吸气式高超声速飞行器气动力气动热的数值模拟方法及应用

对吸气式高超声速飞行器而言,物面热流和摩阻的准确预测对飞行器设计及安全十分关键.介绍采用CFD准确预测气动力和气动热的方法,包括流动的控制方程、湍流模型及湍流的先进壁面函数边界条件,介绍流动的数值求解方法.对典型超声速层流和湍流流动的摩擦阻力和热流进行详细的验证与确认,考察CFD工具在使用先进壁面函数边界条件后,湍流计算的法向网格无关性能力.对设计的一种吸气式高超声速飞行器的气动力和气动热进行数值模拟,为飞行器的气动设计及热防护提供了可靠的数据.     

飞行器大攻角非定常气动特性神经网络建模

大攻角气动特性预测与气动建模是新型飞行器提升飞行性能的重要内容.以轴对称导弹简化模型为研究对象，首先采用计算流体力学方法，对70°大攻角状态的非定常气动特性进行数值模拟，计算方法基于RANS的N-S方程，湍流模型采用SA模型，对流场采用有限体积法离散，无黏项采用Roe通量差分分裂格式，黏性项采用中心差分，时间推进采用LU-SGS格式的双时间步法.飞行器运动模式采用强迫振荡的方式，对5种不同振荡频率进行了非定常数值计算，并记录每一内迭代周期最终的气动力和力矩数值.其次，以CFD预测结果作为气动建模的样本，采用动导数模型、多项式模型等传统方法，进行气动建模，并分析其有效性和精度.最后采用神经网络方法对大攻角非定常气动力进行建模，并和动导数模型、多项式模型进行精度对比.结果表明，基于神经网络的人工智能气动建模方法具有较高的精度和适应性.该方法为飞行器大攻角非定常非线性气动建模，大攻角飞行稳定性分析与控制提供理论参考.      

旋转飞行器动稳定导数获取原理

旋转飞行器具有独特的周期性非定常气动现象，其动态特性更加复杂，气流与旋转高度非定常关联，俯仰阻尼导数和Magnus力矩导数同等重要.文章从飞行器气动力建模的理论基础出发，考虑飞行器自转角速度非零的事实，将其作为基态影响参数，重新构建了旋转飞行器气动力数学表达式，并借鉴成熟的常规动导数强迫振动法，采用Fourier级数表征旋转影响，沿用旋转飞行器周期气动等效概念，建立了基于基态旋转流场的周期气动等效平均俯仰动稳定导数、纵向洗流时差导数和滚转动稳定导数获取的原理表达式，并设计了相应的运动模式，可供数值计算和风洞实验使用.      

气动光学效应降晰函数辨识的最小二乘法研究

在对由气动光学效应引起的图像模糊进行理论分析的基础上,提出了用最小二乘法(LS)对气动光学效应降晰函数进行辨识的方法。利用所建的模型对试验图像进行图像复原,提高了复原图像的信噪比,减小了复原以后的图像误差。     

高超声速飞行器气动热环境的化学非平衡效应数值研究（英文）

针对高超声速飞行器气动热环境的化学非平衡效应进行数值模拟.首先以二维圆柱钝体为模型,采用三种气体模型比较和分析化学非平衡效应对气动特性和气动加热特性的影响;接着以三维球头钝体为模型,进一步分析化学非平衡效应及壁面催化特性对气动加热特性的影响.分析表明,化学非平衡效应对压力分布的影响不大;但它能显著缩短激波脱体距离,更重要的是,能大幅降低波后温度,对飞行器气动热环境产生深远影响.另外,壁面催化特性对传热也有较大的影响,对壁面材料催化进程的有效控制可以大幅降低壁面传热.     

CFD在高速飞行器热气弹问题中的应用

采用气动力/热/结构耦合的方法对高速细长体飞行器结构热静气动弹性问题进行了研究.为保证耦合计算精度，达到准确预测热气动弹性特性的能力，气动力和气动热计算采用CFD数值模拟方法，热应力和热变形计算采用有限元方法并通过热考核试验验证.以该简单细长体飞行器模型为研究对象，对其热静气动弹性特性进行了计算与分析，计算结果表明:CFD/CSD耦合可准确模拟热气弹问题，且气动加热造成结构温升不均衡是结构变形的主导因素，力热耦合静气弹变形与单纯受力分析变形形式不同，对飞行器气动特性影响规律不同.准确预测飞行器热气动弹性特性对飞行器结构设计十分必要.      

基于抗差估计的全姿态多位置寻北

为解决寻北过程中需要人工调平而耗时较长的问题,结合全姿态多位置寻北模型,采用总体最小二乘法估算北向角。该算法将陀螺漂移转化为测量误差,而转台倾斜误差、轴系误差及安装误差等同系数矩阵误差,在忽略较少误差项的同时完成寻北过程;并根据实际数据中含有粗差的情况,提出抗差总体最小二乘方法,引入 等价权函数消除粗差数据的影响,从而提高算法在含有粗差数据时的寻北精度。仿真数据分析和实验结果表明：该算法能有效削弱粗差对寻北精度的影响,实现全姿态高精度寻北。     

一种单频水声信号多径时延估计算法

提出一种针对单频水声信号的多径时延估计算法,通过采用频域加权并结合进化规划算法解决代价函数强烈振荡下的高效全局优化.算法引入多径径数建立由多径时延、幅度系数及径数组成的水声信道多径参数模型,在采用频域加权预白化进行非线性最小二乘代价函数解耦处理的基础上,结合进化规划算法进行非线性参数解空间的高效全局寻优,从而实现多径时延的高分辨率估计.利用仿真数据和海上实验数据进行的实验表明,本算法具有较高的多径时延估计精度并可同时实现多径径数的估计.     

基于鲁棒模糊聚类的混沌时间序列预测

采用一种基于鲁棒模糊聚类算法的模糊辨识方法,通过引入局部划分关联度因子,增强了系统辨识的抗干扰能力,提高了系统辨识的鲁棒性.首先用最近邻模糊聚类法划分初始输入空间,得到模糊规则数及初始聚类中心;然后用鲁棒模糊聚类算法求解并优化模糊隶属度和聚类中心,建立高精度的T-S模糊模型;最后利用最小二乘法辨识模型的初始结论参数,进一步利用带遗忘因子的递推最小二乘法优化结论参数.采用该方法对Mackey-Glass混沌时间序列进行建模和预测,仿真结果表明利用本方法可以进行准确建模和预测,验证了本方法的鲁棒性、有效性和实 关键词： 最近邻模糊聚类 鲁棒模糊聚类 混沌时间序列 最小二乘法     

近红外光谱和电子鼻技术用于葡萄酒发酵过程中酒精度的定量分析

采用近红外光谱和电子鼻对葡萄酒的酒精发酵过程进行了动态采样检测,通过主成分回归和偏最小二乘回归对酒精度变化进行了监控和预测研究。分别建立了近红外光谱、电子鼻以及二者融合数据对酒精度定量分析的主成分回归和偏最小二乘回归模型。结果表明,近红外光谱数据和电子鼻数据的主成分回归和偏最小二乘回归模型的相关系数(r)均大于0.99,但校正均方根误差(RMSEC)和预测均方根误差(RMSEP)较大。近红外光谱和电子鼻数据融合后,模型质量得到提高,建立的偏最小二乘模型r为0.999 2,RMSEC和RMSEP分别降低为0.206%和0.205%(v/v),定量精度较高。近红外光谱和电子鼻均适用于红酒发酵过程中对酒精度的定量分析,且二者结合应用能提高定量精度。     

高速动能弹温度场数值模拟

随着兵器发射技术和空气动力学技术的发展,动能弹的发射初速和飞行状态正从超声速向高超声速发展,由此产生了气动热问题.准确预测动能弹温度场是其气动力和热防护设计的关键技术.采用CFD预测温度场的方法,包括平衡流流动控制方程及差分格式,构造平衡流通量Jacob矩阵,在差分格式矢通量分裂过程中嵌入平衡流真实气体模型模拟温度场,获得平衡流气体状态方程.对典型高速动能弹热环境进行验证,考察方法的合理性.对设计的一种新型高超声速动能弹温度场进行数值模拟,为其气动设计及热防护提供了较可靠的数据.     

Fringe projection profilometry with nonparallel illumination: a least-squares approach

Under a nonparallel illumination condition, fringe patterns projected on an object have unequal fringe spacing that would introduce a nonlinear carrier phase component. This Letter describes a nonlinear carrier removal technique based on a least-squares approach. In contrast with conventional methods, the proposed algorithm would not magnify phase measurement uncertainty, nor does it require direct estimation of system geometrical parameters. The theoretical expression of the carrier phase function on the reference is derived and expanded in a power series. The unknown coefficients in the series are determined by a least-squares method. By subtracting the calculated carrier phase function from the unwrapped phase map, the phase distribution of the object profile is obtained.     

Identification of the dynamic properties of joints using frequency–response functions

The dynamic properties of joints are extremely difficult to model accurately using a purely analytical approach. However, these properties can be extracted from experimental data. In this paper we present a method for establishing a theoretical model of a joint from the substructures and assembly frequency–response function (FRF) data. The identification process considers not only translational, but also rotational degrees of freedom (RDOFs). The validity of the proposed method is demonstrated numerically and experimentally. A combined numerical–experimental approach was used to identify the mass, stiffness and damping effects of a real bolted joint. Using the least-squares method, data from the wide frequency range were used. A substructure synthesis method with the joint effects included was used to check the extracted values.     

气动外形表面雷达吸波涂层问题电磁散射场的数值模拟

研究了将无覆盖区域分裂与精确控制法相结合、用于气动外形表面雷达吸波涂层问题电磁散射场的数值求解方法.无覆盖区域分裂是按空气和涂层两种不同介质物理分区要求进行的,子域交界处离散网格彼此之间可以是非匹配的,以便处理不同介质的不同网格尺度要求.电磁波通过子域交界面的约束条件是通过引入Lagrange乘子而弱满足.整个求解过程包含基于精确控制的外迭代和基于Lagrange乘子控制的区域分裂内迭代.最后计算给出了二维翼型气动外形涂层问题的电磁散射场,并与对应的无涂层外形的计算结果进行了比较,反映出表面涂层对电磁散射场的影响.     

风力机叶片气动噪声的影响参数*

随着风力机的大型化，风电机组对环境的影响不容忽视，必须对风力机气动噪声进行预测和控制。选取基于NACA、DU翼型的某风力机叶片作为研究基准，采用修正BPM半经验模型计算叶片的气动噪声特性，通过改变翼型族、弦长、机组运行状态、风切变指数、来流风向参数，研究叶片外形几何参数、机组运行工况对叶片气动噪声源的影响。计算结果从多个角度总结出水平轴风力机叶片气动噪声的变化规律，为开发高效低噪风电叶片提供参考。     

JF12长实验时间激波风洞10°尖锥气动力实验研究

介绍了在中国科学院力学研究所JF12长实验时间激波风洞上开展的10°尖锥标模的天平测力实验研究结果.JF12激波风洞的实验时间为100~130 ms,名义Mach数为7.0,喷管出口直径为2.5 m,总焓为2.5 MJ/kg,复现了35 km高空的飞行条件.采用六分量应变天平,攻角分别为-5,0,5,10和14°,模型长度为1.5 m,质量为50 kg.实验结果表明,在100~130 ms的实验时间里,应变天平的输出信号含有3~4个完整周期,可以通过对天平的输出信号进行平均直接获得气动力/矩测量结果,而不再需要进行加速度补偿,且气动力系数重复测量的不确定度小于2%.JF12激波风洞气动力系数的测量结果与传统高超声速风洞的结果符合得较好,表明在2.5 MJ/kg的总焓下,真实气体效应对该模型气动力特性的影响不明显.      

考虑来流角变化影响的叶栅稳健性优化设计

进、出口边界流动扰动是叶轮机械中一种典型的不确定性因素,对叶片气动性能产生重要影响。开展考虑边界流动扰动影响的叶片稳健性气动优化设计(RADO)研究,对提高叶片的平均气动性能及气动稳健性具有重要意义。首先介绍叶片RADO的基本原理、实现方法及关键问题。之后开展基于自适应非嵌入式多项式混沌模型的某型跨音速涡轮叶栅来流角不确定性研究,对叶栅总压损失进行量化。最后开展叶片气动外形的RADO研究,通过与确定性气动优化设计的对比揭示RADO在提高优化叶片气动稳健性方面的优越性。     

随机粗糙度对风力机翼型气动性能影响

建立人工神经网络、径向基函数网络和支持向量回归机三种近似模型,结合蒙特卡洛方法与表征粗糙度参数随机特性的概率模型对风力机翼型气动性能进行不确定性分析。结果表明,支持向量回归机具有最佳预测精度。对于风力机翼型FX 63-137,最大升力系数对吸力面前缘粗糙度的敏感性明显高于压力面;对于吸力面或压力面,前缘粗糙带厚度对最大升力系数的影响稍大于其覆盖长度的影响。研究工作为风力机翼型的鲁棒性设计优化奠定了理论基础。