高超声速二方程湍流模型的数值模拟对比

对基于Reynolds和Favré(密度加权)混合平均的二方程湍流模型进行了修正,同时根据数值模拟高超声速流动时必须具有高分辨率捕捉间断面与在边界层内抑制数值粘性的能力的要求,提出了新的总变差减小(TVD)格式熵修正函数.在此基础上,通过对压缩拐角的高超声速湍流的数值模拟,对基于Reynolds和Favré混合平均的二方程湍流模型,以及其它不可压缩模型及可压缩性修正模型进行了对比,显示了不同湍流模型及可压缩性修正在计算壁面压力分布和热流分布上的特点,说明了对高超声速压缩拐角型流动,湍流模型可压缩修正的必要性,得到了基于Reynolds和Favré混合平均的二方程湍流模型的计算结果最接近实验结果.      

超高速高焓流动研究进展

本文介绍了中国科学院高温气体动力学重点实验室在超高速高焓流动模拟技术和试验方法方面取得的研究进展.文章主要包括三部分研究内容:第一部分是关于发展先进的超高速试验模拟技术,包括爆轰驱动高焓激波风洞和爆轰驱动高焓膨胀管.高焓激波风洞产生的超高速气流速度的范围是3.5km/s～6.0km/s,高焓膨胀管能够模拟速度为6.5km/s～10km/s的超高速气流.第二部分介绍高焓激波风洞喷管流场诊断结果,用来检验喷管产生的超高速流场的流场品质及其与飞行条件的差异.第三部分是关于超高速流动的试验方法和数值技术研究,包括高焓流动中真实气体效应对飞行器俯仰力矩变化的影响;热化学反应流动中表面催化效应诱导的气动热变化规律;喷管流场的气流非平衡效应对试验结果可能产生的影响.     

冷却流量变化对叶栅冷却效果影响的数值模拟

采用气流流场与叶栅温度场耦合求解的数值模拟方法,研究了涡轮冷却叶栅前缘附近有冲击冷却结构时冷却流量变化对叶栅冷却效果的影响。计算结果表明:冷却流量增大,冷却气流射入主流场的穿透能力增强,在卵形涡对的诱导下,高温燃气绕过冷却气体并包围住了冷却气流核心区域,使其远离壁面。同时,冷却气体与主流相互作用发生掺混的能力增强,温度很快升高,对叶栅壁面的气膜保护作用降低;冷却流量增大,主冷却腔和冲击冷却腔内部流速增大,换热效应增强,内壁面冷却气流带走的热量加大。     

高速直升机方案研究

对目前三种主流高速直升机——复合式、倾转旋翼／机翼式和转换式进行了综合分析；根据发展态势，比较了它们的构型、性能及关键技术等方面的优缺点，并对可行性进行了讨论。在此基础上．提出了一种旋翼／机翼转换式高速直升机方案，并对此方案进行了旋翼系统的原理性试验，对关键技术——模式转换过程进行了理论计算和试验研究。验证了直升机模式和飞机模式在相互转化过程中升力、功率和操纵的平滑连续性及保持操稳性；最后，根据研究结果，经过计算得出了此方案的总体参数。     

考虑辐射效应的多孔材料传热有限元算法

应用有限元法求解一维半透明多孔介质辐射对流传热问题。通过对辐射传递方程与边界条件中积分项的离散 ,推导出有限元求解列式。对于多孔介质传热控制方程和气体传热控制方程的求解 ,采用时间积分技术对两相温度统一进行求解。而对于边界方程处理 ,则通过传热方程与边界方程的循环求解 ,求出任意时刻温度场的瞬态解。给出数值算例 ,得出了放置在通风口、同时受到伴随辐射作用的半透明多孔介质传热的瞬态解 ,讨论了部分参数对瞬态温度场以及换热效果的影响      

航空发动机涡轮叶片的多学科设计优化

叙及了多学科设计优化技术在航空发动机涡轮叶片设计中的应用研究,对涡轮叶片多学科设计优化方法进行设计的具体实施过程进行了介绍,讨论了结构、气动、传热、强度、振动和寿命以及优化算法等跨学科之间进行耦合优化设计的理论和方法。文末给出了一计算实例。      

出流方式对阵列冲击换热的影响

采用瞬态液晶技术测量了阵列冲击靶面的局部传热系数.获得了冲击雷诺数为5 000,10 000,15 000,20 000,25 000时三种不同出流方式时的靶面传热系数分布规律.结果表明:双侧出流时,靶面的平均传热系数比单侧出流要高;不同方式的单侧出流,由于产生的横流强弱作用不同,所以靶面的平均传热系数也有所不同.不同出流方式时,靶面的局部传热系数均随冲击雷诺数的升高而升高.      

基于多智能体混合学习的多星协同动态任务规划算法(英文)

针对多星协同动态任务规划问题,以往多采用基于启发式的重规划算法,但是由于启发式策略依赖于具体任务,使得优化性受到影响。注意到协同规划的历史信息对后续协同规划的影响,本文提出了一种基于策略迭代的多智能体强化学习和迁移学习的混合学习算法求解该问题近似最优策略。本文的多智能体强化学习方法利用神经网络描述各颗卫星的强化学习策略,通过协同进化的方法迭代搜索具有最优拓扑结构和连接权重的策略神经网络个体。针对随机出现的观测任务请求导致历史学习策略失效,通过迁移学习将历史学习策略转换为当前初始策略,保证规划质量前提下加快多星协同任务规划速度。仿真实验及分析结果表明本文算法对动态随机出现的任务请求有良好的适应性。     

月球探测器发动机羽流辐射热流计算

火箭发动机羽流的辐射的计算需要求解气体介质的辐射传递方程(RTE).计算模型中基于单线组(SLG)模型考虑气体组分的光谱特性,并采用离散传递法(DTM)求解RTE,对波长积分得到辐射热流密度.通过对圆柱高温CO₂气团辐射热流计算来验证计算程序,然后在流场计算的基础上,计算了月球探测器主发动机和姿控发动机羽流对各部位和仪器的辐射热流密度,根据对不同工况计算结果的分析为探测器的设计提供参考.      

基于固定区间最优平滑的传递对准精度评估

惯导系统传递对准是战术导弹发射前必须完成的任务,其对准精度直接影响导弹系统的制导精度。为评估传递对准精度性能,在介绍传递对准精度评估原理的基础上,研究了Kalman固定区间最优平滑算法;并从理论上分析了顺序滤波与逆序平滑的关系,得出平滑依赖于滤波的结论。通过实测数据半物理仿真试验证明了理论分析的正确性,表明固定区间最优平滑算法能有效地评估传递对准精度,并与间接法对比得出间接法与最优平滑算法具有一致性。