基于最小熵的多通道SAR系统相位误差估计与补偿

采用多通道合成的方法来增加信号带宽,是提高合成孔径雷达(SAR)系统距离分辨率的一种有效技术手段。针对多通道间相位失配的问题,建立了通道相位误差的频域多项式模型,提出了一种基于最小熵的通道相位误差估计与补偿方法。以距离向压缩脉冲图像的信息熵作为目标函数,误差多项式系数为估计变量,基于最小熵准则建立了相位误差的最优化估计模型。该方法能有效弥补内定标或外定标方法的不足,且不依赖于成像场景的地物类型,只需抽取少量回波数据作为误差估计的样本,具有耗费存储空间少、收敛速度快、不损失信噪比的优点。对不同场景的八通道实测数据进行了处理,实验结果验证了本文方法的有效性和稳健性。     

轴流压气机转子叶尖二次涡的试验验证及形成机理

对轴流压气机转子机匣壁面静压进行动态测量,采用小波分析方法处理近失速工况动态压力测量信号,功率谱显示在与二次涡相近的频率上存在较高的能量带,能量峰值沿轴向的衰减与二次涡的变化规律相符,表明二次涡在流场中存在是可能的。针对相同转子进行全通道非定常数值模拟,计算结果表明,近失速工况下,转子圆周每个通道叶顶附近均存在规律一致的二次涡运动。叶片中后段间隙泄漏流与间隙泄漏涡破碎产生的低能流体相互作用,在泄漏涡破碎形成的堵塞区域中形成二次涡。二次涡运动使得近叶顶载荷分布发生变化,从而导致近叶顶流场出现了一种周期性的自维持的非定常流动现象。     

多喷管射流气动声学特性的数值研究

采用大涡模拟结合动力Smagorinsky亚格子模型对四喷管超声速高温射流进行了三维非稳态数值模拟。基于非稳态计算的结果,利用FW-H面积分方法对四喷管射流远场的声学特性进行计算,并将结果与单喷管得到的结果进行对比。结果表明,多喷管射流形成了复杂的流场,其产生的气动声场并不仅仅是单喷管简单的叠加,由于四股射流之间的相互影响使得声场也产生了新的特点,不但表现在总声压级数值上,还对改变了射流噪声辐射的指向性,最大声压级的位置由原来的50°左右变化到30°。     

超声速预混气的热射流起爆过程数值模拟

采用带有化学反应的Euler方程,对超声速预混气的热射流起爆过程进行了研究。在来流速度大于CJ(Chapman-Jouguet)爆震速度的情况下,射流所导致的弓形激波在爆震波起爆过程中起到了重要作用,而爆震波不稳定性导致横波的产生是决定能否完全起爆的关键因素。射流角度的改变能够影响到起爆的过程与驻定性质。随着射流角度的逐渐减小,会出现起爆后驻定、起爆后不能驻定以及起爆失败三种结果。     

基于RNP的“北京——拉萨”航线分析

国航西南分公司于2011年12月15日开通了北京—拉萨往返直飞航线,该航线的成功运行结束了拉萨飞往祖国首都需经停成都或其他城市的历史。简要分析该航线的运行相关人员、航路、运行油量、备降机场和运行监控等几个部分,以期做好航班的运行保障工作。     

水平槽道内气固两相湍流中颗粒行为的PIV实验研究

运用PIV技术对充分发展的水平槽道内稀疏湍流两相流中的颗粒行为进行了定量研究。实验中壁面雷诺数Rer=430,使用颗粒为直径60μm的聚乙烯微珠,测量了0．1％和0．5％两种质量荷载。研究发现,颗粒最大浓度出现在y＋≈10的位置上。对两种质量荷载,下壁面附近的颗粒体积分数最大值均远小于10^3量级,仍属于稀疏两相流。槽道下壁面附近,向上运动的颗粒概率大于向下运动的颗粒,两者概率的差异随着法向距离的增大而减小。在y’=10～30的范围内,颗粒相“喷射”事件（Q2）和“下扫”事件（Q4）概率分别显著地大于和小于当地流体对应值。颗粒相主要通过促进Q2且抑制Q4来实现对流体湍流的影响,颗粒的这一作用随着法向距离的增加而逐渐减弱。     

意外点火时燃气排导系统流场仿真分析

根据舰载垂直发射系统的结构特点,对其物理模型进行了简化,并通过采用Fluent软件求解三维、雷诺平均N-S方程的方法,利用k-ε二方程模型,对导弹意外点火情况下垂直发射装置燃气排导系统内的压强分布特性进行了模拟分析,尤其是对当排气盖部分被冲破瞬间以及排气盖盖体被冲破1块、2块和3块这几种情况下的排导系统内部的压强分布特性进行了模拟计算。通过数值模拟,得到了在导弹意外点火情况下,燃气排导系统内部不同位置的压强分布规律,并给出了一些特性曲线,对垂直发射装置的机械强度设计有很大的参考价值。     

基于特征正交分解的跨声速流场重构和翼型反设计方法研究

在二维流场的重构问题中应用特征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)数据处理方法。利用CFD技术计算得到的流场快照对气动力模型进行降阶,然后利用基于POD的降阶模型(Reduced Order Model,ROM)对所需的流场参数进行重构,在快照范围内可以得到高精度的结果,且具有一定的外插能力。在翼型反设计问题中该方法仍然是成功的,通过修正快照向量,利用基于POD降阶模型的数据重构方法,由已知的翼型表面压力分布通过反设计就能够高效精确地得到对应的最优翼型形状,这极大地简化了翼型反设计问题。本文分别在跨声速范围对RAE 2822翼型的流场重构和Korn翼型及NACA 63212翼型的反设计进行了验证,证明了基于POD的流场重构和翼型反设计方法的有效性和高效性。     

超燃进气道分离流动的凸起物控制机理研究

双模态超燃冲压发动机由于压力扰动可能发生不起动现象,造成推力严重下降,对飞行稳定性与飞行安全具有很强的破坏性。不起动初始阶段主要受到激波与边界层相互作用引起的流动分离影响,采用5阶特征型WE-NO格式与3阶TVD型Runge-Kutta格式的高精度数值方法,求解三维Navier-Stokes方程,研究了利用凸起物作为涡发生器的被动控制方法,及其对高超声速流动分离现象的控制效果。结果表明高精度数值格式能够捕捉到复杂精细的流动分离结构,总结了摩阻、压力等在分离再附位置的变化规律;发现凸起物通过诱导形成局部流向涡进行流动控制,能够改变压力分布,减弱分离强度,影响分离结构。     

燃油分级比例对TAPS燃烧室性能的影响

综合考虑燃烧室对低污染和出口温度分布的需求,对中心分级的TAPS燃烧室流量分配进行了设计和燃烧数值模拟,该流量分配方案采用了不同燃油分级比例。计算结果表明:燃油分级比例对TAPS燃烧室宏观流场结构改变不大,改变3级旋流的流量可影响燃烧室局部当量比,同时能够减小高温区,改善出口温度分布品质,从而大幅降低NOX和CO排放。