冲击射流流动换热超大涡模拟研究

为了准确预测发动机热端部件中广泛采用的冲击射流冷却复杂的流动和换热特性,发展了基于BSL k-ω模型的超大涡模拟(VLES)高精度模拟方法,并对高雷诺数Re=4×104,两种不同射流距离2和6的单孔冲击射流及三孔冲击射流这一经典的流动传热问题进行三维非稳态高精度数值计算。同时,将分离涡方法 (DDES)和k-ωSST,RNG,Transition SST三种RANS方法的数值模拟和开发的超大涡模拟(VLES)方法进行对比。研究表明,VLES方法均能够准确捕捉冲击射流流场的复杂非稳态流动及传热特征,包括自由射流区、壁面射流区小尺度涡系和大尺度湍流结构的演化和破碎,同时冲击壁面的换热系数计算结果与实验值吻合较好。DDES方法未能准确捕捉流场复杂的小尺度湍流结构,壁面换热计算结果与实验值差异较大。RANS方法计算的换热结果与实验数据差异最大,基本未能预测到壁面换热特性。在相同的计算网格和计算方法下,VLES方法计算结果优于DDES方法,DDES方法一般好于RANS方法。这表明新开发的VLES方法能够准确地计算冲击射流相关的流动及换热问题。     

复杂目标散射强度的三维分布特性

建立复杂目标几何外形的数学模型,对独立目标使用外法向判断可见面元,对复杂目标使用Z-buffer算法处理自动遮挡问题.通过求解电磁场边值问题求解目标表面的等效电磁流分布,并求解散射强度的三维分布特性.仿真计算结果被若干测试结果验证,证明该方法的精度较高、实用性强、可靠性好.算法可以直观地显示目标散射强度的三维分布图.      

基于改进狼群算法的多无人机协同多目标分配CSCD

针对现代空战多无人机协同多目标任务分配问题,结合标准狼群算法,提出了一种改进狼群算法的多目标任务分配方法。根据狼群的不同分工以及搜索属性,建立了基于自主游走机制的头狼产生规则、基于多策略知识库的探狼游走机制和基于自适应步长的猛狼奔袭及围攻方式,从而对传统狼群算法的随机性进行智能化约束与控制,以解决多无人机协同多目标任务分配问题。数值仿真结果表明,该方法能够快速有效获得任务分配方案,避免陷入局部最优。     

基于高频激励的高精度交流电桥测温系统研究

为实现对原子气室温度的高精度测量,同时避免测温电路产生的直流磁场或低频磁场对原子自旋系综运动状态的影响,设计了一种基于高频激励的交流电桥温度测量方法。首先,建立了测温电路的数学模型,并对模型中各元件参数之间的内在联系进行了分析。其次,对测温电路进行了灵敏度分析。然后,针对力学环境微小扰动对测温电路中导线分布参数的影响,优化设计了测温电路中相关元件的参数。最后,实验数据表明,优化后的交流测温系统测温稳定性提升了1个数量级。     

雾化特性对喷雾燃烧点火过程的影响

为了研究雾化特性对喷雾燃烧点火过程的影响,用马尔文激光粒度分析仪等雾化测量系统,对离心喷嘴流量、喷雾锥角、周向不均匀度、液滴索太尔平均直径(SMD)、液滴尺寸分布指数(N)等雾化特性进行了测量;采用高速摄影机和热电偶测温系统,记录了燃烧室内点火过程和燃烧室出口温度变化历程,揭示了初始火焰形成及火焰传播过程,探讨了喷嘴雾化特性对燃烧室初始火焰形成、火焰发展、出口温升开始时间、最大温升时间以及温升率等点火过程和点火性能的影响规律。研究结果表明:随着供油压力的提高,离心喷嘴的燃油流量呈现二次曲线增加,SMD逐渐减小,N值呈现先下降后上升的趋势。在点火油气比为0.0078~0.0125时,随着供油压力的提高,初始火焰变长,火焰的发展先沿着靠近燃烧室上壁面部分向下游发展,再向燃烧室中下部分发展,火焰亮度增强,燃烧室出口温升开始时间缩短,最高温升时间增大,温升率提高,最大温度值上升。在相同的点火油气比下,距离燃烧室上壁面1/4燃烧室高度处热电偶(TC-1)温升值和温升率最高,温升开始时间最低;距离燃烧室上壁面3/4燃烧室高度处热电偶(TC-3)温升值和温升率最低,温升开始时间最高。     

基于被动控制的D型钝体减阻大涡模拟研究

钝体减阻在航空航天等多个领域内具有重要的应用潜力,也是重要的基础研究热点问题。为了精确捕捉流动控制的流动细节,并发展效果优良的流动控制减阻方案,论文围绕抽象出的D型钝体,采用大涡模拟方法,开展了被动控制减阻高精度数值模拟研究。首先基于前期研究成果,对D型钝体尾迹区剪切层附近放置一个光滑小圆柱的被动减阻方法开展了数值模拟,发现总阻力减小17.7%,与试验结果吻合很好,同时数值预测的速度场分布也与试验结果吻合良好。在此基础上,进一步提出了采用齿槽型表面结构的小圆柱对D型钝体尾迹区进行扰动,并开展了数值验证,发现总阻力减小21.4%,优于前期的减阻方法。最后研究了在三种雷诺数工况下两种小圆柱扰动情况下的减阻效果,均表现出良好的减阻效果,两种小圆柱扰动下总阻力最大降幅分别为19.6%和23.1%,同时基于大涡模拟计算结果对减阻流动机理进行了探讨。上述研究结果表明,通过进一步优化流场结构,可以得到更优的流动减阻方案。     

飞机风挡玻璃雷电间接效应

风挡玻璃是飞机结构的重要组成部分,也是极易遭受雷击的区域。研究雷电间接效应对风挡玻璃及其电加温系统的影响,通过介绍风挡玻璃结构,对风挡玻璃雷电间接效应进行仿真分析和试验,研究电加温系统中电路感应电压参数,确定其是否超过设计安全阈值,为风挡玻璃的雷电防护优化设计提供实际参考。     

计算机模拟铰接式直升机的外挂施工

为了给直升机施工的安全分析提供理论基础和求解非线性外挂直升机运动方程,本文提出了用计算机模拟直升机外挂飞行的方法。所用直升机运动方程模拟程序采用美国宇航局兰利研究中心发布的铰接式单旋翼直升机模拟程序。期望航迹及外挂载荷的模拟,根据航迹及载荷反求操纵输入及配平参数的方法和运动方程的积分等将由本文给出。     

热射流点火对多循环爆震管内火焰传播特性的影响

为研究热射流点火对多循环脉冲爆震特性的影响,在一台工作频率为20Hz的气动阀式PDE上开展了试验研究,重点分析了热射流点火位置与预燃室中敏感性气体的填充比对爆震管内初始火焰传播速度及压力特性的影响。研究结果表明:热射流点火的位置在爆震管头部回流区内,对爆震管内火焰传播速度影响较小,热射流点火位置在回流区外,随着离封闭距离的增加火焰传播速度减小;预燃室填充比从1.78增加到2.75,初始火焰平均速度从380m/s上升到420m/s左右,当填充比在2.75~3.45时,火焰传播速度基本保持不变。     

基于神经网络干扰观测器的柔性航天器姿态稳定控制

本文针对柔性航天器在惯性参数未知、外界干扰、输入饱和等复杂条件下的姿态控制问题,提出了1种基于神经网络干扰观测器的柔性航天器姿态稳定控制方法。首先,基于包含压电振动抑制输入的柔性航天器姿态动力学模型,构建了包含外界干扰、惯性参数不确定性的综合扰动项;其次,基于RBF神经网络设计干扰观测器与自适应参数调节律实时地估计综合扰动;再次,设计了1种固定时间收敛且有限时间稳定的非线性滑模控制器,并通过Lyapunov理论进行了稳定性分析;最后,利用航天器闭环姿态动力学系统进行数值仿真。结果表明:所设计的基于神经网络干扰观测器的控制方法可以有效实现航天器的姿态稳定、振动抑制与干扰估计,从而顺利完成航天器的高精高稳控制任务。