喷射流场及其辐射声场数值模拟

为研究喷管结构对射流噪声的影响,采用大涡模拟对不同截面形状喷口形成的非定常湍射流场进行了数值模拟.在流场计算的基础上,结合Ffowcs Williams-Hawkings积分方程对远场声场进行了计算,得到不同喷管结构对应的湍射流场的流动结构及其辐射噪声的频谱特性.计算结果表明,椭圆形截面喷管的出口附近存在大量的旋涡结构,增大了射流边界层处的气流掺混,从而降低了射流核心区的长度,有效抑制了喷射噪声,在5种不同结构的喷管中,椭圆形截面的喷管对应的辐射声压最低,而矩形喷管对应的辐射声压最高;在射流方向的30°～75°扇形区域内,辐射声信号最强且存在明显的指向性.     

亚声速自由射流装置喷管-进气道位置关系

为了预测航空发动机高空模拟自由射流试验中飞机进气道-发动机组合体前方的亚声速流场特性,优化试验舱的气动设计,采用CFD方法在亚声速自由射流和真实大气飞行条件下对某战斗机进气道的外流场进行数值模拟。结果发现进气道距离喷管出口太近会使流场相似度下降,飞行马赫数、攻角和发动机进气流量都会对进气道的最佳安置距离产生影响。     

电子膨胀阀射流噪声数值模拟

应用Realizable k-ε湍流模型和Mixture两相流模型,对电子膨胀阀小开度下的二维流场进行了数值模拟,根据计算结果,使用宽频噪声计算方法得到了膨胀阀内流体噪声分布。对电子膨胀阀的改进模型进行了数值模拟,并对流体的速度场及其噪声辐射结果进行了分析,结果表明,阀口长度加长和阀口改为喇叭口结构可以减小射流噪声。     

电子膨胀阀射流噪声数值模拟

应用Realizable k-ε湍流模型和Mixture两相流模型,对电子膨胀阀小开度下的二维流场进行了数值模拟,根据计算结果,使用宽频噪声计算方法得到了膨胀阀内流体噪声分布。对电子膨胀阀的改进模型进行了数值模拟,并对流体的速度场及其噪声辐射结果进行了分析,结果表明,阀口长度加长和阀口改为喇叭口结构可以减小射流噪声。     

射流主动流动控制对舰船甲板流场的影响

随着舰船的发展和大量应用,舰船甲板流场的分析与控制的重要性进一步凸显出来。为改善舰船甲板流场,提出了一种新型的基于射流装置的主动流动控制方法,并以直升机桨盘位置为例分析了不同射流装置参数对于直升机桨盘流场优化的效果。首先基于Navier-Stokes方程建立了舰载直升机甲板流场的数值模型,以研究基于射流主动流动控制对舰船甲板流场的影响。然后该方法选取k-ε湍流模型,并通过算例验证了方法的有效性。最后模拟得到添加射流装置的舰船甲板流场流线与速度分布,结合流场信息对旋翼受力的影响对比分析了加装射流装置对舰船甲板流场的流动控制作用。结果表明：上射流的添加可以使得甲板流场中回流区的影响范围减小,从而使得桨盘流场速度梯度减小;桨盘流场速度梯度的减小可以有效降低旋翼气动力变化和响应水平;不同的来流角下添加上射流装置均能通过控制甲板流场从而减小响应,提高直升机的安全性。射流速度对流场控制效果影响显著,应结合射流装置安装位置选取最优射流速度从而达到较好的控制效果。     

反向射流作用下可回收火箭升阻特性

可回收火箭动力减速过程中反向射流将大幅改变箭体气动特性,为获得反向射流对箭体气动特性的影响,利用数值模拟方法获得箭体升阻力系数,分析升阻特性变化规律并提出升阻特性表征参数。首先,对反向射流钝体构型进行数值模拟,将得到的结果与已公开的实验数据进行对比,验证了数值模拟方法的有效性。其次,采用RANS方法模拟了单喷管构型火箭多种典型飞行状态,得到箭体升阻力系数随迎角变化曲线以及升阻特性变化规律,通过对回流区内流动状态进行分析得到升阻特性改变的机理。最后,由反向射流对箭体气动特性影响程度提出表征参数。结果表明：反向射流会对箭体形成遮挡作用并影响箭体升阻力特性。有射流时升阻力特性受飞行高度影响较大,受飞行马赫数影响较小,与无射流时的规律恰好相反。大部分飞行工况下阻力系数小于0.1,部分高空飞行工况将出现负阻力。本研究提出以反向射流与箭体宽度比作为气动特性表征参数,可以较好地反映反向射流对箭体的遮挡作用并表征箭体在反向射流作用下的气动特性变化规律。     

不同湍流模型在射流推力矢量喷管数值模拟中的比较分析研究

利用数值模拟手段,分别求解以SA、SST k-ω、EASM k-ω或k-ζ湍流模型封闭的RANS方程,针对激波控制射流推力矢量喷管展开研究,在多个主喷流压比NPR(4.6,7.0,8.78,10.0)和次主流压比SPR(0.7,1.0)下,系统考察了四种不同湍流模型对射流推力矢量喷管性能参数及主喷管内壁面压力分布的预测能力,探讨了激波控制产生推力矢量随不同参数的变化规律。并基于数值分析,定量给出了二次射流所带来的主喷管性能损失。数值计算结果表明,四种湍流模型都能比较准确预测出射流推力矢量喷管的性能参数,在激波捕捉和压力预测方面,相对而言SST k-ω模型最为准确。     

下表面射流对翼型气动性能影响的数值模拟

为探索增强小迎角下翼型气动性能的射流控制方法,进而实现无舵飞行控制,在环量控制的启发下,提出在NACA0012翼型下表面靠近后缘的位置布置射流(Jet on the lower surface of trailing edge, LSTE jet),并通过分析流动状态与参数变化优化LSTE射流的气动控制效果.首先,采用3套不同规模的网格对NACA0012翼型本身进行数值模拟,验证了数值模拟方法的收敛性与有效性.其次,通过比较流场的马赫数分布、流线和压力分布的变化,研究了LSTE射流影响翼型气动性能的机理.最后,研究了翼型的气动系数随射流的位置、动量系数和前向夹角的变化规律.结果表明:LSTE射流在后缘诱导产生逆时针的涡,形成低压分离区,使后缘主流向下偏折,增加了翼型的有效弯度,并且前缘的吸力峰也因此增加,从而增大了升力系数;LSTE射流越靠近后缘,动量系数越大,增升减阻效果越好,但翼型的失速迎角会减小1°～3°;在不同的迎角和射流动量系数下,翼型的最大升力和最小阻力可以同时在γ=60°～70°之间达到.利用LSTE射流可以有效改变小迎角下翼型的气动性能,对实现飞行器无舵操纵有一定意义.     

合成射流与主流相互作用的数值研究

本文采用动网格技术,利用大涡模拟求解三维N-S方程,对直射流以及倾斜角为30°的斜射流进行了三维数值模拟。数值模拟结果表明:数值模拟的直射流出口速度曲线与理论速度曲线吻合较好,通过直射流与斜射流对比发现,直射流产生的涡环为对称涡环,而斜射流的为不对称涡环;直射流射流出口时均速度影响范围大于斜射流,但是其射流宽度小于斜射流射流宽度。本文还分析了射流与主流的相互作用,数值模拟了不同主流速度下射流的运动状态,结果表明:主流速度为2.0 m/s时,直射流产生的涡环受到主流的作用发生倾斜,斜射流产生的涡环由于主流的作用,变成典型的马蹄涡形式;由于射流对主流的影响,直射流对主流速度起阻碍作用,减缓了边界层及附近主流的速度,斜射流加速了主流边界层内的流体速度,使边界层速度更加饱满;随着主流速度的提高,射流产生的涡环被主流吹扫进入边界层,在壁面上发生破裂,与边界层内流体混合,射流对主流的的影响减弱。     

蒙特卡罗法对射流泵模型内部流场的数值模拟

阐述了蒙特卡罗法的主要思想和原理,说明了用蒙特卡罗法求解二维对流扩散方程过程以及在计算机上的实现.最后,对射流泵模型用蒙特卡罗法进行内部流场数值模拟,模拟结果符合实际,为以后研究射流泵内部流场增加了一个全新的方法.     

基于扩展可靠性的全局灵敏度分析

文章采用自适应核密度估计和正交多项式拟合方法近似估算样本的概率密度函数,建立了基于自适应核密度估计、正交多项式拟合和扩展可靠性的全局灵敏度求解方法.文中在给出所提方法的思路和实现步骤后,采用数值和工程算例对所建立的方法与现有的基于有限混合密度估计、最大熵密度估计的方法进行了比较,结果表明:基于最大熵和基于正交多项式拟合的方法具有较好的计算稳定性.     

基于参数估计模型的对转永磁无刷直流电机实时故障诊断方法

无刷直流电机可靠性高,但在过载、过热等条件下,会造成电机性能降低;在电动力船舶推进系统中,由于速度闭环负反馈作用,这些故障常常无法及时发现,因此在电机运行过程中及时发现故障具有十分重要的应用价值。论文把参数估计技术应用于对转无刷直流电机故障实时诊断,建立了对转无刷直流电机驱动对转螺旋桨时的实时辨识模型,通过测量电机电压、电流和电机转速,得到电机的绕组电阻、反电势系数和转动惯量参数以及螺旋桨负载的力矩系数,通过观察参数的实时变化,监控电机的工作状态。这种以微分方程为基础的最小二乘方法不影响电机正常工作。仿真结果表明该方法可以完成对转无刷直流电机驱动对转螺旋桨时的故障诊断。     

一种新的ICM模型参数设置方法

针对ICM模型用于目标识别参数需要人工设置的问题,提出一种新的ICM模型参数设置方法。该方法从提高目标识别率出发,提出利用相关系数确定ICM模型参数学习准则,使用梯度下降法对这一准则进行求解,达到根据输入图像的不同自适应确定ICM模型参数的目的。实验结果表明该方法可以很好解决传统ICM网络参数需要人工选取的劣势。     

航天器中性浮力实验体外形设计与仿真

文章对中性浮力地面实验系统中实验体的外形进行了设计。首先利用Fluent软件求解计算出几种可供选择的实验体外形在各种工况下的水动力系数,同时通过力矩系数给出几种外形的静稳定性;然后在对水阻力系数和静稳定性进行分析和对比的基础上,选择了正方体作为实验体的外形;最后对正方体实验体进行动力学建模及仿真分析,结果表明此外形实验体的水阻力可以被克服。由此说明从阻力能够被克服和具有良好的静稳定性的角度考虑,此外形可以作为较好的实验体外形选择。研究结果可为相关方面的进一步研究和设计提供依据。     

空战多目标集群攻击算法研究

针对传统多机空战中解算多机攻击策略需要很大计算量,不宜进行攻击任务分配问题,文章提出在我方多机不同编队视角下,采用改进的FCM算法将空战多目标根据目标属性相似性平均进行聚类划分,综合考虑聚类后各个类成员,运用熵理论处理空战客观信息,确定目标各个属性权重,解算不同编队视角下的各个类威胁以及不同聚类结果对我方编队的威胁度,得出最优聚类结果,采用矩阵法将划分的目标类与我方各个编队进行攻击配对,解算最终攻击分配方案.运用该法研究多目标集群聚类攻击问题,建立集群聚类攻击数学模型,并进行仿真研究.仿真结果表明该算法合理和有效.     

潜艇流水孔排水与进水过程数值仿真研究

以潜艇流水孔为研究对象,基于大涡模拟(LES)对潜艇流水孔三维模型进行数值模拟,比较排水和进水过程中潜艇航行阻力以及流噪声水平的差异。结果表明,潜艇排水过程呈现负阻力,对航行起助推作用。而进水过程阻力表现为正阻力,对航行起阻碍作用。排水过程较进水过程拥有更高的噪声级,流水孔位置处流噪声差异主要体现在低频段,高频段两者差异较小。可为潜艇流水孔的设计提供参考。     

一种估计TSD信道的扩展时间的方法

复本相关器，复本相关积累器和分段复本相关器分别是理想信道，时间扩展信道和频率扩展信道的最佳似然比检测器。针对实际中信道扩展时间未知的问题，提出了一种简单的，易操作的估计目标回波时间扩展长度的方法，解决了复本相关积累器的严重失配问题，最后对该方法进行了仿真计算，表明该估计方法是可行的。     

基于近邻保留PNMF特征提取的高光谱图像分类

通过对投影非负矩阵分解(PNMF)增加近邻保留假设,提出了一种新的高光谱图像线性特征提取方法———近邻保留投影非负矩阵分解(NPPNMF)。NPPNMF保留了高光谱数据在低维特征空间中的局部几何结构,克服了PNMF基于Euclidean的缺点。根据在构造k近邻图时是否使用训练样本的类标签信息决定了NPPNMF既可以是无监督的特征提取方法,也可以是有监督的特征提取方法,从而提高了PNMF算法的鉴别力。理论证明和高光谱图像数据的分类结果表明了该方法的有效性及应用潜力。     

大小叶片斜流压气机级性能和流场的数值模拟研究

文章以某高压比斜流压气机级为研究对象,开展三维定常数值模拟研究,初步获取了压气机级性能和流场结构,并与试验结果进行了对比。结果表明,计算总体性能与试验存在一定的差距,计算的流量-压比曲线比试验值向右和向上移动,流量-效率曲线比试验值向右和略微向上移动。对于斜流叶轮,两个叶片通道出口靠近机匣区域均存在低速流团,通道1中低速流团主要由附面层低能流团在哥氏力作用下堆积而成,通道2中的低速流团主要由叶尖间隙泄漏形成。对于文中计算斜流压气机,通道1中的低速流团对诱发流动失稳起主要作用。     

MEMS陀螺随机误差补偿在提高姿态参照系统精度中的应用

为提高航姿系统姿态角测量精度,论文对MEMS陀螺随机误差的测试和补偿进行了研究。运用Allan方差方法分析了MEMS陀螺各项随机误差的特性,建立了针对MEMS陀螺的随机误差补偿模型。采用Allan方差辨识算法完成对各项随机误差的分离,获取速率随机游走(RRW)和角度随机游走(ARW)噪声方差值。通过设计的卡尔曼滤波器对MEMS陀螺随机误差进行实时估计补偿,利用姿态解算算法得到随机误差补偿前和补偿后各3个方向的姿态角。实验结果表明经误差补偿后系统的静态偏航角测量精度提高了3倍、横滚角提高了4倍、俯仰角提高了12倍。