高声强下多狭缝共振腔的吸声性能

为深入理解高入射声强下多狭缝共振腔吸声机理,采用低频散低耗散的计算气动声学方法对二维多狭缝共振腔开展直接数值模拟研究.首先对标准单狭缝共振腔计算结果进行验证,随后相同的数值模拟方法被应用于相同穿孔率的多狭缝共振腔的数值模拟中.结果显示:高声强下涡脱落对吸声系数的贡献占据了主导地位,各入射频率下均超过68%.多狭缝低频时会导致脱落涡总能量的下降,而高频时升高;而黏性耗散作用随着共振腔狭缝数目的增加而增强.因此综合作用下低频时多狭缝共振腔对吸声效果影响不大,但在高频时多狭缝共振腔有更好的吸声效果.      

湍流边界层厚度对三维空腔流动的影响

采用脱体涡模拟(DES)方法开展了不同湍流边界层厚度(TTBL)下的三维空腔非定常流动数值计算。空腔长、宽、深比例为5:1:1,来流马赫数为0.85,雷诺数为13.47×10⁶ m^-1,各工况湍流边界层厚度比值为1:2:4:8。研究结果表明,湍流边界层厚度对自由剪切层的发展、空腔底部静态压力分布、脉动压力及空腔流动类型均有重要影响,且随着边界层厚度的增大,下游剪切层覆盖的范围会增大,但是剪切层增长率降低;空腔前后静态压力压差减小、压力梯度下降;腔内局部测点的脉动压力声压级下降,各阶声压峰值频率向低频方向偏移;空腔流动类型往开式流动方向转换。     

预设堵块法检测进气道自起动能力的数值研究

在进气道内预先设置轻质堵块迫使进气道不起动,堵块被气流吹出后流道恢复畅通,为激波风洞提供了一种检测进气道自起动能力的方法。为了深入认识预设堵块方法的检测过程,将堵块简化为一个自由度的刚体运动,采用k-ωSST湍流模型,结合铺层动网格技术,对该检测方法进行了二维非定常数值模拟。在Ma_∞=5.9条件下,采用改变堵块质量的方式,获得了三种典型的检测过程。通过分析堵块在气动力作用下的运动与进气道非定常波系演化相互耦合的过程,揭示了堵塞作用产生和消除的流动机理。结果表明,堵塞时间没有显著地改变进气道的自起动能力,预设堵块方法成功检测到进气道在Ma_∞=4.9自起动。此外,建立了预估堵块运动的匀加速模型,预估的堵塞时间与数值模拟结果较为符合。在Ma_∞=5.9条件下,堵块的临界质量约为3.8g。考虑到激波风洞实验时间短暂,应选择合适的堵块。     

航路网络生成及优化

空中交通流运行的安全性和成本取决于航路网络结构。基于节点度实现航路网络枢纽节点和干线节点分层,利用全局耦合生成主干网络,运用距离连接概率实现干线节点社区化,采用连接概率生成社区网络;采用DBSCAN聚类算法,基于角度和距离实现航路网络优化;以中国大陆空域为例,实现了主干航路网络和局部干线航路网络的生成及优化,验证了方法的可行性。在与相关研究对比,基于节点度的枢纽节点选取更加客观合理,所构建的分层航路网络结构符合机场点的分布特性,采用DBSCAN聚类算法优化效率明显提高。     

乙醇-空气稀液雾值班火焰的大涡模拟研究

为加深对气液两相湍流燃烧现象的认知,检测火焰面模型在液雾燃烧中的适用性,本文在欧拉-拉格朗日架构下使用火焰面/反应进度变量模型(FPV)数值模拟了乙醇-空气稀液雾值班火焰。欧拉坐标系下的气相湍流场使用大涡模拟方法模拟,离散液相则使用拉格朗日颗粒轨道模型进行描述,考虑了相间质量、动量、能量交换。燃烧模型中采用碳元素定义混合物分数,在混合物分数方程源项中体现液相对燃烧模型的影响。模拟得到的气相温度分布和液相统计值均和实验数据较好吻合,验证了该燃烧模型对稀液雾扩散类型火焰的适用性。分析瞬时图发现,该稀液雾火焰的最高燃烧温度往往位于当量混合物分数附近,在出口下游20倍直径处火焰完全点着,此处上游FPV模型能给出局部点火熄火现象。蒸发作用在剪切层和点火区域较强,而液滴和火焰作用较弱,单一液滴很少被火焰包围。     

高超声速复杂气动问题数值方法研究进展

高超声速流场具有复杂流动特征,其中真实气体效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等对气动力分析产生了重要影响。将流体力学研究扩展到分子动力学、电磁流体力学以及流固耦合等交叉学科领域,这给数值模拟方法带来了巨大挑战。针对高超声速气动力/热分析的热点问题,重点关注高温效应与低密度流动效应、磁流体干扰效应和力热结构耦合效应等,结合算例分析了相应的数值求解技术;在气动热方面主要比较了3类求解方法(纯工程方法、纯数值方法和基于Prandtl边界层理论的方法),并给出了相应算例;对于气动力/热/结构耦合问题,从耦合模型及耦合计算方法两方面开展了分析。最后指出了高超声速复杂气动问题数值求解技术未来需重点关注的几个方面。     

高超声速飞行器表面温度分布与气动热耦合数值研究

针对高超声速飞行器热防护设计中的高温气体非平衡效应问题和气动热环境精确预测问题,基于流场的非平衡Navier-Stokes方程、表面的能量守恒方程和内部的热传导方程,考虑流场的非平衡效应、表面的热辐射效应、催化效应和烧蚀效应以及热防护层内部的热传导效应,建立了初步的表面温度分布与气动热的耦合计算方法,完善了高超声速飞行器气动物理流场计算软件(AEROPH_Flow)。在表面材料为碳-碳(C-C)条件下,对飞行高度为65km和飞行速度为8,10km/s的半球以及飞行高度为50km和飞行速度为8km/s的球锥模型,开展了表面温度分布与气动热的耦合计算,验证了计算方法和计算软件,分析了表面温度分布对气动热环境的影响。研究结果表明:表面温度分布对气动热的计算结果有较大影响,在气动热环境的预测中,不仅要考虑热化学非平衡效应和表面催化效应的影响,还要考虑表面温度分布的影响,最好是采用表面温度分布与气动热耦合计算的方法,以减小表面温度分布对气动热计算结果的影响。为此,需要发展完善非平衡流场/表面催化和烧蚀/热传导温度场(气/表/固)的计算模型、耦合求解技术和计算软件,实现对高超声速飞行器的真实飞行条件下高温气体非平衡效应和气动热环境的精确模拟。     

高超声速气动热预测技术及发展趋势

高超声速气动热预测技术是高超声速飞行器发展的关键技术之一。对高超声速气动热预测技术的发展情况进行了分析探讨。首先,简要回顾了国内外高超声速气动热理论预测及地面实验技术的发展历程;在此基础上,结合典型外形的计算与风洞试验结果的比较,重点介绍分析了气动热工程计算方法、数值模拟方法、气动热风洞试验设备的模拟能力及目前实验测试技术的研究水平;最后,对气动热预测技术的发展趋势进行了讨论,提出了气动热预测技术应研究解决的问题。     

发动机动力模拟风洞试验中的空气桥技术

介绍了发动机动力模拟风洞试验中的空气桥设计技术和影响修正方法.通过自由度分析,选择了合理空气桥布局,采用有限元方法对空气桥关键受力梁进行了优化,建立了空气桥天平一体化数值模拟技术,使得空气桥和天平刚度更加匹配.通过这些设计及优化使得空气桥的作用力最小,并具有较强的克服压力影响、温度影响的能力.通过试验建立了空气桥附加刚度影响、内部压力影响、温度影响和内部流量影响的修正方法,进一步减小了空气桥对天平的影响.在8m×6m低速风洞进行了某大展弦比飞机全模涡扇动力模拟器(TPS)短舱动力模拟试验.试验结果重复性好,阻力系数精度达到0.0003,和相关文献吻合.这表明空气桥技术是成功的,满足了TPS短舱动力模拟试验要求.      

基于动态贝叶斯的反舰导弹弹型识别

使用反舰导弹对舰艇进行饱和攻击是当前对舰攻击的主要方式。首先,提出了动态贝叶斯网络(DBN)的理论及算法;其次,根据反舰导弹的高度、速度、过载、机动方式等弹道特性和RCS、雷达频率等导弹自身特性,建立了对反舰导弹进行弹型识别的DBN模型;最后,通过仿真算例验证了DBN模型的有效性,这为实际解决反舰导弹进行弹型识别的问题,提供了一种思路。