模拟的平坦目标响应相位修正的方法,可在点源场景、平坦场景下利用冗余空间定标方法求解通道间剩余相位,并结合仿真验证该方法的可行性。     

一种改进的FMCW SAR RD成像算法

FMCWSAR将调频连续波与合成孔径成像技术结合于一体,是一种新近被提出来的成像雷达体制,它以其体积小、重量轻、成本低、分辨率高等一系列优点,引起越来越多的关注。然而,在FMCWSAR系统中,雷达连续不断地发射信号,调制信号周期相对较长,停一走（STOP AND GO）近似不再成立,所以要用合适的算法来实现成像。针对FMCW SAR的特点,详细推导了停一走近似失效时FMCW SAR的信号模型及处理过程,提出了一种改进的RD算法。此方法是通过补偿连续运动引入的多普勒频移,消除连续运动的影响。     

火箭垂直回收中发动机布局与喷流壁面效应影响研究

针对重复使用火箭垂直着陆过程的喷流流场问题开展研究,利用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics, CFD)方法研究了壁面效应和发动机布局对超声速喷流的影响。研究表明,着陆距离（L）在2.24D~11.2D（D为喷管出口的直径）的范围内,地面效应对喷管出口中心处的温度分布影响较小;在当前计算条件下,当L<2.24D时,超声速喷流撞击地面会形成强烈的激波,随着离地高度的降低,该激波位置往喉部方向移动,由于壁面效应,喷管内部形成斜激波,导致中心喷管壁面处的温度升高;中心喷管相对外侧喷管往外突出增大了壁面流动速度,导致外侧喷管出口的温度降低;研究还表明子级火箭底部端面的喷管数量增加后,会导致喷管的温度升高。研究结果将为火箭发射及回收方案选取提供参考。     

面向时序InSAR的卫星任务规划框架设计

随着国内自主雷达卫星和差分干涉合成孔径雷达技术(D-InSAR)及衍生的时序InSAR技术的发展,以时间序列上重复观测为主的长周期形变监测的应用与日俱增。对遥感卫星地面任务规划系统来说,规划和管理大量有时序关联的重复任务,从而最大限度地满足观测要求,是提升以形变监测为使命的雷达卫星运控效率的关键。在综合考虑雷达差分干涉任务序列性、一致性、周期性特征的基础上,设计了一种面向雷达卫星时序InSAR类型任务的规划框架,旨在规划序列任务时,考虑序列整体特性,进行序列任务组间的冲突检测。基于此方法,对现有的地面任务规划系统进行了优化升级,验证了框架的有效性。结果证明:该方法可快速、自动进行序列任务冲突消解,可为长周期序列任务的规划和管理提供设计参考。     

用整数小波变换进行无失真SAR图像压缩

介绍了利用提升方案(lifting scheme)构造小波变换的3个主要优点,给出了几个整数到整数可逆小波变换对,讨论了SAR图像的特点,提出了一种利用整数到整数小波变换进行无失真SAR图像压缩的方法.该方法具有速度快、可进行同址运算和能进行分级传输等特点.比较了对ERS-1单视SAR图像和IEEE标准测试图的压缩结果,表明性能要略优于DPCM(Differential Pulse Code Modulation)方法,且只须对单视SAR图像作一级小波分解,分解级数增加会使压缩效果变差.     

矩形管湍流冲击射流场的PIV实验研究

湍流冲击射流在工程和军事工业中都具有广泛的应用。采用粒子图像测速(PIV)技术,在射流雷诺数为20000和喷口-冲击板间距为4倍喷管水力直径的条件下,对矩形管湍流冲击射流场进行了实验测量,得到了主射流区和冲击区附近测量截面上的平均速度和涡量分布。结果表明,由于射流的卷吸及其与环境流体之间的相互作用,使得射流边界处具有很高的涡量;在流场的流出区域存在一个显著的回流区,这是半封闭冲击射流场的特征结构之一。     

高能合成煤油GN-1性能研究 --“液体火箭推进”专刊

结合火箭发动机工程应用环境,研究了GN-1煤油高温高压热物性、安全特性、传热结焦性能以及点火延迟性能,并和现役火箭煤油作了对比分析。采用商业仪器对GN-1煤油在最高200℃、最高压力25MPa范围内的密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力进行了实验测量。在实验数据的基础上,依据基团贡献法、基于比容平移法则的P-R方程、摩擦理论、广义对应态原理分别对GN-1煤油在最高350℃、最高压力60MPa范围内的密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力进行了理论计算,建立了GN-1煤油的密度方程、黏度方程、导热系数方程,并将方程的计算值与实验值进行了对比,计算偏差较小。对GN-1煤油和火箭煤油的安全性能进行对比研究,GN-1煤油的闪点为40℃,自燃温度为305℃,高于火箭煤油(225℃);燃点为47℃,低于火箭煤油(82℃),GN-1煤油的爆炸极限范围为0.44%-2.9%（40℃）。GN-1煤油和火箭煤油的急性经口毒性LD50＞5000mg/kg,均属于第五级化合物（实际无毒）。在入口压力10 MPa,流速10 m·s-1,内壁温480℃条件下,GN-1煤油的传热系数比火箭煤油提高14.4%,建立了传热准则方程。GN-1煤油出口油温220℃时试验段平均结焦速率是出口油温150℃时的4.43倍,GN-1煤油不锈钢材质管路中试验段平均结焦为高合管材质管路中的22.3%。在970K-1105K温度范围内,GN-1煤油的点火延迟时间为320μs-471μs,是火箭煤油的55.6%-69.3%。相关研究可对发动机可靠设计及应用提供重要参考。     

Periodic atomization characteristics of an impinging jet injector element modulated by Klystron effect

An experimental study on the Klystron effect of periodic injection modulated by pressure drop fluctuations on subsequent atomization is conducted. Time-resolved atomization backlit images and atomization Mie scatter images are captured by using the high speed camera. It is found that periodicity of forced atomization relies on pressure drop fluctuation amplitude and phase differences between atomization and pressure drop fluctuations relate to fluctuation frequencies. This feature of periodic atomization induced by Klystron effect corresponds to periodicities and high amplitudes of pressure fluctuations in unstable combustion chambers and chaos and low amplitudes of pressure fluctuations in stable combustions chambers. Drastically periodic varying of gross surface area of droplets with time was shown in Mie scatter images. The importance of periodic impinging jet atomization modulated by pressure drop fluctuations for acoustic liquid propellant combustion instabilities is illustrated.