摘要:往返大气层跨流域飞行器的气动力和气动热计算一直是当前流体力学研究的难点和热点之一。由于该类飞行器面临的流动场景不再是单一的连续流或稀薄流，采用Navier-Stokes方程求解器或DSMC方法均不能获得全流域的准确结果。近年来，以不依赖于连续性假设的Boltzmann模型方程为基础，通过在位置空间和速度空间同时离散求解该方程，实现了跨流域问题的统一求解。本文对该类算法的研究进展进行回顾和分析，着重介绍气体动理论统一算法（Gas kinetic unified algorithm， GKUA）、统一气体动理学格式（Unified gas kinetic scheme， UGKS）和改进离散速度方法（Improved discrete velocity method， IDVM）3种数值途径，分析它们的基本假设和实现方式，关注它们目前取得的进展和应用情况。同时，本文还将IDVM进一步扩展到非定常情形，以便用于非定常跨流域问题求解。最后，本文对该类算法存在的一些问题进行讨论，期望在后续的研究中能予以解决。

摘要:为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环（Turbo based combine cycle，TBCC）动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性，构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型，通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma_∞=0.7~1.6，H_∞=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明：跨声速状态下，冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%，气流接近于滞止状态，说明组合进气道存在强烈的节流效应，且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者；冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰，且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明，压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级，是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源；亚声速状态下，进气道阻力占比达到了60%~80%，是冲压流道的主要阻力部件，而Ma_∞>1.0超声速状态下，进气道阻力占比随飞行马赫数的增大而逐步减小，尾喷管的阻力则快速增长，阻力贡献逐渐向尾喷管转移，两者趋于接近。

摘要:针对内转式进气道唇口在宽速域条件下面临的复杂激波干扰问题，将唇口模化为V字形钝前缘，采用数值模拟并辅以风洞实验，研究了典型V字形构型（根部倒圆半径R与前缘钝化半径r之比R/r=1，半扩张角β=18°）激波反射结构随来流马赫数Ma_∞的演变过程。结果表明，随着Ma_∞的增大或减小，V字形后掠前缘的脱体激波产生规则反射（Regular reflection，RR）和马赫反射（Mach reflection，MR），并且两者的相互转变过程出现迟滞。初场为RR时，V字形根部产生大范围的流动分离和分离激波；随着Ma_∞由5.7逐渐增大至6.5，脱体激波的交点向下游移动并与分离激波的交点重合，使RR转变为MR。初场为MR时，马赫杆下游存在大尺度的反转涡对；随着Ma_∞由6.7逐渐减小至5.9，反转涡对不再影响脱体激波，使MR转变为RR。通过Ma_∞=6的风洞实验证实，在相同来流条件下存在RR和MR双解。基于对脱体激波交点、分离激波交点和反转涡对尺度随Ma_∞变化规律的认识，建立了RR?MR的转变边界。在双解区中，RR工况的壁面压力最大值约为MR工况的2~3倍，表明迟滞现象将导致唇口气动载荷突变。

摘要:高超声速边界层转捩控制一直是空气动力学研究的热点。粗糙元延迟边界层转捩作为近些年才开始研究的内容，目前仍有诸多现象与机理尚未探究清楚。借助于华中科技大学Φ0.25 m Ma6 Ludwieg管风洞，本文研究了不同位置单粗糙元、多粗糙元与在不同来流情况下粗糙元对边界层转捩以及第二模态不稳定波发展的影响。风洞实验使用PCB132系列高频压力传感器获取尖锥壁面压力脉动信息，通过傅里叶积分变换与互相关分析获取压力脉动功率谱密度与第二模态不稳定波传播速度，对PSD数据计算获取第二模态不稳定波增长率。结果表明，当第二模态不稳定波经过粗糙元时，不稳定波幅值会有明显的减小，但其频段不稳定波的增长率会增大并最终导致转捩的结束点被提前。同时，粗糙元对第二模态不稳定波传播速度无明显影响。

摘要:机动弹头舵轴热环境是高超声速飞行器热防护系统设计中需重点考虑的局部问题，舵轴缝隙中流动结构极其复杂，且舵轴局部热环境峰值相对于大面积区域要严重得多。针对高超声速机动弹头舵轴热环境问题，结合数值模拟方法和激波风洞试验，研究了舵轴热环境随迎角、舵偏角、马赫数和飞行高度等参数的变化规律。结果表明，对于十字布局的气动舵，大迎角时水平舵轴热环境最为严酷；在小迎角条件下，水平舵轴无量纲热流随舵偏角和马赫数逐渐上升，但在大迎角情况下，马赫数和舵偏对水平舵轴无量纲热流的影响较小。在此基础上，建立了适用于舵轴热流峰值预测的四参数插值拟合方法，可用于舵轴峰值热环境随飞行历程的快速预测。

摘要:首先对比了天上飞行状态与地面风洞状态下钝锥边界层的转捩特性，然后利用基于线性稳定性理论的e^N方法对飞行状态与风洞状态下的钝锥边界层进行了转捩预示，最后研究了壁温比对高速钝锥边界层的稳定性及转捩的影响。研究结果表明，在低壁温比条件下，圆锥迎风中心与侧面的边界层先于两者之间区域转捩，转捩形貌与飞行实验结果相似；在高壁温比条件下，圆锥迎风面区域迟于侧面及背风面区域转捩，转捩形貌与风洞试验结果相似。壁温比是造成高速钝锥边界层转捩天地差异的重要影响因素。

摘要:为进一步研究参数变化以及三维效应对圆锥激波/平板边界层之间相互干扰的影响，使用两方程Menter-SST模型，针对来流马赫数为2时的三维圆锥激波与平板边界层的相互干扰现象进行了数值模拟与定性、定量分析。分别研究了圆锥激波发生器半锥角和来流单位雷诺数变化对干扰区流动的影响，总结了参数变化引起的流动分离变化规律；此外，还计算了与三维计算的中心对称面上的入射激波等效的二维情形，并将三维结果与二维情形进行对比，对比结果显示中心对称面上的壁面压力系数、分离涡尺寸、涡量分布等与相应的二维情形存在明显差异。

摘要:多孔材料由于其独特的孔隙结构，可用于声学降噪以及流动控制领域。首先，采用大涡模拟（Large eddy simulation，LES）方法，开展了亚临界雷诺数条件下有、无覆盖多孔介质的圆柱绕流数值计算；其次，对比了两种不同工况的升、阻力系数大小，分析多孔介质的减阻控制效果；最后，结合气动力以及流场结构变化，揭示出多孔介质的减阻控制机理。研究结果表明：雷诺数为5.6×10⁴，圆柱表面后缘处铺设位置角为270°的多孔介质时，减阻效果可达到8.53%。由于多孔介质表面具有渗透性，一方面可提高多孔-流体交界面处的滑移速度，稳定圆柱表面的分离剪切层，降低涡脱落频率；另一方面，流体穿过多孔介质可产生类似微射流的作用效果，增强分离区圆柱表面的压力，降低圆柱上下游的压力差，从而显著减小圆柱表面的总阻力。

摘要:针对核动力舰艇航行时可能发生的摇摆运动情况，本文采用数值模拟方法探究海洋摇摆运动条件下超临界水冷堆（Supercritical-water-cooled reactor， SCWR）堆芯冷却通道内超临界水湍流流动与传热特性，揭示海洋摇摆运动对通道内瞬时及时均换热性能的影响。研究表明：在摇摆条件下通道内超临界水横流强度大幅增强，流体质量流量、压降损失、瞬时换热系数、燃料棒外壁面最高温度等均出现周期性波动现象，在流体温度接近拟临界温度时摇摆运动对通道内对流传热过程的影响最显著。并且，上述参数波动幅度与摇摆幅度和摇摆周期之比正相关。随通道摇摆幅度增大或摇摆周期减小，瞬时换热系数与瞬时压降波动幅度增大。总体而言，与竖直静止情形相比，在摇摆条件下通道内时均压降损失与时均换热系数均有一定程度增大，但增长幅度有限。

摘要:基于压电风扇振动拟合函数，利用动网格技术针对多压电风扇系统冷却非对称凹腔结构的三维非定常流动和换热特性开展数值研究，重点阐释了凹腔相对曲率K_r和多风扇振动相位差φ的影响。研究结果表明：凹腔表面时均对流换热系数的非对称分布特征是由于展向相邻风扇相互作用和弦向表面不对称耦合作用引起的；特别是当K_r值降低至2时，非对称凹腔表面时均对流换热系数的非对称分布特征将完全消失，此时振动包络内的传热系数几乎是K_r=6时的两倍；多风扇系统同相振动时（φ=0°，即相邻风扇起振相位相同）所激励的脱落涡尺度明显强于反相振动情况（φ=180°，即相邻风扇起振相位相差180°），使得同一凹腔内同相振动（φ=0°）时包络区内的换热能力明显优于反相振动（φ=180°），此外由于同相振动（φ=0°）产生的间隙涡也增加了邻近风扇间隙内的换热能力。

摘要:回流燃烧室与直流燃烧室不同，结构复杂，为了研究回流燃烧室内的流动以及燃烧特性，采用粒子图像测速仪（Particle image velocimetry，PIV）测量对其冷态流场开展研究，通过火焰自发辐射手段得到了燃烧室火焰结构以及火焰传播过程。研究结果表明：回流燃烧室流场不具有对称性，内外壁面速度分布不相同，压损的改变对燃烧室流场结构影响较小，随着压损的增加，速度值增加。燃烧主要在主燃区和中间区进行，火焰呈一定的“月牙”形向外燃烧。燃烧室点火过程可分为火核生成阶段、火核发展阶段、点火成功阶段和火焰稳定阶段4个阶段，回流涡着火是成功点火的关键。熄火时，火核向回流区后部靠近，火焰根部逐渐远离旋流器出口位置，火焰从正常燃烧时的月牙形结构演变为单股火焰。

摘要:为提高某型空气涡轮起动机的性能，采用数值仿真和试验相结合的方法，开展了某型空气涡轮起动机气动性能和流场仿真的研究，并完成了优化设计。数值仿真结果表明，进气弯管内侧存在明显的流动分离，导致下游流场均匀性恶化，导向器叶片和转子叶片表面均存在一定的附面层分离，排气框架未充分考虑流动的顺畅性，最终造成空气涡轮起动机性能偏低。数值仿真和试验结果的对比表明，数值仿真获得的空气流量比试验低1.90%左右，涡轮功率高1.04%左右。数值仿真和试验符合较好，采用这种数值仿真方法研究空气涡轮起动机具有较高的准确性，对导向器叶片进行了优化设计，显著提升了空气涡轮的性能，优化后功率比原型增加了14.2%。

摘要:为研究叶片稠度对压气机最大有效静压升的影响，针对某单级低速压气机，通过改变转静子叶片数，构建了不同叶片稠度的压气机模型，采用三维数值模拟的方法，获得了不同稠度情况下的压气机特性。计算结果表明，静子叶片数的增加能够抑制附面层分离，拓宽压气机稳定工作范围，压气机近失速点的压比增大，压气机的最大压升能力增强，其最大有效静压升增大；转子叶片数的增加能够抑制气流分离，减小流动损失，从而使得近失速工况下压气机效率和压比增大，压气机近失速点压升能力增强，其最大有效静压升增大。通过对叶片数不同时各压气机的最大有效静压升系数与Koch最大有效静压升预测曲线的对比，从数值模拟的角度验证了以最大有效静压升作为压气机稳定性判据的有效性。

摘要:飞机左右机翼输油不平衡故障将会影响飞机操纵甚至飞行安全。基于某型机的输油控制原理，对双油面控制器进行结构优化改进。借助ANSYS软件对双油面控制器内部流场进行模拟。研究发现，控制口压力对其性能影响较大；压力较低时，燃油从油面控制器钟形活门处流出的形式为“涌出”，较稳定；压力较高时，燃油流出形式为“喷出”，射流会顺势进入浮子腔，促使输油过程提前结束，严重降低结构性能。根据仿真获得的射流喷射轨迹，在上浮子摇臂上设计了挡板，阻止燃油进入浮子腔，使双油面控制器在全包线范围内均能有效拉开输油开始与结束的油面差。试验结果表明，优化后的双油面控制器带来的油面差是单油面控制器的数倍，高效解决了输油不平衡的问题。该油面控制器的优化设计可供其他机型推广。

摘要:再入飞行器的动态稳定性是其任务成败的关键因素，因此有必要对新型类Starship飞行器大迎角动态特性进行深入研究。为辨识动导数，采用基于分区弹簧近似法动网格技术的非定常N-S方程求解器开展强迫振动的数值仿真。有限体积离散采用Roe格式及SST湍流模型，时间方向采用全隐式GMRES方法进行迭代求解。在高超声速弹道外形（Hyper ballistic shape，HBS）标模验证的基础上，获得了类Starship飞行器典型大迎角状态下不同飞行马赫数、重心位置、操纵面偏转角、迎角和减缩频率的俯仰动导数变化规律：典型状态下，俯仰动导数超声速时为负，亚声速时为正；随不同因素的变化，Ma=0.3和Ma=5.0时的俯仰动态特性差异明显；高速下操纵面上偏会导致阻尼减小，且后翼影响更显著。计算结果表明了本文方法在宽速域、大空域复杂外形飞行器动态特性辨识中的应用价值。

摘要:空中交通自主间隔管控是通过将地面管制系统的间隔管制任务部分或全部转移到航空器端，实现空地分布式的间隔保持与安全管控，进而达到改善空中航行的灵活性与效率的目的，是国际民航下一代空中交通管理系统发展的前沿技术方向。本文总结分析了空中交通自主间隔管控的国内外发展现状与技术挑战，重点从机载飞行态势感知、机载航迹规划与控制、空中交通自主运行管控3方面综述了技术研究进展，归纳了3方面技术的发展趋势，并指出了未来研究的思路与方向。

摘要:随着全球航空运输的发展，空中交通管制与航空公司运控等航空业务对航空通信系统的数据传输速率、频谱利用率、航空通信网容量等性能提出了更高的要求。虽然现阶段基于甚高频的航空通信系统得到了迅速的发展，但仍受限于标准体制、技术壁垒等因素，难以满足持续增长的运行需求。L波段数字航空通信（L-band digital aeronautical communication system，L-DACS）数据链技术作为新一代航空通信系统的预选方案，是有效解决频谱资源饱和难题、满足高速率传输需求的有效途径。本文在总结L-DACS数据链技术发展现状的基础上，阐述了该通信系统现阶段的技术标准，分析了L-DACS发展所面临的挑战，提出了对应的发展建议，为面向航空宽带通信L-DACS的研究提供了参考与借鉴。

摘要:小样本图像分类任务要求模型仅从少量的图像样本中学到新类别的正确分类方法，是一种特殊的分类任务。然而，以往大多数小样本工作都单独处理来自不同类别的样本，而没有充分利用到不同类别间的信息。本文提出了一种新的类别融合网络（Category-fusion network， CFN），通过融合来自不同类别的样本信息，同时挖掘类别内和类别间的信息。CFN的重要部分是一个融合映射的学习，即如何融合样本中的特征，从而映射出网络参数。其中的一个重要问题是融合映射是否应该随不同的输入样本而改变。本文设计了3个不同的模块：具有固定映射的类无关模块、融合映射仅依赖于期望学习的目标类别的半相关模块和完全相关的模块，其中融合映射完全依赖于输入样本。本文的网络可以通过学习多个类别的样本之间的关系来进行类别概念的学习，并生成融合信息的分类器。实验结果表明，本文网络在广泛应用的MiniImageNet数据集上得到了60.03%的分类精度。

摘要:在单层过渡金属硫化物（Transition metal dichalcogenides，TMDs）的合成过程中，缺陷是不可避免的，而且缺陷对单层TMDs的物理化学性质有着重要的影响。为了研究晶界（Grain boundaries，GBs）对单层TMDs压电效应的影响，基于密度泛函理论（Density functional theory，DFT），计算了36种含晶界单层TMDs和36种不含晶界单层TMDs的压电系数。结果表明：晶界的存在会增强单层TMDs的压电效应，这是由于晶界会导致体系产生应变梯度，从而激发了挠曲电效应。压电系数的变化呈现明显的周期趋势，即随着硫族元素相对原子质量的增加压电系数逐渐增大，其中，含晶界的单层MoTe₂的压电系数最大为11.17 pm/V，与单层MoTe₂ （8.74 pm/V）相比，提高了约27.8%。本文的研究结果可以为开发应用于飞行器中的高灵敏度传感器和高精度控制器的设计提供理论指导。

摘要:为满足高渗透性透水铺装基层的应用需求，设计了3种大空隙率的碎石与砂石基层连续级配以及3种不同单粒级级配，试验测试了不同级配集料的压碎值，分析了相应的影响机理和压碎前后的粒径含量变化。试验结果表明：饱水后压碎值的升高幅度与细集料含量成正相关；混掺7.1%的砂可提高碎石的抗压碎能力；大粒径碎石对压碎值的减小效果随粒径的增大而降低。提出了压碎值的临界粒径理论及其推论，发现将9.5 mm以上粒径含量控制在59.6%以上，最大粒径控制在19~26.5 mm，可有效改善大空隙碎石的压碎值；提出了压碎值的分界粒径假设、等价粒径含量折减转化概念以及系列压碎值计算模型，57个算例的平均误差小于2.4%，该模型可进一步用于具有无单一粒径特征的连续级配、间断级配和单粒级级配且最小粒径不小于2.36 mm的不同材料大空隙碎石的压碎值估算，显著提高了透水铺装道路基层大空隙碎石级配的设计效率。