双参数传热实验的液晶瞬态测量不确定度分析

以气膜冷却为例,利用多元隐函数求导的方法推导了双参数传热实验中采用液晶进行瞬态测量时的双参数不确定度计算关系式,采用不确定度传递系数研究了双参数不确定度与温度测量不确定度的关系,得到了不确定度传递系数随主流及二次流无量纲温度的变化曲线,分析了主流及二次流无量纲温度参数对双参数测量不确定度的影响.结果表明,提高主流温度或者增大两次测量中二次流的温差可以减小实验双参数测量不确定度.      

Gamma-Theta经验转捩模型在DES中的应用

与RANS湍流模型相比,DES湍流模型的边界层外自由流部分存在LES区,该区域的涡粘性会有所降低。为了研究了这一特征对γ-Reθt转捩模型的影响,以平板实验为算例,选取基于k-w SST湍流模型的DES模型和DDES模型,检验γ-Reθt转捩模型在DES模型和DDES模型中的表现。结果表明：DES模型和DDES模型使转捩位置推迟,SST—DES模型由于对网格过度敏感而没有触发转捩,SST—DDES模型使转捩位置后移较少;DDES模型比DES模型更适合γ-Reθt转捩模型;转捩经验关系需要进行修正后才能将γ-Reθt应用于DDES模型。     

飞机外翼段大尺度剪切式变后掠设计与分析

飞机大尺度全局变形过程中存在诸多需要研究的基础问题,为此构建了研究平台并开展了实验研究。基于飞行器机翼"旋转变后掠"与"剪切变后掠"的气动特性计算结果,设计了气动特性相对较优的飞机外翼段大尺度剪切式变后掠方式;研制了基于可控变形结构与连续变形规律的实验模型;进行了风洞实验研究。结果表明:本文研制的剪切式变后掠飞机在蒙皮、结构、驱动、控制等方面满足气动特性研究的需求;其准定常气动特性曲线显示出变后掠的较大气动效益;其非定常气动特性曲线呈现出滞回环,原因可能在于"机翼附加速度效应"和"流场结构迟滞效应"。     

发动机燃烧室主动冷却管道的热-力耦合分析

为了准确高效地进行发动机冷却管道结构的热-力耦合数值分析,基于边界单元法提出一种冷却介质中结构对流换热过程的新型计算方法,计算过程中采用径向积分法将对流换热边界积分方程中的域积分转换为等效的边界积分,从而显著降低计算难度。采用改进后的边界单元法和有限元方法分别进行发动机燃烧室主动冷却管道处的热-力耦合分析,计算并获得了该处的温度场、位移场和应力场,发现了不同物理量随管道轴向的变化规律。通过比较基于两种不同数值方法的计算结果可以发现本文数值方法在显著降低计算模型复杂度的同时,取得了合理的计算结果。因此利用本文方法可以简便有效地进行发动机燃烧室主动冷却管道结构的热-力耦合分析。      

航空发动机进气系统结冰适航性条款研究

发动机进气系统结冰通常给发动机工作带来不利影响,甚至引起飞行事故,因此CCAR 33.68"进气系统的结冰"对每型发动机在结冰条件下的运行提出了适航性要求。对航空发动机防冰系统的适航性要求进行了解读,归纳了防冰方式对防冰系统的数值计算/关键点分析、试验验证进行了研究,介绍了典型符合性验证案例。本研究了可为国内开展航空发动机防冰适航性工作提供技术支持。     

直接操作FFD技术在翼型气动优化设计中的应用

几何外形参数化技术在飞行器的气动外形优化设计以及多学科优化设计中是影响其结果和效率的重要因素之一。针对自由变形技术(FFD)无法直接操纵几何外形表面指定点位移的局限性,开展了直接操作FFD技术在翼型参数化及翼型气动优化设计中的应用研究。建立了由翼型表面控制点的位移反求各个FFD控制点位移的求解模式,有效地降低了高阶FFD控制体进行翼型参数化的参数个数,并且具备直接操纵翼型几何外形的能力,更具物理直观性。运用该技术对于跨音速翼型进行了气动减阻设计,显著减小了设计状态下翼型的阻力。     

基于对抗和迁移学习的灾害天气卫星云图分类

针对卫星云图中的灾害天气数据存在严重不平衡问题,提出一个结合生成对抗学习（GAN）和迁移学习（TL）的卷积神经网络（CNN）框架以解决上述问题进而提高基于卫星云图的灾害天气分类精度。该框架主要包含基于GAN的数据均衡化模块和基于迁移学习的CNN分类模块。上述2个模块分别从数据和算法层面解决数据的类间不平衡问题,分别得到一个相对均衡的数据集和一个可在不同类别数据上提取相对均衡特征的分类模型,最终实现对卫星云图的分类,提高其中灾害天气的卫星云图类别分类准确率。与此同时所提方法在自建的大规模卫星云图数据上进行了测试,消融性和综合实验结果证明了所提数据均衡方法和迁移学习方法是有效的,且所提框架模型对各个灾害天气类别的分类精度都有显著提升。      

基于在轨温度测量数据的整星结构尺寸稳定性分析

针对高精度测绘卫星结构尺寸稳定性这一关键性问题,基于在轨温度测量数据,利用热分析模型和在轨温度变化规律,提出了卫星结构在轨温度场的反演方法.基于卫星结构在轨温度场反演数据,提出了针对载荷安装面法向夹角的拟合计算方法和夹角稳定性短期、长期指标的预示方法.根据该方法,给出了高分七号卫星在轨初期1个月内的结构稳定短期指标和长...     

机载中空纤维膜组件壳程气体流动数值模拟

机载惰化用中空纤维膜组件具有分离效率高、安全稳定、结构紧凑等优点,是目前较为经济高效的飞机燃油箱惰化设备。采用计算流体力学(CFD)方法对某中空纤维膜组件壳程气体流动进行数值模拟,通过更改膜丝束间距、膜丝束入口速度、膜丝束流量、膜丝束排布方式及飞行高度,得到了不同工况下的组件轴向各截面的气体流动分布,并提出无量纲参数截面平均速度比来描述气体流动分布规律。仿真结果表明:在保持入口气体流动速度一定时,平均速度比值随着膜丝束间距的减小先减小后增大,在膜丝束间距为1.5倍膜丝半径时达到最小值, 在保持入口流量一定时,壳程气体流动有着相同的规律;在保持膜丝束填充数量不变时,均匀排布比不均匀排布的平均速度比值更小;保持膜丝束间距不变时,入口速度对平均速度比值影响不大;飞行高度对组件壳程气体分布的影响作用主要体现在膜组件内壁处。      

边界层综合诊断技术研究

给出了对二元翼型模型和三元三角翼模型表面边界层转捩用表面热膜技术、红外热像仪技术和液晶显示技术在同一风洞中同时进行显示和测量并进行比较的结果。对二元NACA-0012翼型表面边界层转捩点位置测量,三种方法都给出了相吻合的结果。三元的60°三角翼模型经过多次实验,测量结果表明表面热膜技术能够给出三角翼模型表面边界层转捩位置的定量侧量结果。红外热像仪技术和液晶显示技术研究在应用时受到环境条件的影响,在合适的条件下也能给出模型表面边界层转捩位置的定量结果。