座舱瞬态热载荷的计算与仿真

以我国新一代战斗机的研制为背景,提出了高精度的飞机座舱瞬态热载荷的计算与仿真方法.与传统的计算方法相比,通过联解传导-辐射-对流耦合的控制方程以求出蒙皮温度、座舱各壁面温度,同时考虑了透过舱盖、风挡等透明体的太阳辐射对舱内驾驶员、座椅及仪表盘这类内表面温度和舱内空气温度的影响.通过将座舱内外壁面和舱内空气作为一体联解方程组后,结合某飞行剖面求解了飞机座舱实时瞬态热载荷,并比较了采用本方法与传统方法对计算精度的影响.      

随机误差对容腔瞬态换热试验影响分析及抑制

针对容腔瞬态换热试验中测试数据的随机误差被数据处理的差分过程放大的问题,定量分析了随机测试误差对换热特性的影响,并提出抑制方法。结果表明:容腔内壁面对流换热特性误差对瞬态温度随机误差最为敏感,导致换热特性试验结果不确定度高。将改进经验模态分解（EMD）算法应用于数据差分处理过程中可以有效抑制测试随机误差对换热特性的影响。在容腔充气过程中,采用误差抑制方法后,容腔壁面换热特性的最大误差从129.07%降到63.62%,时均误差从25.24%降到8.12%。      

高时间分辨力瞬态热反射显微热成像装置

瞬态热反射显微热成像能够测量电子器件表面温度分布,兼具高时间分辨力和高空间分辨力,在GaN HEMT等大功率器件热测试中应用日益广泛。研发了瞬态热反射显微热成像装置,利用窄脉冲照明,捕捉特定短时间内被测器件表面的图像,实现瞬态热反射热成像,时间分辨力达到1 μs。以微带电阻作为被测器件开展了瞬态测温实验,激励脉宽10 μs,测试得到了不同时刻微带电阻上温度分布,可以观察到升温和降温过程的细节,温度上升和下降时间在（2~3） μs,有效验证了装置的时间分辨力性能。     

新型聚乙烯醇/聚乙二醇水凝胶热沉性能研究

为研究水凝胶作为热管理技术的可行性和潜力，采用物理循环冷冻法制备一种力学和经济性良好的新型聚乙烯醇（PVA）/聚乙二醇（PEG）复合水凝胶热沉，热沉尺寸为60 mm×60 mm×2 mm,通过表面的水分蒸发来实现自冷。在2 712 W/m2热流下进行散热性能探究实验，得到了升温特性、蒸发对流强度变化关系和溶胀变化规律。发现加入2.5%质量分数的PEG减小了随循环冷冻次数增加造成的制备变形，减小了75.53%的含水量衰减，同时使芯片表面控温下降7.53%。根据实验结果计算得到了蒸发换热系数，并研究了热流、厚度和湿度对蒸发散热的影响。通过对水凝胶不同温度和使用情况（4 h连续使用及120 d常温储存）下溶胀率的测定，证明水凝胶具备一定的短时使用可靠性，但对温度的敏感响应并不显著。     

机翼防冰过程中冰脊问题的数值分析

对机翼防冰过程中冰脊的形成特点及冰脊对机翼气动特性的影响进行了计算分析.基于经典的Messinger结冰模型开发了多步结冰程序,对不同条件下过冷水滴的撞击结冰进行了热质耦合计算,计算结果和文献试验结果吻合较好,表明该热质耦合算法的正确性.在此基础上对不同环境温度、飞行速度和不同加热功率等条件下冰脊的生长特点和机翼的气动特性进行了计算分析.结果表明:在非霜冰条件下,冰脊主要在热防护极限外并紧挨着热防护极限的位置处形成和发展,而在霜冰条件下,冰脊主要在机翼下表面形成,但是在热防护区域内有显著的结冰出现,该条件下的结冰对机翼的气动特性具有较大的破坏性.     

机翼防冰过程中冰脊问题的数值分析

对机翼防冰过程中冰脊的形成特点及冰脊对机翼气动特性的影响进行了计算分析.基于经典的Messinger结冰模型开发了多步结冰程序,对不同条件下过冷水滴的撞击结冰进行了热质耦合计算,计算结果和文献试验结果吻合较好,表明该热质耦合算法的正确性.在此基础上对不同环境温度、飞行速度和不同加热功率等条件下冰脊的生长特点和机翼的气动特性进行了计算分析.结果表明:在非霜冰条件下,冰脊主要在热防护极限外并紧挨着热防护极限的位置处形成和发展,而在霜冰条件下,冰脊主要在机翼下表面形成,但是在热防护区域内有显著的结冰出现,该条件下的结冰对机翼的气动特性具有较大的破坏性.     

空化对流体管路瞬态特性影响分析

空化（或称气穴）是流体系统中常见的现象，它显著地影响着流体管路的瞬态特性。考虑气体在液体工作介质中溶解和析出以及液体介质自身气化，建立相应的流体属性模型，计算不同压力下流体的等效密度及体积模量；同时以一维管道瞬变流理论为基础，考虑流体系统中的空化及气泡溃灭，采用有限差分法计算流体管路锤击过程中的压力脉动。求得的结果与真实物理现象较为接近，能够为流体系统的设计提供依据和参考。     

空间遥感器用环路热管瞬态数值模拟与在轨验证

为满足空间遥感器环路热管（LHP）在轨应用需求，建立了高分九号卫星电荷耦合器件（CCD）用LHP瞬态数值模型。模型采用了节点-网络法和流动与传热关系式耦合的方法，考虑了蒸发器与储液器之间的传热传质过程。通过仿真与在轨数据的对比，发现LHP内部组件温度偏差为0.2~0.4℃，冷凝器测点温度偏差为0.5~2.0℃；预热器通过干度的变化调节了冷凝器外热流和热源工作模式的影响；热源的工作模式对蒸发器向储液器漏热、回路流阻及两相段长度均有影响。所提模型可用于不同轨道外热流及热源工作模式下，研究LHP内部各参数的变化规律，预测LHP系统的瞬态工作特性，并指导后续产品的设计与研发。      

飞机机翼表面水滴撞击特性计算

根据飞机防冰系统的研制需要，以机翼为对象，对水滴撞击特性的数值计算进行研究，建立了计算模型，研究了计算方法，用相应的计算程序，在广泛的飞行，气象及多种翼型条件下，对水滴撞击特性作了计算，计算结果与国外权威机构公布的数据相比吻合性好，给出了部分计算结果，并对水滴撞击特性计算的应用作了简要分析。     

飞机发动机进气道前缘热气防冰器性能分析

飞机发动机防冰对飞行安全具有十分重要的意义,对于热气防冰系统,前缘防冰器的结构型式对防冰的效果影响很大.本文针对常见的周向及双蒙皮波纹板型弦向飞机发动机进气道热气防冰器进行了热分析,在此基础上对其传热性能及防冰表面温度场进行了比较,结果表明双蒙皮弦向防冰器的防冰效率较高;在通常情况下,周向防冰器也可达到防冰的目的,并且结构简单,因而更为实用.      

直升机旋翼防/除冰电加热控制律仿真

电热防除/冰系统的控制涉及到电加热与外流场的传热耦合,计算较为复杂,可利用的数据资料较为稀少。为探索电热防/除冰系统工作时与外流场的耦合传热规律,建立了二维电热除冰的数学模型,该模型在Messinger模型和改进的焓法模型基础上耦合了外表面与环境的复杂换热以及融冰和重新结冰过程的相变换热;采用控制容积法对控制微分方程进行离散后,使用TDMA（Tri-Diagonal Matrix Algorithm）和ADI（Alternating Direction Implicit）方法对离散得到的线性方程组进行求解,进而得到了除冰表面温度分布,同时揭示了电热防/除冰系统的耦合传热规律;分析了不同结冰条件下,加热时间控制律和加热热流密度对除冰表面温度的影响。计算发现合理设计加热热流密度大小及分布和加热时间控制律,可实现电热除冰系统能源的高效利用,进而确保飞行安全。     

基于K-FWH声比拟方法的串列双圆柱气动噪声研究

为了研究串列双圆柱的气动噪声与大尺度涡脱落之间的关系,采用大涡模拟并结合K-FWH方程的方法进行研究。采用标准算例的实验结果对数值模拟方法进行了验证,证实了壁面自适应局部涡黏（WALE）大涡模拟模型结合基于K-FWH方程的声比拟方法能够较好地预测不同频率下的噪声谱密度。数值模拟结果表明:上下游圆柱的涡脱落频率相同,大尺度涡呈现反相位脱落。上游圆柱表面平均阻力系数大于下游圆柱,而下游圆柱表面的压力脉动更为剧烈。双圆柱绕流的气动噪声来源主要为偶极子噪声（包括柱体表面瞬时压强及其时间导数）,其中瞬时压强的时间导数是主要的声压组成部分。在此基础上,对某一观测点的瞬时声压及其分解项之间的物理关联进行了研究。观测点的瞬时声压主要由下游圆柱产生的声压主导。由于上游涡脱落对下游圆柱的涡脱落的影响,导致下游升力系数频谱及观测点总噪声频谱呈现次级峰的现象。此外,通过希尔伯特变换发现观测点的声压脉动值不受上下游旋涡脱落的相位差影响。研究结果能为后续降低双圆柱气动噪声的研究做出贡献,给工程降噪问题提供参考。      

微爆轰推力器的冲量计算

轻型微爆轰推力器由许多装有微量含能材料的推力单元组成。文章利用瞬时爆轰假设以及小药量线性近似，假设推力单元内的微量含能材料的爆轰反应在瞬时完成，从理论上计算了微爆轰推力单元在真空中的冲量和推力；并在此基础上研究了含能材料的爆热、产物的等熵指数以及喷管长度对单元的冲量和推力的影响。研究结果表明，推力单元的冲量随装药质量、等熵指数和比爆热的增大而增加；为了获得理想的推进性能，喷管的长度不能小于装药长度的4倍。     

直升机旋翼积冰的数值模拟

为研究直升机旋翼桨叶积冰问题,通过对积冰形成机理和直升机飞行原理的分析,建立了基于CFD(Computational Fluid Dynamics)技术的直升机旋翼桨叶结冰预测的理论模型;采用欧拉法求解水滴控制方程,在经典Messinger模型的基础上提出了积冰表面质能平衡的改进模型;以UH-60型直升机和CH-47型直升机为样机,具体分析了积冰条件下直升机桨叶冰形预测的方法,为进一步研究直升机结冰后的飞行动力学问题及防除冰系统的设计奠定了基础,对提高直升机飞行安全性具有积极意义.     

热气防冰系统中短小销钉强化传热数值模拟

热气防冰是目前飞机常用的防冰技术之一,为了提高热气防冰系统的防冰效率,提出使用短小销钉绕流强化传热的方式.利用计算流体力学(CFD,Computational Fluid Dynamics)的方法研究了不同结构阵列销钉绕流对双蒙皮防冰通道的强化传热效果和流动阻力的影响,主要包括:销钉高径比、销钉阵列型式以及槽道高度.研究结果表明:加入销钉特别是叉排销钉能够强化传热,但也会引起流动阻力的增大;槽道高度小于1 mm时,传热效果的提高不明显,无需销钉来提高传热.研究结果为热气防冰系统双蒙皮通道的设计提供了一定的理论指导.     

一种用于图像翘曲变换的高速缓冲存储器设计

车载平视显示（HUD）系统通过图像翘曲变换将原始平面图像信息显示在挡风玻璃曲面上，原始图像数据的非线性访问会造成存储器访问效率下降。为此，设计了一种高速缓冲存储器（Cache），以最大程度保证像素数据访问的连续性，减少存储器访问次数并提高带宽资源利用率。为优化Cache性能，提出存储空间分离管理技术和地址分级比较技术，提高图像像素在Cache中的存储密度，并节省逻辑资源。此外，提出一种Cache容量动态调整的方法，在保证命中率前提下减少Cache存储资源的使用、降低功耗。实验结果显示，存储空间分离管理技术使存储资源节省25%，地址分级比较技术使逻辑资源节省近10%，Cache容量可以减少75%，且动态功耗减少67.578%，静态功耗减少14.060%。      

基于统计特征空间提取和支持向量机的极暗弱小天体检测方法

小天体检测是小天体防御和预警的前提。针对小天体目标信噪比低、检测难的问题,提出了基于统计特征空间提取和支持向量机（SVM）的极暗弱小天体检测方法。区别于传统方法基于时间或空间上目标的能量和背景噪声能量的瞬时能量差别或是瞬时能量差别的累积,对目标进行检测。该方法不依赖目标能量大小,提取运动目标穿过背景时对稳定性产生的扰动来反演运动目标。将输入的图像序列转化为单像元时序信号,划分时序窗口提取统计特征,关联形成统计特征空间,利用更高维度的变化特性检测目标变化。通过SVM将暗弱小天体检测问题转化为目标与背景的二分类问题,避开了较难解决的阈值分割问题同时具有更好的泛化性能。利用真实数据与其他经典方法进行对比分析,使得分类准确率提高4.02%。该方法能够适应更低的信噪比,在极低信噪比下仍表现出稳定的检测性能。     

舱外航天服空间热流分析计算

进行了舱外航天服的被动热防护性设计,了解其空间辐射换热及空间热流.分析了舱外航天服空间热交换的特点及其真空屏蔽绝热层的隔热性能,确定了航天服、地球、飞船及太阳照射方向的4种典型相对位置关系,对各相对位置下航天服的空间辐射外热流进行了分析,并建立了空间热流的计算方法,对航天服表面最大得热与漏热进行了求解.最终计算结果表明:航天服被动热防护性能对空间热流的影响很大.进行被动热防护设计首先应提高隔热性能,并适当减小表面太阳辐射吸收率与表面黑度的比值.