小尺寸Schmidt-Boelter热流传感器的研制

为满足常规高超声速风洞试验的热流测量需求，研制了一种小尺寸Schmidt-Boelter热流传感器。建立了传感器仿真模型并基于该模型对其结构尺寸开展了优化设计。根据优化结果，制作了尺寸为Φ 3×10 mm的传感器样件。在弧光灯热流标定系统上进行了性能测试，试验结果表明:该传感器灵敏度系数大于30 μV·m2/kW，响应时间约50 ms。     

风雷软件LES开发设计与验证

基于国家数值风洞风雷软件开源框架，设计开发了LES(Large Eddy Simulation)湍流模型，主要包括Fourier谱/有限差分方法 LES求解器和有限体积/有限差分方法 LES求解器。简要介绍了采用的不可压缩流动求解的投影法、Fourier谱/有限差分混合方法、亚格子模型等理论方法，给出设计的软件框架和计算流程，尤其说明采用的松/紧2种耦合模式。通过数值模拟不可压缩槽道湍流、亚临界雷诺数圆柱绕流、NACA0012临界攻角的低频振荡算例，验证求解器的计算精度和复杂湍流模拟能力。基于风雷开源框架设计的开源LES模型，具备高精度数值格式、亚格子模型、湍流统计等通用模块，可为国内学者提供一个LES湍流模拟研究的开放平台。     

连续变迎角试验数据自适应分段拟合滤波方法

针对常用的阶梯变迎角数据处理方法处理连续变迎角试验数据时，不能去除低频振动分量的问题，基于试验数据中的近似对称、局部线性等特点，提出一种将数据进行分段二项式拟合的处理方法，并详细论述其基本原理，重点介绍基于方差极小值动态确定数据分段长度的方法。基于测试信号的实验结果表明所提方法可将低频分量信号滤除近70%，有效提高数据处理精度。经标模试验测试验证，所提方法可成功应用于某些试验。      

基于BP神经网络的冰形特征参数预测

机翼结冰影响了飞机飞行的气动特性，严重时将会引起事故，对冰形特征参数进行预测对翼型气动特性研究以及后续防除冰措施具有重要的意义。本文利用BP神经网络，建立翼型冰形特征参数预测模型，并采用k折交叉验证进行网络结构选择，以气象与飞行条件作为输入，结冰极限、冰角高度和角度等冰形特征参数作为输出。结果表明:预测的冰形特征参数（除下冰角高度外）与数值结果相对误差低于5%，证明该方法具有较好的预测效果。     

连续式风洞二喉道调节马赫数控制策略

为了降低连续式跨超声速风洞压力波动,提高马赫数稳定性,需要对二喉道调节马赫数控制方式进行研究,针对现有文献鲜少对该控制策略描述等问题,以0.6m连续式跨声速风洞为例,对二喉道控制马赫数的原理进行分析,基于运动控制器加伺服驱动器双PID(proportion-integral-derivative)控制模式实现二喉道位置精确控制,提出了二喉道和压缩机转速的组合控制流程,并采用分段变参数模糊PID加串级控制的算法实现马赫数精确控制,最后进行了试验验证。结果表明马赫数控制精度优于0.001,且每个马赫数极曲线(9个攻角阶梯)的时间可控制在4min以内,证明所提出的控制策略是有效的,可为连续式跨超声速风洞的设计调试提供参考。      

基于卷积神经网络的结冰翼型气动特性建模

提出了基于卷积神经网络（CNN）的结冰翼型气动特性预测方法，设计了输入层结冰翼型图像规范，克服了复杂冰形在翼面同一位置法线方向存在多值，单值函数难以描述的问题。预测模型可同时预测多个迎角对应的升阻力系数，实现了直接从冰形图像到气动特性的快速预测，对升力系数和阻力系数预测结果的平均相对误差均可控制在8%以内。重点研究了不同卷积层数量、卷积核数量、卷积核尺寸对模型性能的影响规律：CNN的不同层次特征对应不同滤波频率，卷积层数增加会捕获更多高频特征量；增加卷积核数量可提取更多冰形特征，提升模型性能，但数量过多会增加冗余特征，降低模型泛化性能；阻力系数预测模型对卷积核数量的最低要求大于升力系数，其原因在于，相较升力系数，阻力系数不仅受翼面压差影响，还受摩阻特性影响，其建模所需的关键特征数量多于升力系数；增大卷积核尺寸，可扩大卷积操作“视野”，增强对冰形整体特征信息的提取，有利于提升模型泛化性能。相关结论为飞机结冰气动特性实时动态预测与监测提供了新的思路和方法支撑。     

0.3 m低温连续式跨声速风洞结构设计

低温风洞运行过程中，洞体回路承受的温度低且温度变化范围大，使结构产生较大的热变形和热应力，将影响风洞的气动性能和安全性。在进行0.3 m低温风洞结构设计时，通过合理选取风洞结构材料、采取驻室夹层内腔的气流换热和结构热变形释放等措施对结构热变形进行有效控制，并针对洞体回路的热变形和热应力计算等内容开展了仿真研究。计算结果表明，降温7200 s后，拐角导流片的温度降至约110 K，稳定段的法兰温度约为250 K，洞体回路的最大热应力出现在换热器驻室壳体上，约为110 MPa，安全系数大于1.8；洞体回路温度降至90 K时，长轴方向收缩约为29 mm，短轴方向收缩约为12 mm。通过低温风洞试验发现，仿真计算结果接近于实际的测量结果，调试试验结果验证了该风洞结构设计的可靠性。     

基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法

鉴于风洞中测评飞行器控制性能更加真实的特点,研究了一种基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法。首先,明确评估对象,即基于风洞可评估的导弹姿态控制性能及其指标;其次,提出一种基于风洞的导弹姿态控制性能评估方法,包括试验方法、数据处理方法与性能评定方法,通过试验方法可以获取到性能评估所需的原始试验数据,通过数据处理方法可将试验原始数据转换为性能评定所需的性能指标参量,通过性能评定方法可以对导弹姿态控制性能的优异进行界定。最后,以某高超声速导弹为例,基于其数学仿真模型,对该评估方法进行仿真验证,初步论证该评估方法的可行性。     

温度对动态结冰微观结构特性影响定量分析

飞机结冰是动态冻结的过程,在微观上会形成类似多孔介质的孔隙结构,该微观结构直接影响结冰的物理特性,同时又因结冰条件的不同而呈现一定差异化。针对温度对飞机结冰微观特性定量影响这一难点问题,首先结合图像分割方法,提出结冰微观信息提取方法;其次,结合结冰微观形态的定量结果提出合理假设,建立结冰微观结构的三维数学模型,并提出计算密度的概念,以此作为衡量结冰内部孔隙分布特性的定量指标;最后,以风洞试验显微图像为对象,验证孔隙提取方法和微观结构数学模型的适用性与合理性,并开展了温度对孔隙分布和计算密度的定量影响研究,微观定量结果与宏观特性具有较高的一致性。本研究可以为结冰微观定量研究提供方法手段,为结冰物理现象及物理特性的深入认识提供定量依据。