预测最大瞬时进气压力畸变的新方法

一、前言 研究分析动态压力进气畸变的早期方法为确定性方法(Determinate Method),其优点在于准确可靠。然而用确定性法处理分析动态压力进气畸变是一个极为繁重的计算过程,耗资费时,故多用于定型阶段的进气道与发动机的最后匹配性校核中。国外从70年代初开始研究用统计方法来预测发动机进口的最大瞬时压力畸变,致力于在工程运用上     

满足斯贝发动机要求的进气道模型试验研究

一、引言 进气道的地面状态性能是进气道各种状态下的重要性能之一.大家知道,设计点取在高空高速状态下的进气道,当在地面状态工作时,进气道性能严重恶化.斯贝发动机对地面工作状态下规定的指标较高,它要求进气道的总压恢复系数σ达0.905,周向总压畸变指数DC_(60)为-0.25.为了使本进气道与斯贝发动机     

考虑边界层效应的进气道声衬最优阻抗的快速预测方法研究

在进气道内布置声衬可大幅降低大涵道比涡扇发动机的风扇前传噪声,对其声阻抗进行优化可进一步带来结构设计和空间布局上的收益;传统设计过程中针对最优声阻抗的预测没有考虑边界层效应,然而其对某些工况下的声吸收率误差达10 dB。为兼顾预测精度和计算耗时,本文发展了一种考虑边界层效应的最优声阻抗的快速计算策略:基于Brambley阻抗边界条件下线性化的欧拉方程的解,假设最低衰减模态的最大吸收率发生在圆管道模态归并点(野点),将声衬阻抗优化问题转化为寻找第一个野点对应声阻抗问题。采用该方法考查了不同平均流马赫数、边界层厚度、周向模态阶数和频率的影响,并与数值精确解及其他学者计算结果进行对比,结果证明了该方法的有效性,为将其推广到缓变进气道和多模态传播问题提供了参考。     

DMM燃料柴油机可控预混合燃烧的研究

本文介绍了在压燃式发动机上进行的预混合燃烧研究。在柴油机的进气道入口处安装了一个电控燃料喷射系统,喷入具有低十六烷值、低沸点的甲缩醛(DMM)燃料,在压缩冲程中形成均匀的混合气,并在上止点附近喷入少量柴油来点燃混合气。本文研究了预混合燃料比、发动机负荷、进气中CO2浓度和喷孔直径对发动机燃烧和排放的影响。试验结果表明,进气道喷射DMM的预混合燃烧能同时大幅降低NOx和碳烟排放,为降低柴油机有害排放提供了一种新途径。     

组合式发动机进气道的冷却研究

针对空天飞机组合发动机进气道的冷却要求，采用冲击－对流复合冷却技术对进气道进行强化冷却试验，按照得出的冷却结构各部分传热经验公式，用温度200K，压力1MPa低温氢作冷却剂，算出进气道的冷却热流密度，证明所用结构可以满足进气道冷却要求。     

非均匀来流下等压力梯度曲面压缩二维进气道性能

本文选用性能较好的设计点马赫6三楔压缩二维进气道为基准模型,精心设计了设计点马赫6性能与基准模型相当,采用等压力梯度曲面压缩的二维进气道。数值模拟分析了两进气道在非设计点和非均匀来流下的流场和性能。结果表明:非设计点,采用等压力梯度曲面压缩二维进气道,其流量系数、总压恢复和压比均高于三楔压缩二维进气道;在非均匀来流下,采用等压力梯度曲面压缩二维进气道比基准进气道性能要好,低马赫数下起动性能也较好,值得进一步研究。     

JF12激波风洞高Mach数超燃冲压发动机实验研究

针对高Mach数（Ma ≥ 7）超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞内,开展了Ma=7.0和Ma=9.5的氢燃料点火和燃烧试验对比.在风洞有效试验时间100 ms内,实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下,进气道采用三维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma_c=2.5,壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游;在Ma=9.5情况下,进气道采用二维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma_c=3.5,由于燃烧室流动速度特别高,燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游.      

压气机插板式进气畸变实验研究

进气畸变同压气机之间的相互作用机制一直是进气道/发动机一体化设计的重点。本文在一台低速轴流压气机上进行了插板畸变实验,研究了插板畸变对压气机性能和稳定性的影响。实验发现:轴向速度畸变和周向速度畸变是影响压气机性能的主要因素;当转子叶片离开畸变区时,其载荷最大,易产生较大的流动分离,当转子叶片刚进入畸变区时,其后的静子叶片叶根易出现流动分离。同时发现插板进气畸变条件下的压气机失速机理与均匀进气条件下压气机失速机理差别很大,并提出一个压气机失速模型去描述插板畸变条件下压气机失速的三个阶段。     

基于改进的稀疏度自适应匹配追踪算法的宽带压缩频谱感知（英文）

针对在实际宽带压缩频谱感知中难以预先获知宽带频谱稀疏度的问题,提出一种改进的稀疏度自适应匹配追踪(modified sparsity adaptive matching pursuit,MSAMP)算法,该算法在支撑集选择过程中对稀疏度进行了预估计。结合序贯压缩检测技术,给出了一种基于该算法的多认知用户合作场景下的宽带压缩频谱感知方法,理论分析和实验仿真结果表明,该方法可在频谱稀疏度先验知识缺少的情况下,有效提高宽带频谱感知性能。     

基于改进的稀疏度自适应匹配追踪算法的宽带压缩频谱感知

针对在实际宽带压缩频谱感知中难以预先获知宽带频谱稀疏度的问题,提出一种改进的稀疏度自适应匹配追踪(modified sparsity adaptive matching pursuit, MSAMP)算法,该算法在支撑集选择过程中对稀疏度进行了预估计。结合序贯压缩检测技术,给出了一种基于该算法的多认知用户合作场景下的宽带压缩频谱感知方法,理论分析和实验仿真结果表明,该方法可在频谱稀疏度先验知识缺少的情况下,有效提高宽带频谱感知性能。     

三维点云中关键点误匹配剔除方法

三维点云关键点配准与识别过程中存在寻找匹配对不理想、大量误匹配对及配准与识别准确率下降等问题,提出了一种新颖的关键点误匹配剔除方法。在关键点检测阶段,基于边缘点及其邻域点大多分布在同侧的特性,提出了一种边缘点检测算法,剔除处于边缘的关键点,以提高关键点的可重复性和可匹配性,并降低关键点特征匹配的误匹配率。在关键点特征匹配阶段,对经由最近邻算法得到的初始关键点匹配对,通过Kmeans算法和分裂法,剔除掉大量错误的关键点匹配对,从而提高三维点云之间关键点的匹配率。实验结果表明,该方法能够剔除完整三维点云匹配完整三维点云、完整三维点云匹配杂乱且有遮挡的三维点云、部分点云匹配部分点云所产生的大量关键点误匹配对,提升了关键点匹配效果;同时在时间上,本文算法较随机取样一致性算法更有效率,是最邻近算法的有益补充。     

光学卫星在轨动态场景实时匹配方法及试验

针对目前在轨卫星图像动态范围偏窄、直方图集中、灰度层次不够丰富、暗场景图像细节分辨能力不强的问题,提出一种卫星在轨动态场景实时匹配方法。首先,研究云检测和基于直方图特性的大气程辐射预估方法,消除它们对场景高、低动态测量的影响,并结合测光相机与成像相机辐射响应关系的标定,通过测光相机最多2次拍摄地面场景,实现场景动态范围的实时测量;然后,针对地面场景动态范围通常超出相机动态的问题,设计并提出了基于高亮度和低亮度匹配的相机与场景动态范围匹配方案,同时给出了不同情况下相机在轨参数解算方法。最后,通过无人机飞行试验对匹配方法进行了试验验证,结果表明:利用该方法可根据实时拍摄的地面景物合理地设置相机积分级数和增益,实现相机与场景动态范围的最佳匹配,有效灰阶提升优于100%,信息熵提升优于40%。     

基于改进Census变换和异常值剔除的抗噪立体匹配算法

针对Census变换易受噪声影响使得立体匹配算法难以获取高匹配精度的问题,提出了一种改进Census变换和异常值剔除的抗噪立体匹配算法.在初始匹配代价阶段,该方法首先将窗口邻域中值作为参考值并通过映射函数控制异常值,提高了单像素匹配代价的可靠性;然后在代价聚合阶段,对动态聚合窗口中初始代价值进行异常值剔除;最后通过视差计算、视差优化得到最终的视差图.在VS2013软件平台上采用Middlebury标准测试图对初始匹配代价、代价聚合、最终视差图阶段进行测试.实验结果表明,本文算法的抗噪性能优于现有Census变换算法,且错误匹配率达到5.71%.     

高外压缩比的高超声速内乘波进气道设计

为了提高内乘波式进气道的起动性能,扩大其稳定工作的马赫数范围,以得到一种高外压缩比例的高超声速进气道,在ICFC二维基本流场的基础上进行改进,提高流场的外压缩比例,减小流场长度,并基于改进后的基本流场生成内乘波式进气道。数值模拟结果表明:在来流马赫数6的设计状态,该进气道保持了内乘波式进气道的优点:流量捕获能力强(流量系数99.94%),显著减弱外流阻力等;较基于原ICFC流场得到的进气道,该高外压缩比的进气道长度更短,且性能略有提升(出口马赫数为2.78时总压恢复系数为0.459),能在马赫数3.8~6范围内起动工作,较原进气道具有更佳的低马赫数起动能力。     

多点电喷气体发动机空燃比闭环控制系统设计

空燃比控制是发动机性能实现中最重要的控制之一。基于玉柴某大型六缸单点气体发动机改多点电喷的基础上进行研究,在开放式ECU基础上针对燃气发动机瞬态变化过程中的反馈时间延迟,构建了一种基于前馈PID算法的空燃比闭环控制策略,用来预判和补偿空燃比超调和反馈时间延迟;解决了发动机瞬变工况下空气与燃气的精确匹配问题。通过对台架模型和发动机试验的数据分析,结果表明基于前馈PID控制算法的空燃比闭环控制策略能够进一步提高燃气发动机的排放效率和动力性。     

液氮温区热声驱动脉管制冷机的研究

热声发动机驱动的脉管制冷机是一种完全无运动部件的低温制冷机,具有非常好的应用前景,本文介绍了本实验室在这方面取得的最新进展。首先我们对驻波热声发动机进行了改进设计,提高了其驱动压比,用氦气作为工质最大压比达到了1.15。在此基础上我们用其驱动同轴双向进气小孔型脉管制冷机,通过调整热声发动机的振荡频率,使之与脉管达到匹配,最终达到了84.3K的最低制冷温度,这也是目前用驻波热声发动机驱动脉管所达到的最低制冷温度。同时,在此实验过程中,一些抑制跳频的方法也得到了实验验证。     

高超音速进气道的冷却研究

作为我国航天飞机研究的一个开端，本文以美国ＮＡＳＡ高超音速研究发动机ＨＲＥ的进气道几何为模型，进行了飞行马赫数为６时的进气道各部分的气动和气动热计算，并在此基础上提出了以氢燃料作冷却剂的主动冷却结构，进行了冷却计算，证明提出的冷却结构所需要的氢用量是合理的。     

基于RANSAC方法的星表自动匹配方法

本文把星表匹配问题转化成计算机视觉中的对应点匹配问题,接着使用二维Delaunay三角化方法对星表进行三角化,然后用RANSAC方法对星表的自动匹配问题进行了研究。研究结果表明,我们的方法能够快速有效地完成星表匹配。在总共960个样本中,除了两幅不符合匹配的星表之外,全部获得了正确的匹配结果。     

光电侦察系统目标定位精度评价指标研究

鉴于光电侦察定位系统的设计、验收、订购阶段均涉及对系统精度的评价,指出影响光电侦察系统目标定位精度的评价指标。研究了均方根误差、平均误差及置信概率区间方法的计算原则及使用条件,给出光电侦察系统目标定位精度的评价指标,并提出设计阶段的精度预估方法、验收阶段的精度评定方法以及设备采购阶段的性能优选方法。规范了光电侦察系统的定位精度预估、验收以及订购。     

半经验关系与匹配场联合处理的爆炸声源快速定位

爆炸声源位置的快速准确获取对声源级测量和声传播计算具有重要意义。为了解决利用单一水听器进行爆炸声源定位时难以获得较好的定位效率和精度的问题,提出了一种基于半经验关系与匹配场联合处理的爆炸声源快速定位方法。首先通过爆炸声源满足的半经验关系,对爆炸位置进行预估,缩小匹配参数的搜索范围;同时,在基于多途时延差匹配定位理论的基础上,利用爆炸声源的半经验关系建立联合匹配定位方法,引入气泡脉动周期和冲击波峰值增加匹配物理信息,实现爆炸声源深度和距离精确反演。仿真分析与2013年南海水下爆炸声试验数据分析结果表明,一次气泡脉动周期与多途时延差的联合匹配可提高对爆炸声源深度的估计精度;冲击波峰值与多途时延差的联合匹配可提高对距离的估计精度。额外匹配量的引入减少了估计精度对接收阵元个数的依赖,能够实现用单阵元快速准确地进行爆炸源位置的估计。