燃料分级对旋流火焰的动态特性影响研究

为深入研究分级旋流火焰特性,以分级旋流模型燃烧室为研究对象,对四个不同燃料分级比(Rf)条件下的分级旋流火焰进行了数值研究,在时均燃烧场特性分析的基础上进一步对燃料分级比为1和3两个工况进行了基于壁面建模的大涡模拟(WMLES)研究。结果表明:燃料分级比的改变会影响中心回流区(CRZ)的长度和宽度。燃烧室中截面的散点分布图能够显示出不同燃料分级比条件下的燃烧特征。燃料分级比为1时,燃烧室剪切层仅存在零散的涡破碎区;而燃料分级比为3时,伴随涡破碎区还出现了单螺旋分支进动涡核(PVC)。通过FFT变换获得的燃烧室内剪切层速度能谱主频与进动涡核的旋转频率相同,表明内剪切层速度脉动的产生与进动涡核有关。另外进动涡核会使流场内的燃料分布和燃烧模式发生周期性的变化,进而影响燃烧过程。调整燃料分级比在1附近,能够使分级火焰达到稳定燃烧降低排放的目标。     

发动机唇口电热防冰系统性能仿真

采用三维耦合传热方法对发动机唇口电热防冰系统进行了多状态下的性能仿真,获得了唇口表面平衡温度及动态温升响应时间,以此评估防冰系统性能,并通过与冰风洞试验结果对比,对仿真过程进行了修正。研究表明:唇口表面加热区平衡温度均高于273.15 K,温升响应时间小于60 s,满足防冰需要,较为严酷的防冰状态点主要为飞行速度较大、环境温度较低的状态点;修正唇口材料导热系数后,仿真与试验结果吻合良好。研究结果能有效指导工程研制,对提高防除冰仿真分析结果的准确性提供了很好的借鉴。     

舰载直升机理论风限图飞行模拟获取方法

获取舰载直升机实用风限图,仅依靠实装飞行试验或建模仿真都是非常困难的。通过起降飞行模拟试验获取理论风限图,结合少量的海上实装飞行验证试验是一种综合较优的方法。起降飞行模拟试验需要真实飞行员和高等级飞行模拟器参与,飞行模拟器中的母舰气流场数据、母舰运动可由建模仿真或试验测试得到,且必须考虑母舰气流场的非定场特性;只有当飞行员视景或视觉反馈受限时(如能见度降低时),飞行模拟器基座的六自由度运动才是必需的;用DIPES或Bedford方法量化飞行员主观操纵负担,结合记录的客观操纵数据,评判起降难度;典型的飞行模拟试验程序包含了不同风况下的进近和甲板着舰,通常每隔15°和5kn一个风况。通过起降飞行模拟试验得到的理论风限图,可以更加有效和安全地指导海上实装飞行验证试验,最终获得实用风限图。     

机载超轻量化卷积神经网络加速器设计

卷积神经网络庞大的权重参数和复杂的网络层结构,使其计算复杂度过高,所需的计算资源和存储资源也随着网络层数的增加而快速增长,难以在资源和功耗有严苛要求的机载嵌入式计算系统中部署,制约了机载嵌入式计算系统朝着高智能化发展。针对资源受限的机载嵌入式计算系统对超轻量化智能计算的需求,提出一套全流程的卷积神经网络模型优化加速方法,在对算法模型进行超轻量化处理后,通过组合加速算子搭建卷积神经网络加速器,并基于FPGA开展网络模型推理过程的功能验证。结果证明：本文搭建的加速器能够显著降低硬件资源占用率,获得良好的算法加速比,对机载嵌入式智能计算系统设计具有重要意义。     

除冰气囊以及简化模型对气动特性影响研究

除冰气囊作为涡桨类飞机常用的除冰系统,评估其对全机气动特性的影响对飞行性能与安全有重要意义。基于某飞机上安装的气囊除冰系统,采用CFD 方法模拟其工作时的全机气动特性,研究气囊简化模型对计算结果的影响。结果表明：随气囊膨胀高度增加,对全机气动特性影响显著,失速迎角提前约10°,最大升力系数损失近60%,最大升阻比降低约2.9;受膨胀气囊外形影响,机翼前缘呈展向流动特征,后缘流动分离区域长度与除冰气囊的安装长度相当;机翼前缘压力分布受膨胀气囊外形的影响出现震荡,从而影响整个翼面的压力分布;随简化气囊膨胀高度增加,失速迎角最大提前约1°,最大升力系数损失约21%,最大升阻比降低约2.2。     

应用PIV技术测试模型环形燃烧室流场

采用粒子图像测速仪(PIV)测量带双级旋流器模型环形燃烧室内冷态和燃烧流场,试验研究不同进口气流温度对其冷态和燃烧流场内回流区的形成以及气流速度分布的影响,试验结果表明:燃烧室燃烧流场内回流区长度要比冷态流场短,燃烧流场的脉动速度明显大于冷态流场;另外随着进口气流温度增加,燃烧室冷态和燃烧流场的回流区长度都稍有减少.      

三翼面飞机前翼和平尾机动载荷优化配置

对三翼面飞机两种典型机动状态下的飞行载荷进行了分析,提出了一种适合三翼面飞机机动载荷优化配置的方法。讨论平尾升降舵与前翼操纵面之间的协调偏转率变化以及飞行动压变化,对配平参数、铰链力矩和载荷分布的影响。指出协调偏转率变化会引起平尾升降舵和前翼操纵面的配平角度、铰链力矩以及平尾和前翼载荷分布的显著改变,在设计时应该对协调偏转率加以选择,从而对平尾和前翼的载荷进行综合优化配置。     

高超声速飞行器构型的数值模拟、试验研究与优化设计

综合升力体和乘波构型的气动性能优势,发展了一种高超声速飞行器前体气动构型的设计方法。运用该方法参考某高超声速飞行器气动布局方案,设计了一种高超声速飞行器气动布局。对该类高超声速气动布局进行了数值模拟、优化设计和试验研究;并研究了该类气动布局在高空飞行时,稀薄气体效应对气动性能的影响。数值模拟结果表明：构型前体预压缩面能够将高压气体封闭在构型下表面,实现了乘波构型的设计概念;优化设计结果表明,对于该构型宽展比应在0.4~0.6之间,通过优化升阻比至少有3%~5%的提高余地。对DSMC算法的碰撞模型和有效碰撞次数进行了改进,发展了临近空间飞行器气动性能模拟软件。研究结果表明,在临近空间区域,该类气动布局的升阻比特性略有下降,但仍旧保持了高升阻比的气动优势。     

柔性扑翼非定常流场的数值计算方法

提出一种将Delaunay图映射网格变形技术和非结构嵌套网格方法结合使用的策略,解决网格变形和嵌套网格单独用于柔性扑翼流场计算时需要网格再生的问题。该方法为嵌套网格中的每个嵌于背景网格的贴体非结构网格生成Delaunay背景图;每个时间步,根据扑翼的运动和变形规律移动背景图,再根据网格点和背景图的映射关系移动网格点,之后自动完成嵌套边界的定义和插值关系的建立。为方便嵌套关系的建立,嵌套网格进行分层管理。也研究了一种内存消耗少、效率较高的搜索算法,以及格心格式和格点格式统一的边界拓宽算法。非定常可压缩Navier-Stokes方程在非结构的动态网格上用有限体积法离散,并用预处理的双时间步推进、隐式LU-SGS迭代求解。几个扑翼算例的结果表明,该方法充分利用了Delaunay图映射网格变形方法的高效率,同时也发挥了嵌套网格处理大幅运动的优势;用于既有整体大幅扑动又有局部小变形的柔性扑翼流场计算,可取得令人满意的精度和效率。     

基于两级直角网格结构的三维DSMC算法研究

结合直角网格计算的高效率以及表面非结构网格对飞行器几何外形的精细描述,本文建立了基于两级直角坐标网格结构的DSMC数值模拟算法。一级网格为计算区域离散后的背景网格,二级网格为独立的碰撞网格和取样网格,是在背景网格的基础上根据流场性质的变化经过自适应后获得的亚网格,碰撞分子对在亚网格内选取,以保证选取的分子是"最相邻的"。计算的Orion飞船外形从自由分子流到稀薄过渡流的气动力系数,与DS3V和DAC软件计算结果的一致性非常好,验证了本文算法的可靠性和有效性。同时对过渡区的流动特征和表面气动参数的分布规律进行了分析。