用同伦方法反演非饱和土中溶质迁移参数

非饱和土中溶质迁移参数反演问题可以归结为非线性算子方程的求解问题. 将同伦方法 引入该问题的求解，通过构造线性同伦将原问题转化为求解同伦函数最小值的无约束优化问 题. 同时在分析了同伦参数正则化效应的基础上，提出一种两段同伦参数修正方法. 即在求 解的初始阶段，根据拟Sigmoid函数调整同伦参数，以追踪同伦路径，保证计算稳定地进行； 在迭代的后期，采用与残差相关的同伦参数修正方法，以抵抗观测噪声对求解的影响. 数值 算例为求解带有平衡及非平衡吸附效应的一维非饱和土中溶质迁移模型参数反演问题，计算 结果表明了该方法的大范围收敛性及较强的抵抗观测噪声的能力.     

两端叠层结构的中长波量子阱红外探测器

采用分子束外延技术生长了两个叠层结构的双色量子阱红外探测器结构,并经过光刻和湿法刻蚀制作成两端结构的量子阱红外探测器单元器件. 通过改变量子阱势垒高度,势阱宽度,掺杂浓度,重复周期数等器件参数,可以使总电压在两个叠层之间产生适当的分布,从而使器件表现出不同的电压响应特点. 光电流谱测量显示,器件1随着外加偏置电压可实现对于中波大气红外窗口(3—5 μm)和长波大气红外窗口(8—12 μm)红外响应的切换,器件2在不同的偏置电压下可以对这两个波段同时做出响应. 本文探讨了两端叠层结构量子阱红外探测器的工作原 关键词： 电压调制 同时响应 量子阱红外探测器 双波段     

A Continuation Method of Parameter Inversion for Non-Equilibrium Convection-Dispersion Equation

Based on the homotopy mapping, a globally convergent method of parameter inversion for non-equilibrium convection-dispersion equations （CDEs） is developed. Moreover, in order to further improve the computational efficiency of the algorithm, a properly smooth function, which is derived from the sigmoid function, is employed to update the homotopy parameter during iteration. Numerical results show the feature of global convergence and high performance of this method. In addition, even the measurement quantities are heavily contaminated by noises, and a good solution can be found.     

航空发动机控制系统仿真平台设计

针对目前国内航空发动机控制系统设计过程中缺乏准确高效、通用灵活的仿真平台问题,根据高内聚、低耦合的模块化设计准则,结合了涡扇发动机建模技术、控制技术、可视化编程技术和软件开发技术,提出了航空发动机控制系统综合性能仿真平台设计方案。依据设计目标,完成了该平台的总体架构和功能结构设计;利用带有均衡因子的指数权重法建立了发动机分段线性化模型;利用惩罚函数法,采用单纯性优化算法完成控制系统参数设计。整个仿真平台基于MATLAB/Simulink平台上开发,并进行了仿真验证。验证结果表明仿真平台的架构合理,功能完善,运行稳定可靠,具有通用、灵活、易扩展的特点。     

高压捕获翼构型亚跨超流动特性数值研究

为研究高压捕获翼布局在亚跨超条件下的流动特性, 选取圆锥?圆台机体组合捕获翼概念构型, 在马赫数0.3 ~ 3速域范围内, 选取典型状态点, 采用数值模拟在 0°攻角条件下进行了计算和分析. 结果表明, 在整个速域范围内, 由于机体与捕获翼在对称面附近的垂向距离最小, 因此二者之间的气动干扰最为明显, 且沿展向逐渐减弱. 同时, 随马赫数增大, 机体与捕获翼间的流场结构明显不同, 具体表现为: 当Ma<0.5时, 未出现流动分离现象, 当Ma>0.5时, 机体后段开始出现明显的流动分离, 由于捕获翼与机体形成先收缩后扩张的等效通道, 捕获翼下表面和机体上表面的压力均先减小后增大; 进入跨声速速域后, 在捕获翼的影响下, 流动分离更加明显, 机体与捕获翼之间开始出现激波, 并且与分离区相互作用, 同时出现激波串, 捕获翼下表面产生明显的压力波动现象, Ma=1.5时, 通道内激波位置基本到达机体尾部, 分离区基本消失; 当Ma>2以后, 整个流场呈现以激波为主导的结构形式, 捕获翼下表面和机体上表面的压力分布逐渐趋于平缓.      

使用不同工质的会切磁场等离子体推力器

会切磁场等离子体推力器是一种利用磁镜约束等离子体产生推力的新型推力器,具有寿命长、推力大范围连续可调等优点,在无拖曳控制领域具有较大的应用前景.分别采用Xe,Kr和Ar三种不同工质,开展了会切磁场等离子体推力器实验.首先,对所用的推力器进行了简要的原理和设计介绍;然后,对三种工质的点火电压分别进行了测试,发现Xe是最容易点火成功的,Kr和Ar点火难度较大.在阳极电流、推力、效率和比冲等性能方面,三种工质在同等条件下也存在明显的区别.分析发现,三者的工质利用率高低导致了性能上的差别,通过提升通流密度能够大幅提升Kr和Ar的工质利用率.在羽流结构方面,法拉第测量结果表明三者都存在明显的空心羽流,且离子电流密度峰值出现的角度随着原子量的减小而逐渐减小.     

基于神经网络技术的乘波体优化设计

乘波体是高超声速飞行器的主要组成部分,也是飞行器产生升力的主要部分. 针对基 于计算流体动力学(CFD)分析的乘波体优化设计问题,引入人工神经元网络响应面方法. 选 取一定数量的乘波体外形,进行气动性能分析后,利用乘波体的外形控制参数和气动参数做 为训练样本对乘波体进行训练. 利用这些训练样本对人工神经网络进行训练. 在优化计算中 以充分训练的神经网络替代CFD分析,发展了一种基于神经网络技术的乘波体优化设计方法. 利用该方法在马赫数6、雷诺数7\times 10^6条件下,分别对乘波体进行了最大升阻比的单目标和综 合考虑升阻比、容积及表面积的多目标优化. 计算结果表明,采用神经网络响应面技术可在 保证计算稳定性的条件下有效提高计算效率.     

跨音速翼型反设计的一种大范围收敛方法

求解跨音速翼型的反设计问题时，传统的梯度型方法一般均为局部收敛. 为增大求解的收敛范围，依据同伦方法的思想，通过构造不动点同伦，将原问题的求解 转化为其同伦函数的求解，并依据拟Sigmoid函数调整同伦参数以提高计算效率，进而构造 出一种具有较高计算效率的大范围收敛反设计方法. 数值算例以RAE2822翼型的表面压力分 布为拟合目标，分别采用B样条方法, PARSEC方法及正交形函数方法等3种不同的 参数化方法，并分别以NACA0012, OAF139及VR15翼型为初始翼型进行迭代计 算. 计算结果证明，该方法适用于多种参数化方法，且具有较好的计算效率，从多 个不同的初始翼型出发，经较少次数迭代后， 均能与目标翼型很好地拟合，是一种高效的大范围收敛方法.     

高压捕获翼前缘型线优化和分析

为分析翼前缘形状变化对高压捕获翼构型气动性能的影响,基于一种锥体组合捕获翼概念构型,采用幂次函数和余弦函数组合形式对翼前缘型线进行了参数化设计,在比较了多项式和径向基函数两种代理模型的拟合精度基础上,以飞行马赫数7,飞行攻角0° 为计算条件,结合使用均匀实验设计方法、计算流体力学、径向基函数代理模型方法和遗传算法,选择升阻比最大化为目标开展了数值优化,最后基于优化结果进行了单参数的灵敏度分析. 优化结果表明,相对于基准外形而言,优化后构型升力系数增大了约8.1%,阻力系数减小了约12.2%,升阻比提高了约23.4%. 此外,灵敏度分析结果表明升阻比与5 个设计参数均呈非线性关系,其中展向角度对升阻比影响最大,其次为幂次曲线的比例参数,其余3 个参数对升阻比的影响相对较弱.      

水-乙醚二元溶剂体系中制备放射虫状介孔氧化硅

在水-乙醚双溶剂体系中合成了一种新型的放射虫状介孔氧化硅微球. 通过SEM、TEM、XRD以及孔分布测试技术对其进行了表征. 分析结果表明, 这种氧化硅产物反映了在不稳定的水-油界面合成的形貌特征, 具有多级孔结构和空的内腔以及两种类型径向取向的介孔结构外壳.