基于激波形状控制的定几何高超声速可调进气道概念及初步验证

针对现有定几何高超声速进气道低马赫工作时流量系数低、溢流阻力大, 变几何高超声速进气道结构复杂、附加重量大、可靠性低等缺点, 提出了一种基于激波形状控制的固定几何高超声速可调进气道概念, 给出了其实现模式, 并进行了初步的验证. 研究结果表明, 该可调进气道能够依靠自身的高压驱动来实现对口部波系、有效喉道面积的调节, 使进气道在低马赫数下的流量系数相对于常规定几何高超声速进气道提高20%以上, 前体阻力系数下降8%以上, 其性能特征对于改善高超声速飞行器的低马赫数加速性能特别有利.     

高超声速飞行器面向控制一体化迭代设计的参数化模型

针对高超声速飞行器复杂的运行环境以及强耦合的动力学特性,提出了一种适合控制一体化迭代设计的参数化模型.首先,讨论高超声速飞行器控制一体化迭代设计的必要性和研究现状.然后,采用二次曲线和状态类型函数法将典型的高超声速乘波体外形进行几何参数化.接着,基于面元法结合工程估算公式获取高超声速飞行器力和力矩,构建参数化的非线性动力学模型.进而,采用灵敏度分析策略得到力和力矩的解析表达式,将复杂的非线性动力学模型简化成适合迭代设计的仿真模型.最后,通过仿真实例验证了本文所提方法的可行性,结果表明所发展的参数化模型能够满足高超声速飞行器控制一体化迭代设计的需要.     

乘波布局高超声速飞行器纵向静稳定特性分析

高超声速滑翔飞行器稳定性设计方法的研究具有重要应用价值.乘波体构型滑翔飞行器由于没有平尾且飞行在高空、高超声速条件下,其纵向静稳定特性与常规飞机有很大不同,对此传统飞行力学并无相应设计依据.在相切锥乘波体理论基础上,本文建立了计及流向一阶导数和二阶导数的微元计算模型,结合牛顿法、活塞理论、切楔/切锥法的理论推导与CFD数值计算,研究了典型二维剖面在高超声速、宽攻角范围下的纵向静稳定特性,从理论角度证明了沿流向＂下凸＂的流线特征有利于保证纵向静稳定,而＂上凹＂形状特征不利于纵向静稳定,该结论通过二维和三维算例得到了验证.以上述分析为基础,解释了基于锥型流的乘波体难以满足纵向静稳定性的物理原因,以及俯仰配平舵面可能对纵向静稳定性带来的影响,并提出了相应解决方案.进一步分析表明该结论适用于宽马赫数和宽高度范围,且黏性作用并不改变上述规律,相关结论可作为高超声速滑翔飞行器气动设计的参考.     

爆轰驱动高能起爆技术实验研究

爆轰驱动激波风洞的驱动气体声速较高,擅长模拟高总温、高总压的试验气体.降低驱动气体声速会导致起始爆轰困难,因此在低总温、高总压气体模拟方面能力不足.本研究提出了一种新的高能起爆方法——封闭式点火管,在高浓度氮气稀释的氢氧混气中实现了起始爆轰,成功获得了低声速的驱动气体.通过实验明确了点火管起爆能量的主导因素,给出了封闭式点火管的设计原则.通过实验和计算明确了新方法对激波管/风洞流动过程的影响机理,据此提出了封闭式点火管的使用原则.利用这种新方法获得了低总温、高总压的试验气体,为拓展高超声速飞行条件地面试验能力提供了可行方法.     

生物膜滴滤床降解低浓度有机废气的理论模型

将生物膜滴滤塔内的多孔填料简化为由多个管内覆盖有生物膜的竖直毛细管并行排列构成的填料, 建立了一个净化低浓度有机废气的毛细管模型. 运用两相流理论获得了毛细管内液膜厚度分布, 然后考虑气液界面、液膜和生物膜内的传质阻力以及氧对微生物生化反应的限制, 并结合生化反应动力学理论, 建立了气相、液相的传质方程以及生物膜内的传质与生化反应动力学方程. 对离散后的方程进行了迭代求解. 模型的理论预测值与净化低浓度甲苯废气的实验值基本吻合. 计算结果表明: 在一定的进口污染物浓度条件下, 滴滤塔的净化效率随气体流量和液体流量的增加而下降. 降解有机废气的速率主要受液膜传质阻力控制, 越接近滴滤塔废气, 进口的污染物降解率越高.     

高超声速非平衡气动加热试验及数值分析研究

高超声速非平衡流动气动加热的精确预测是当前高超声速飞行器热防护设计面临的难点和热点问题.设计了外形简单的球柱测热模型,采用表面溅射金Au和二氧化硅SiO_2的方法改变了模型和塞式量热计表面的催化特性,并在电弧风洞中开展了高超声速非平衡流动气动加热试验,获得了近完全催化壁及近非催化壁两种条件下模型表面的气动加热数据.通过和数值模拟结果对比分析,对高温化学非平衡气动加热的数值预测方法进行了验证,结果表明:表面材料的催化特性对非平衡气动加热有显著影响,测热模型的球面上催化效应影响明显,完全催化热流要高于非催化热流,而柱面上催化效应较弱;数值模拟得到的不同壁面催化条件之间热流差异大于地面试验结果;计算结果与试验结果相比,完全催化壁热流相差在5%以内,完全非催化壁热流相差超过10%.     

高焓流动中电子密度的静电探针测试技术研究

高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温气体效应以及通讯中断问题的有效地面试验设备.本文在JF-10高焓激波风洞总焓16 MJ/kg、总温7900 K的高超声速试验气流状态下,采用能够获得足够空间分辨率且不影响流场结构的针状探针,发展了静电探针测试技术并对10°尖劈模型流场进行了电子密度测量.试验结果表明:研制的探针能够获得模型流场空间电子密度分布规律且具有较好的测量重复性;恒定偏压方法能够获得耦合流场参数的无量纲电子密度,而发展的新型高频扫描电路能有效降低扫描电路中的干扰噪音,提高测量的精度,获得定量电子密度值.     

基于内乘波概念的三维变截面高超声速进气道

提出并命名了高超声速三维变截面内乘波式进气道,其进、出口截面形状同时可控,且能够全流量捕获来流;分析了高超声速进气道的流线追踪设计方法与外流乘波体设计方法间存在的联系;根据内收缩基本流场的特点,从理论上证明吻切锥理论不适用于内乘波式进气道设计,而吻切轴对称理论则可以运用于变截面内乘波式进气道设计.在此基础上,提出了变截面内乘波式进气道的两类具体设计方法.采用这两类方法,获得了三角形进口到椭圆出口和方形进口到椭圆出口的变截面内乘波式进气道方案.计算结果证实,变截面内乘波式进气道设计理论可以在实现截面形状三维复杂过渡的同时,保证进气道内部激波形状和主要流动特征仍与设计基本流场一致,进气道初始激波贴口,实现内乘波,全流量捕获来流.该设计理论为复杂外形的三维高超声速进气道设计提供了思路,但此类进气道在设计和非设计状态下的具体流动特征及工作特性都还有待进一步研究.     

乘波布局飞行器宽速域气动特性与研究

乘波体是利用前缘线贴体激波得到高升阻比特性的一种气动布局，产生于某一特定流场．它因前缘钝化引起的脱体激波对气动特性的影响，以及非设计工况时的气动性能，一直是航空工程界关注的工程科学问题．本文利用低速和高速乘波体各自的特性，提出了一个从起飞、加速到高超声速巡航的宽速域飞行器，并根据气动热载，进行了前缘钝化．理论研究和风洞试验结果说明，它在亚跨超和高超声速的范围内都具有良好的气动性能．     

基于等效源法的Patch近场声全息

在基于等效源法的近场声全息的基础上, 提出了基于等效源法的Patch近场声全息. 该方法克服了传统近场声全息要求全息面大于源面的缺陷, 它不需要对整个声源建模, 也不需要测量面覆盖整个声源, 可以根据实际需要, 对所感兴趣的区域进行测量, 并直接对该区域进行重建. 由于该方法具有适应性强、计算效率高、测量方便等优点, 因而为近场声全息向实际应用推广创造了条件. 数值仿真研究说明了常规基于等效源法的近场声全息在全息测量数据不足时的局限性及其重建的不可行性, 验证了采用Pacth近场声全息重建局部声源的可行性和有效性, 以及全息声压存在误差时, 采用正则化处理方法的有效性.     

单个微米级SnAgCu金属微滴的大冷速快速热分析研究

利用最新开发的快速热分析技术,对Sn-3.0Ag-0.5Cu（wt%）合金微米尺度单个微滴的凝固过冷度进行了研究.该技术可以实现对单个金属微滴的高速加热和冷却处理,其加热或冷却速率可达到1×10^2～1×10^4K/s.由于单个金属凝固微滴在不同加热和冷却过程中始终保持为球状,基本上保证了颗粒的几何形状的稳定性,使得同一实验条件下微滴尺寸的影响因素可以剔除,初步解决了长期以来困扰快速凝固领域金属微滴凝固尺寸和冷却速率2个因素相互影响的问题,使得研究冷却速度和微滴尺寸对快速微滴凝固过程的独立影响成为可能.同时,本研究成功实现了大冷速条件下的金属微滴过冷度的原位检测,有别于以往仅靠理论计算估计快速凝固过冷度的研究.研究结果发现,随冷却速率的提高,微滴凝固的过冷度会随之增大.本实验条件下的最大原位过冷度可以达到116.9K,当冷却速度达到2×10^3K/s以上时,凝固过冷度会发生突变,但冷速一直提高到1×10^4K/s时,过冷度的提高幅度均不大,意味着仅靠冷却速率的提高无法获得大过冷的凝固条件.     

基于Favré平均的高超声速可压缩转捩预测模型

本文在Favré平均的框架下推导了可压缩层流脉动动能输运方程,并根据一定的假设和尺度分析封闭了该方程.通过将Favré平均层流脉动动能方程与Favré平均Navier-Stokes方程联合求解,构造了适用于高马赫数的层流-湍流转捩位置预测模型.应用所发展的可压缩模型及不考虑其显式可压缩项的模型对来流Mach数为5.91的裙锥绕流进行了数值模拟,给出了不同壁面条件下边界层的转捩位置,并与现有的基于参考温度进行可压缩修正的转捩模型计算结果以及实验结果进行了对比,表明所发展的模型在高超声速流动转捩预测上具有更高的精度.     

热毛细对流自由表面特征

在流体力学领域, 流体自由面变化是非常重要的物理现象. 研究了矩形池内由液池两端温度差引起的热毛细对流的流体表面变形和表面波问题. 该液池的水平横截面尺寸为52 mm ´ 42 mm, 液池内盛有液层厚度为3.5 mm的1000号硅油. 实验过程中液池两端温度差逐渐增加, 液层内流体的流动从稳定的对流逐渐转变为不稳定状态. 实验中将Michelson光学干涉测量技术与图像处理技术相结合, 发展形成一种实时诊断流体表面形貌的实验测量系统. 应用Fourier变换方法对激光干涉条纹图像进行了计算和分析, 得到了流体表面变形和表面波的定量的实验结果. 实验结果表明在热毛细对流的发展过程中, 首先出现流体的表面变形, 液池两端温度差达到一定值之后, 在该变形的基础上, 会有表面波的信息叠加在其中, 该表面变形和表面波与流体的温度梯度、表面张力等有直接的关系; 表面波隐藏在表面变形内.     

表面催化特性对火星进入气固耦合热效应的影响研究

高超声速进入火星大气层过程特殊且复杂的高温真实气体效应及气固界面热化学作用给火星进入器耦合气动热环境的精准预测带来巨大挑战.针对火星进入气固耦合问题,建立非平衡气动热环境和结构热响应的耦合计算方法,开展进入器防热大底高超声速非平衡气动加热和结构传热的耦合计算分析,获得了典型弹道点上气固界面非平衡热化学作用对耦合加热的影响规律.耦合分析表明,壁温梯度所致的对流热流和组分扩散热流均对高超声速非平衡气动加热有较大影响;当前耦合计算状态下组分扩散热流占总热流的主要部分,尤其CO2部分影响最大;所计算的热防护系统能够有效阻止气动热向舱内传递,防隔热性能良好,表面热流与辐射散热可快速趋于局部热辐射平衡,可采用辐射平衡壁面条件解耦模拟气动热环境;完全非催化/完全催化壁面热流随耦合时间逐渐降低,但有限速率催化热流因界面非平衡热化学效应而先增后降;壁面热流与壁温的线性度因界面非平衡热化学所致扩散热流的引入而减弱.     

爆轰双向驱动双状态并行技术的原理性研究

爆轰驱动激波风洞是用来产生高超声速高焓试验气流的地面试验装置,通常分为正向爆轰驱动激波风洞和反向爆轰驱动激波风洞两种.本文针对单独正向或反向驱动模式的不足,提出一种新型的爆轰双向驱动模式,同时利用爆轰波的高能波阵面和泰勒稀疏波尾部平稳端,在一次试验中同时实现中焓与高焓两种高超声速试验气流.本文利用高温热化学反应流动数值计算技术,模拟并分析了爆轰双向驱动激波风洞中的关键波动力学过程,数值计算结果表明,爆轰双向驱动技术是可行的,而且正向驱动端和反向驱动端的状态调整具有相对独立性,可以覆盖中高焓大范围跨流域试验能力.     

磁致伸缩薄膜-基底悬臂梁系统的弯曲特性研究

从基本力学平衡方程出发获得了任意薄膜厚度的磁膜-基底悬臂梁系统弯曲问题的严格解, 研究了悬臂梁系统作为弯曲型微传感器件的应用优化问题, 并重点分析了构成悬臂梁的两种材料的几何参数和物理参数对悬臂梁自由端最大挠度值的影响. 结果表明: 在基底厚度确定的情形下, 当磁膜/基底的弹性模量比值增加时, 悬臂梁自由端挠度的最大值增大, 但对应挠度最大值的最优厚度比值则减小; 而当悬臂梁的总尺度确定时, 系统的挠度最大值与磁膜和基底材料的弹性模量和Poisson比无关.     

离子交换膜厚度对钒电池性能的影响

电解液穿过离子交换膜的传质现象会导致全钒液流电池性能和寿命降低.作为重要设计参数,膜厚度是影响膜内离子传输的主要因素.本文使用结合了Donnan效应的钒电池一维传质模型,通过数值模拟方法考察离子交换膜厚度对膜内传质控制作用的影响,并得到电池性能的变化规律.结果显示:电池库伦效率随膜厚度变化呈三个阶段.膜厚度较小时,库伦效率恶化严重;膜厚度适中时,库伦效率随膜厚度增加而明显提升;膜厚度较大时,库伦效率随膜厚度增加趋缓.研究发现,随电池运行膜两侧溶液电势差逐渐达到稳定状态,这一过程受初始膜两侧氢离子浓度差和膜厚度控制.此外,膜厚度越小,膜内钒离子流量越大,其作用机制转为扩散主导;随充放电进行,迁移作用受膜两侧浓差平衡电势差影响.     

基于多信号在线辨识的电力系统低频振荡监测与分析

广域测量系统的建立为电力系统的监测与控制提供了有效的手段.基于广域测量信号的Prony在线辨识已有大量的研究成果发表,但对于如何利用辨识得到的幅值和初相位信息对电力系统低频振荡进行监测和分析还研究得不够.本文基于多信号Prony算法,提出根据各站点的振荡幅值进行低频振荡的检测,并根据振荡幅值得到各站点的模式可观性;根据各测量点的初相位得到机组的振荡分群,给出模态图.同时,研究了振荡频率和阻尼比的时变性,并利用多种可视化方法展现振荡过程和特性.以贵州电网"11.9"低频振荡实测数据为例,阐明了所提方法的有效性和可行性,对于在线应用有着重要的工程意义.     

利用MODIS对CBERS-02卫星CCD相机进行辐射交叉定标

CCD相机数据的应用是CBERS-02为国民服务的重要部分,而提供长期稳定的绝对辐射定标系数是其应用的关键.试验场定标法是一种有效的方法,但该方法需要地面同步测量数据,提供的定标系数数量不可能很多,且该方法不能对历史数据进行定标.交叉定标是解决该问题的有效方法之一.但目前该方法对同步测量数据的依赖性较大.模拟分析各种因素对光谱匹配因子的影响.结果表明地物的光谱匹配因子受大气条件、传感器观测几何条件及地物类型的影响.但是在环境一样时,不同时期或测区获取的同类型地物的光谱匹配因子相对稳定,可代替同步测量数据来模拟光谱匹配因子.基于该方法,利用MODIS数据对CCD数据进行交叉定标,研究发现CCD各波段都存在偏移量,传统的单点定标法不适用于CCD的辐射定标.文中以多点交叉定标法计算获取各波段偏移量,并获得了时间序列图像的定标系数,发现CCD传感器响应随时间衰减.     

磁致伸缩薄膜-基底悬臂梁微致动器的设计与优化

从最基本的力学平衡方程出发获得了适应于任意磁膜/基底厚度比、自由端施加点荷载的磁膜-基底悬臂梁系统弯曲问题的严格解, 针对材料的几何参数和物理参数着重分析研究了构成微致动器悬臂梁的设计与优化问题, 给出了微致动器应用的最佳条件, 并澄清了一些理论问题. 结果表明: 当基底厚度固定时, 磁膜和基底厚度之比越大, 悬臂梁的带载能力越强, 即输出力越大; 而当悬臂梁整体厚度固定时, 其自由端的输出力将出现唯一的极大值, 此极大值随着材料强度比的增加将减小, 同时相应的厚度比将减小. 无论是基底的还是整体的厚度固定, 悬臂梁中两种材料的Poisson比对其自由端输出力的影响都很大, 不可忽略.