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基于多模态融合的任意对称翼型结冰预测方法

航空动力学报 2024年第1期39卷 49-56页

作者：屈经国王强彭博易贤西南石油大学计算机科学学院成都610500 中国空气动力研究与发展中心结冰与防除冰重点实验室四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000

为解决目前绝大多数神经网络冰形预测方法只能针对特定翼型且不具备面向多翼型特征的普适性的问题,采用基于多模态融合的深度神经网络方法,以翼型截面图像与结冰工况参数作为输入,以二维冰形曲线傅里叶级数拟合参数作为输出,建立深度神... 详细信息

为解决目前绝大多数神经网络冰形预测方法只能针对特定翼型且不具备面向多翼型特征的普适性的问题,采用基于多模态融合的深度神经网络方法,以翼型截面图像与结冰工况参数作为输入,以二维冰形曲线傅里叶级数拟合参数作为输出,建立深度神经网络预测模型,实现了对任意对称翼型结冰特征的预测能力。结果表明:提出的模型可以准确地预测任意对称翼型几何特征条件下的结冰外形,冰形面积与最大冰厚等冰形主要参数预测误差均保持在10%以下。

关键词：对称翼型结冰预测多模态融合深度神经网络傅里叶级数

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高焓流场球头外形气动热试验研究

空气动力学学报 2024年第1期42卷 1-12,I0001页

作者：田润雨龚红明常雨刘济春江涛中国空气动力研究与发展中心跨流域空气动力学重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所绵阳621000

再入地球大气层时,飞行器的再入速度极高,面临严重的气动加热问题。为了研究高焓流动导致的热化学非平衡现象,在高焓膨胀风洞FD-14X中开展了球头外形的热流测量试验以及CFD仿真模拟。FD-14X为中国空气动力研究与发展中心新建成的高焓膨... 详细信息

再入地球大气层时,飞行器的再入速度极高,面临严重的气动加热问题。为了研究高焓流动导致的热化学非平衡现象,在高焓膨胀风洞FD-14X中开展了球头外形的热流测量试验以及CFD仿真模拟。FD-14X为中国空气动力研究与发展中心新建成的高焓膨胀风洞,速度模拟能力达到第二宇宙速度,总温模拟能力超过10000 K,能够产生总焓70 MJ/kg的试验气体。试验来流总焓16.9~63.5 MJ/kg,球头直径20~50 mm,流场采用自发光拍照,同时CFD仿真采用Park双温非平衡模型计算球头绕流流场。试验与仿真结果表明:来流总焓大于5 MJ/kg时,球头绕流场存在显著的热化学非平衡现象;304钢模型壁面在来流总焓小于20 MJ/kg时表现为非催化壁面特性,在来流总焓大于30 MJ/kg时表现为催化壁面特性;当球头表面镀氧化锆膜、来流总焓49.5 MJ/kg时,球头壁面表现为非催化壁面特性。

关键词：高焓膨胀风洞球头高温效应热化学非平衡壁面催化/非催化特性热流

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火星进入流场特性中红外吸收光谱诊断研究

光谱学与光谱分析 2024年第5期44卷 1277-1282页

作者：曾徽文鹏杨国铭朱兴营欧东斌中国航天空气动力技术研究院电弧等离子应用装备北京市重点实验室北京100074

火星探索项目是我国深空探测工程的重要组成部分,“天问一号”2021年成功着陆火星,是中国航天在火星探索研究迈出的一大步。火星大气的气氛主要以二氧化碳为主,表面气压远低于地球大气,由于大气成分和进入轨道的差异,火星进入器面临的... 详细信息

火星探索项目是我国深空探测工程的重要组成部分,“天问一号”2021年成功着陆火星,是中国航天在火星探索研究迈出的一大步。火星大气的气氛主要以二氧化碳为主,表面气压远低于地球大气,由于大气成分和进入轨道的差异,火星进入器面临的热环境同地球返回器有很大不同,其进入过程为非空气介质的高速流动,将产生严重的气动防热问题。利用电弧风洞模拟火星进入器气动加热环境,是开展火星探测防热系统设计的关键。电弧风洞模拟火星进入高温过程,其主要过程是CO_(2)主导的离解反应,并且CO等高温离解组分与火星进入器防热材料相互作用,产生的催化效应会显著影响气动热环境。利用中红外量子级联激光吸收光谱测量技术,开展电弧加热火星进入流场特性的在线定量研究。电弧加热在线诊断研究利用CO在4.5μm附近中心波长为2212.625 cm^(-1)(v″=0,R(19))的谱线,实现了对火星地面流场的高信噪比测量,采用单线-直接吸收光谱诊断技术获得了自由流静温和关键组分CO摩尔浓度的实时测量结果。典型状态下,火星进入流场自由流静温和CO摩尔组分浓度在整个运行时间内保持稳定,显示出电弧加热流场良好的稳定性。六组重复试验显示自由流静温和CO摩尔组分浓度分别在(1757±69)K和(0.189±0.027)范围内,自由流温度波动≤3.9%,CO组分浓度波动≤14.3%,证明电弧风洞建立的火星地面流场具有非常好的重复性。基于该研究发展的电弧风洞中红外激光吸收光谱诊断技术,可以为研究火星进入器气动热环境和防热材料烧蚀-催化特性提供精细化测量能力。

关键词：火星进入电弧风洞中红外激光吸收光谱气流温度组分浓度

基于KMC方法的离解氧原子在硅基防热材料表面催化复合模型研究

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工程热物理学报 2024年第1期45卷 223-229页

作者：李芹杨肖峰董威杜雁霞上海交通大学机械与动力工程学院上海200240 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000

为了精确模拟化学非平衡气流在高速飞行器表面的多相催化反应过程,进而提高气动热的预测精度,基于反应动力学机理和硅基材料表面的微观物性参数,发展了一种用于模拟多步催化反应过程的运动学蒙特卡罗(KMC)模型,用于求解高焓离解气体在... 详细信息

为了精确模拟化学非平衡气流在高速飞行器表面的多相催化反应过程,进而提高气动热的预测精度,基于反应动力学机理和硅基材料表面的微观物性参数,发展了一种用于模拟多步催化反应过程的运动学蒙特卡罗(KMC)模型,用于求解高焓离解气体在硅基材料表面的复合速率。模型将吸附、ER/LH复合、热解附四种微观反应过程考虑在内,并从碰撞频率和反应系数两个角度给出各反应的相对概率,作为KMC随机选取下一反应发生的依据。采用该模型计算的表面反应结果表明,LH复合反应具有明显的空间效应,该效应在高壁面温度条件下更明显,导致KMC模型预测的氧原子覆盖率低于基于均匀吸附表面假设的宏观模型的结果,且壁面温度越高相差越大。此外,研究发现ER和LH复合反应速率均随壁面温度的升高先增加后减小。KMC模型可以为宏观CFD计算提供更精确的催化壁面边界条件,用于气动热的精细化预测,为飞行器热防护系统的设计提供理论支撑。

关键词：气动热多相催化界面物理运动学蒙特卡罗方法

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过失速重新定向机动过程气动特性建模

空气动力学学报 2024年第5期42卷 72-80页

作者：孔轶男伍彬汪清陈功余婧中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所绵阳621000 空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室绵阳621000 南京航空航天大学航空学院南京210016 上海机电工程研究所上海201100

以过失速重新定向技术为基础的自翻转越肩飞行器与传统越肩发射飞行器相比,具有响应时间短、机动性能高、射程远等优势。本文针对飞行器过失速重新定向机动过程,基于CFD动态计算数据分析了该过程中的飞行器气动特性,通过改进微分方程模... 详细信息

以过失速重新定向技术为基础的自翻转越肩飞行器与传统越肩发射飞行器相比,具有响应时间短、机动性能高、射程远等优势。本文针对飞行器过失速重新定向机动过程,基于CFD动态计算数据分析了该过程中的飞行器气动特性,通过改进微分方程模型成功描述了机动过程中的迟滞环效应,同时验证了最小二乘支持向量机方法在此建模问题中的适用性。本文的建模方法可以准确捕捉飞行器过失速重新定向机动过程中的非线性非定常气动特性,为飞行器过失速重新定向机动控制律设计提供模型基础。

关键词：过失速重新定向越肩发射动态计算数据气动特性建模

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乘员行为对客舱流场与温度场分布的影响

工程热物理学报 2024年第1期45卷 255-262页

作者：余忠豪张超肖光明杜雁霞桂业伟中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000 西安交通大学航天航空学院机械结构强度与振动国家重点实验室西安710049

飞机客舱内气流组织分布的精细化预测是舱内热舒适性与生物安全研究的重要基础,由于涉及大尺度空间内强迫对流与自然对流共同作用下的复杂传热传质问题,目前仍面临巨大挑战。本文结合混合热格子玻尔兹曼方法 (HTLBM)和GPU加速技术,发展... 详细信息

飞机客舱内气流组织分布的精细化预测是舱内热舒适性与生物安全研究的重要基础,由于涉及大尺度空间内强迫对流与自然对流共同作用下的复杂传热传质问题,目前仍面临巨大挑战。本文结合混合热格子玻尔兹曼方法 (HTLBM)和GPU加速技术,发展了工程适用的舱内混合对流数值模拟方法,并开展了典型算例验证。以某民航飞机客舱为研究对象,对比分析了乘员行为对客舱内流场及温度场分布的影响规律。结果表明,过道位置有乘员站立时显著改变大尺度环流,增大了乘客位置自锁区域的形成,并进风口射流轨迹偏转,导致热量在过道附近聚集。

关键词：客舱气流组织混合热格子玻尔兹曼方法乘员行为热羽流气流自锁

内插缝Helmholtz共振腔吸声超结构的机理分析与优化设计

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物理学报 2024年第11期73卷 164-177页

作者：贾静肖勇王勋年王帅星温激鸿中国空气动力研究与发展中心气动噪声控制重点实验室绵阳621000 国防科技大学智能科学学院装备综合保障技术重点实验室长沙410073

低频噪声一直是噪声控制领域比较棘手的问题,近年来吸声超结构的蓬勃发展为低频噪声控制提供了新理念.本文提出了一种内插缝Helmholtz共振腔吸声超结构,建立了其吸声特性计算的理论解析方法,并与数值计算方法对比,验证了解析方法的有效... 详细信息

低频噪声一直是噪声控制领域比较棘手的问题,近年来吸声超结构的蓬勃发展为低频噪声控制提供了新理念.本文提出了一种内插缝Helmholtz共振腔吸声超结构,建立了其吸声特性计算的理论解析方法,并与数值计算方法对比,验证了解析方法的有效性.随后,从吸声曲线、简化等效模型、归一化声阻抗、声压云图与质点速度分布等多角度对吸声特性及吸声机理进行了深入分析.进一步,采用差分优化算法开展了多元胞并联耦合宽带优化设计,优化后典型超结构实现了90 mm厚度下在170—380 Hz低频段内平均吸声系数达到0.86的优异吸声效果.最后,制备了若干样件,开展吸声测试,实验结果与理论结果符合良好,验证了解析建模与优化设计方法的准确性.本文提出的内插缝Helmholtz共振腔吸声超结构具有结构简单、低频吸声性能好,且易于加工制造等特点,在低频噪声控制领域具有广阔的应用前景.

关键词：吸声超结构 Helmholtz共鸣器内插缝低频吸声

同方期刊数据库

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基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验

航空学报 2024年第3期45卷 105-120页

作者：李国强宋奎辉覃晨赵光银吴霖鑫杨永东国防科技大学空天科学学院长沙410073 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所绵阳621000

针对旋翼动态失速导致的非定常载荷增加和失速颤振问题,开展了基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验,试验雷诺数Re=7.0×10^(5),减缩频率k=0.097。采用动态压力测试手段,重点分析了后缘小翼不同振荡相位差、幅值、平衡迎角对翼型动... 详细信息

针对旋翼动态失速导致的非定常载荷增加和失速颤振问题,开展了基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验,试验雷诺数Re=7.0×10^(5),减缩频率k=0.097。采用动态压力测试手段,重点分析了后缘小翼不同振荡相位差、幅值、平衡迎角对翼型动态失速的影响规律。结果表明,后缘小翼能以振荡周期T的1/2为时间间隔,周期交替地改变翼型的气动性能,在后缘小翼与翼型振荡相位差为0°的条件下,实现了俯仰力矩峰值降低54.9%的控制效果,同时更大的后缘小翼振荡幅值能实现更好的非定常载荷控制效果,但过大的振荡幅值有可能导致失速颤振。后缘小翼振荡平衡迎角的引入能起到调节升力系数、气动阻尼的作用。

关键词：后缘小翼动态失速失速颤振气动阻尼旋翼

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大型结冰风洞热气供气防除冰试验技术

航空动力学报 2024年第5期39卷 11-17页

作者：赵照熊建军冉林易贤中国空气动力研究与发展中心结冰与防除冰重点实验室四川绵阳621000

在结冰风洞建立热气供气防除冰试验系统是开展热气防除冰试验的主要手段,为满足我国一系列国产飞机防除冰系统设计与结冰适航审定需求,中国空气动力研究与发展中心依托3 m×2 m大型结冰风洞开展了热气供气防除冰试验技术研究,自主研制... 详细信息

在结冰风洞建立热气供气防除冰试验系统是开展热气防除冰试验的主要手段,为满足我国一系列国产飞机防除冰系统设计与结冰适航审定需求,中国空气动力研究与发展中心依托3 m×2 m大型结冰风洞开展了热气供气防除冰试验技术研究,自主研制了热气供气防除冰试验系统。设计并研制了数字阀流量控制单元、电加热器单元、流量控制单元等试验子系统,建立了试验流程与方法,构建了完善的多路热气供气防除冰试验技术,并对某小型航空发动机进气道部件开展了双路防除冰试验验证,试验结果表明:热气供气防除冰试验系统可模拟真实压气机引出的热气,具备多路热气供气试验能力,温度控制精度可达±1℃,流量控制精度可达±1%,性能指标优异,为下一步我国飞行器防除冰试验系统设计与适航审定提供了有力支撑。

关键词：大型结冰风洞多路热气供气防除冰试验技术飞行器适航审定