模态转换

摘要： 复合材料压力容器管道中的分层损伤是威胁结构安全的重要隐患,有必要对其开展无损检测研究。将有限元特征频率求解法与Floquet周期性边界条件相结合,高效、准确地分析了复合材料管道中超声导波的频散特性;进一步通过半解析有限元方法以及有限元动力学方法,验证了上述理论方法的正确性。在此基础上,建立了含分层损伤的有限元动力学模型,定量研究了分层损伤对导波传播特性的影响。结果表明,在分层损伤处会发生L(0,2)到L(0,1)的模态转换;与反射因子相比,模态转换因子更适合分层损伤的定量检测。

摘要： 为获得飞行马赫数Ma_(0)=0~8 RBCC发动机特性及结构调节规律,基于试验数据,建立了采用控制体法,考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型,并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认。完成二元中心火箭布局变结构模型RBCC发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真,定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响;并针对给定模拟飞行弹道,完成Ma_(0)=0~8 RBCC发动机特性计算,给出了进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比随飞行马赫数及工作模态变化规律。研究表明:1)火箭引射模态,马赫数每增加1,推力、比冲增加约18.2%,火箭推力增益增加约15%;2)火箭冲压模态,火箭流量越大,火箭推力增益越小,且获得正的火箭推力增益范围越窄;3)Ma_(0)=2模态转换点,发动机性能及结构参数均存在间断,确保推力及结构参数的连续调节、匹配应是模态转换规律制定的关注点;4)模拟弹道下,进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比在Ma_(0)=0~8范围内分别变化6.17、4.26、30.38、8.94倍。

摘要： 组合循环发动机的进气道特性是决定整体方案可行性的关键因素之一。本文针对XTER(Xiamen Turbine Ejector Ramjet)组合动力总体需求,详细梳理了XTER内收缩组合进气道的设计理念及设计要素,在此基础上重点分析了该组合进气道的流动结构及特性规律。结果表明,XTER组合进气道各设计要素及设计约束相互耦合,分流调节机构是组合进气道设计的核心,其设计难度高且使设计要素的相互制约问题更为突出。在全速域马赫数0~6范围内,XTER内收缩组合进气道的流动结构差异显著,但总流量系数均维持在0.75以上,有效保障了组合发动机的流量捕获,且分流调节机构能够实现模态转换过程中流量的平稳过渡。在马赫数2.5涡轮-引射亚燃模态转换过程中,引射亚燃通道及超燃通道总压恢复均稳定上升,在模态转换完成时总压恢复均接近或超过0.85。在区间马赫数3~4.5的引射亚燃-超燃模态转换过程中,进气道总流量系数由0.81提升至0.90,引射亚燃通道在前62.5%的进程中保持较高的总压恢复性能,表明该通道在前半程的模态转换过程中仍具有较强的工作能力。综合来看,XTER内收缩组合进气道的气动特性能够满足动力方案总体需求,全速域范围内流量系数变化缓和,模态转换过程中通道性能过渡平稳,具备宽速域连续正常工作能力。

摘要： 针对推进系统采用TBCC组合循环发动机的飞推一体化高超声速飞行器,进行气动/推进力计算方法研究;分析并建立飞行器运动力学体系及计力体系,推导出推进系统双通道模式下一体化飞行器气动/推进力计算公式;针对TBCC推进系统的涡轮模态、涡轮冲压过渡模态及冲压模态三种工作模态,研究计力方法并计算分析飞行器在不同工作模态下升阻性能随攻角的变化趋势,研究飞行器各部件对升阻力性能影响贡献。研究表明:高超声速飞推一体化飞行器进行跨声速飞行时,前体对升力影响较大,机身阻力在很大程度上决定着飞推一体化高超声速飞行器的阻力大小。

摘要： 采用DTF燃烧模型通过大涡模拟(LES)对本课题组设计的燃烧室中甲烷/空气贫燃预混旋流火焰的燃烧不稳定性模态转换现象进行了研究.通过计算不同当量比的燃烧状况,在当量比渐增到0.9附近时,发现火焰结构出现明显变化,火焰模态从M型转换为V型.对此过程计算的数据进行后处理,分析其前后各自温度场,平均轴向、径向燃烧室内速度分布,取x分别为5 mm、15 mm、25 mm、40 mm、60 mm处轴向和径向脉动速度,采用Q准则方法,POD方法分析流场中的涡旋结构,从而分析其燃烧不稳定性和影响火焰结构的主要因素.发现模态转换前平均火焰为“M”型,转换后为“V”型,V型火焰是一种更为稳定的火焰结构,火焰模态的转换受内、外剪切层位置的直接影响并与涡脱落模式有重要关系.

摘要： 为探究超燃冲压发动机并联TBCC排气系统在模态转换过程中的动态特性,对某卧式布局并联TBCC排气系统及飞行器后体开展模态转换过程的非定常数值模拟,获得多个典型时刻的排气系统瞬时流场结构和模态转换过程排气系统气动性能的动态变化规律。结果表明:模态转换过程中,排气系统流场结构复杂,涡轮、冲压和外流三股射流的相互耦合明显;几何调节机构影响了排气系统的轴向阻力和气流膨胀程度,对排气系统气动性能的影响很大;所设计的排气系统气动性能变化稳定,满足飞行器的稳定飞行和良好控制要求。

摘要： 理论上旋转爆轰发动机比传统爆燃发动机具有更高的热循环效率,因此被广泛研究。但目前关于气固两相旋转爆轰发动机的研究较少,而气固两相旋转爆轰发动机有望用在固体冲压发动机上。基于非预混的煤粉-空气旋转爆轰发动机进行二维数值模拟,气相采用具有体积反应的非定常黏性模型,固相采用离散相模型,煤的表面燃烧反应采用动力学/扩散限制速率模型。主要研究空气流量对气固两相旋转爆轰波的影响,分析了不同模态下旋转爆轰发动机的工作特性,并将数值模拟结果与实验结果进行对比。结果表明:计算所得旋转爆轰波波速与实验结果吻合较好,旋转爆轰波流场与实验研究定性一致。由于入口附近颗粒注射速度低于空气注射速度,颗粒层与空气层不能完全重合,导致爆轰波前局部当量比大于全局当量比。空气流量从38.14 kg/s增加到114.40 kg/s时,爆轰波的速度和温度峰值先增大后减小,而压力峰值不断增大。空气流量为49.03 kg/s时,爆轰波速度最大,并且发生模态转换过程。相对单波模态,双波模态下的爆轰波的强度和稳定性都有所下降。根据燃烧室内气固两相的分布情况,爆轰波稳定传播时流场可分为填充区、爆轰产物区和爆燃产物区3个区域。

摘要： 在来流Ma3、攻角为10°、8°、6°的条件下,采用动网技术对外二元并联TBCC进气道在模态转换过程中冲压通道的流动特性进行瞬态数值模拟。结果表明:来流在一定攻角条件下,模态转换过程中冲压通道的不起动/再起动存在迟滞现象,且冲压通道的性能参数存在迟滞回路;来流攻角越大,冲压通道不起动时分流板的位置越靠前,迟滞回路前移,冲压通道出口流量系数整体增大,出口马赫数和总压恢复系数整体减小;冲压通道的等熵极限与Kantrowitz极限内收缩比不一致,在模态转换过程中,冲压通道内收缩比变化先后经过2个极限值导致了迟滞现象。

摘要： 涡轮基组合循环发动机(turbine based combined cycle engine, TBCC)通过涡轮与冲压的有效组合,大幅拓展了传统涡轮发动机与冲压发动机的工作包线,最高工作马赫数达到4.0及以上,是航空与航天领域重要的研究发展方向。以临近空间高速飞行器对动力装置的发展需求为牵引,研究了国外TBCC发动机近十年来的典型案例和发展趋势,并对TBCC发动机试验技术的主要进展进行了分析。研究表明:国外具有良好的直连试验和自由射流试验技术基础,已完成地面整机集成和模态转换试验,技术成熟度达到4~5级,并规划了飞行试验验证工作。建议我国注重理论与试验技术的结合,逐步提升关键技术成熟度,创造社会经济效益。

摘要： 针对双模态冲压发动机燃烧室模型开展了来流连续变化飞行马赫数5.0～6.0加速上行和6.0～5.0减速下行的地面直连试验研究.首先基于直连台架推力及时间离散质量加权沿程马赫数一维计算,观察到了加速上行过程中来流变化导致的亚燃-超燃工作模态转变及推力突变现象;通过高速纹影流动显示技术及流动特征提取,提炼了来流变化导致模态转换及推力突变过程中瞬态流动特征的发展规律;最后通过超声速核心流激波强度理论以及压比时空图对动态飞行轨迹模态转换及推力突变机制进行了讨论,研究结果表明:释热总量与内流道匹配是模态转换及推力变化过程的根本,主导流动特征是隔离段预燃激波强度演变特性,然而燃料横向射流气动节流以及释热反压在隔离段预燃激波削弱耗散之后,仍然可对来流进行减速并维持推力.同时,动态飞行轨迹气动热及燃烧热积分效应可改变热流边界层特性以及发动机内流道抗反压能力,造成亚燃与超燃工作边界变化.

摘要： 为获得燃烧模态转换过程对超燃冲压发动机工作特性的影响,针对飞行马赫数4.5条件,在直连式实验台上,通过液态煤油流量的线性变化,开展了燃烧窒不同工作模态的转换实验,通过对特征位置和参数的监测,实现了燃烧模态的实时判别,获得了燃烧模态变化过程对发动机性能的影响规律.实验结果表明,在燃烧模态转换过程中燃烧室压力和发动机推力性能存在突变,在燃油流量以相同的速率增加和减小过程中发生模态转换时刻的燃油当量比存在差异,分别为0.55和0.488,存在明显滞环现象,两个转换点燃烧室比推相差8.05％.在滞环区间内,对于同一当量比,会存在两个不同燃烧模态,对应不同的发动机推力性能.

摘要： 针对马赫数3.0,总温1500K,总压2.1MPa的来流条件,测量了燃烧室上壁面中心线上的压强分布,数值分析了不同当量比条件下燃烧室马赫数分布、隔离段激波结构和释热速率分布,完成了燃烧模态转换的直连式实验和数值模拟研究.对于本文的燃烧室构型,可以用隔离段出入口的壁面压比作为燃烧模态的定量判别依据,压比小于1.5时为超燃模态,大于1.5时为亚燃模态.基于燃烧释热分布,燃烧模态可以分为两类,超燃模态下燃烧释热是分布式的,燃烧室流动速度为超声速,隔离段无分离;亚燃模态下燃烧释热是集中式的,燃烧室流动为亚声速,隔离段存在大分离以及强激波串.

摘要： 研究了并联涡轮冲压组合发动机模态转换控制问题.提出了基于加权灰色关联分析的模态转换点设计方法和基于序列二次规划方法的模态转换控制方法.选择涡轮基和冲压基在各包线点影响发动机性能的重要参数组成参评序列,并根据标准拟定评价序列,通过加权灰色关联方法对参评序列与评价序列之间的灰色关联度进行分析,完成模态转换点的设计.根据推力连续的准则,通过序列二次规划方法对模态转换过程的控制参数进行优化,设计模态转换过程的控制规律.最终通过全数字仿真、硬件在回路仿真以及半物理模拟试验验证了本文设计方法的有效性和正确性.

摘要： TRRE组合发动机是一类宽范围工作(Ma0-6+)新型发动机,全称为涡轮辅助火箭增强冲压组合循环发动机.针对该新型发动机构建了一类双通道可调进气道适应Ma0-6+宽范围工作需求,其中低速通道匹配传统涡轮发动机工作,高速通道匹配火箭/冲压复合燃烧室工作.拟在Ma1.8来流条件下,通过进气道几何调节,实现涡轮发动机与火箭/冲压复合燃烧室的模态转换.本文重点分析了模态转换过程中背压条件、攻角特性、喉道面积、捕获面积等参数变化,对低速通道出口畸变特性的影响规律,为后续TRRE组合发动机可调进气道气动方案优化与调节规律设计提供支撑.

摘要： 本文通过变马赫数直连台进行了动态变马赫数过程中的燃烧试验.实验通过调节加热器的进气参数和变几何喷管喉道面积得到动态变马赫数过程,燃烧室入口Ma2.6至Ma3.08的动态变化过程模拟典型飞行轨迹.燃烧室测量主要有沿程压力、纹影以及推力增益.获得了燃烧模态转换的压力变化特征,以及模态转换过程中燃烧区域波系的变化.

摘要： 本文基于非局部理论以及压电效应理论,求解纳米压电层状周期结构的波动方程,再基于Lamb波在板中传播的思想,以及层间界面处的连续性,得到频散关系及模态分布.分析弹性波的传播特性和模态转换,讨论压电效应和纳米尺寸效应对频散曲线及模态转换的影响.

摘要： 为了研究并联式涡轮冲压组合发动机模态转换过程中控制规律,采用容积动力学法建立了并联式涡轮冲压组合发动机动态数学模型,并与涡轮基试验数据和冲压发动机总体数据进行比较,验证了模型具有较高的稳态和动态精度.利用模型对模态转换过程进行了仿真分析,获得了模态转换过程中涡轮基和冲压发动机的控制规律,仿真结果表明,模态转换过程中推力波动能够满足设计要求.

摘要： 利用通用部件特性,基于容积动力学方法建立STOVL推进系统非线性动态模型;在升力设计点与巡航设计点确定的条件下进行通过部件特性放缩,建立巡航发动机与升力系统的无迭代菲线性模型和线性模型;在标准大气条件下的设计推进系统模态转换控制规律,并利用升力设计点的线性状态模型设计STOVL推进系统的高压转子转速PI控制器.仿真结果表明,建立的STOVL推进系统无迭代模型能够在满足巡航与升力设计点性能要求的前提下对推进系统的过渡态性能进行仿真,并能够对标准大气状态下推进系统的模态转换过程进行模拟.

摘要： 获资助以来已开展的工作及取得的主要进展包括基于加速度的一体化控制框架、飞/推一体化下的冲压发动机调节/保护控制方法和冲压发动机模态转换的分析与建模。

摘要： 本文基于发动机工作原理分析,针对美国波音和Aerojet Rocketdyne公司合作提出的Trijet组合循环发动机,提出了一种简易可行的Trijet组合循环发动机总体性能计算方法,通过运用GasTurb10软件以及编制的引射火箭冲压发动机、超燃冲压发动机准一维数学模型进行了总体性能计算.结果表明,该发动机可实现发动机模态转换过程中的推力平稳过渡,验证了Trijet组合循环发动机的可行性,并给出了经过总体性能分析修正后的飞行包线及包线内该发动机的推力变化曲线,为该类组合循环发动机的气动设计和进一步研究奠定了基础.

摘要： 本发明公开了一种磁共振上转换荧光双模态影像探针的制备方法，包括，利用高温热分解法，制备上转换荧光纳米颗粒；结合晶核辅助外延生长法，在上转换荧光纳米颗粒的外表面均匀生长一层NaGdF4，得到具有核/壳结构的钆掺杂上转换荧光纳米颗粒；基于反微乳液法，在钆掺杂上转换荧光纳米颗粒的外表面包裹一层实心氧化硅；以表面活性剂十六烷基三甲基氯化铵为造孔剂，在实心氧化硅的外表面继续包裹一层介孔氧化硅；将聚乙烯吡咯烷酮作为保护剂，采用高温热水刻蚀工艺，选择性刻蚀掉内层的实心氧化硅，得到具有空腔结构的磁共振/上转换荧光双模态影像探针。本发明所制得的纳米探针具有非常好的分散性、稳定性以及生物相容性，具有广阔的应用前景。

摘要： 本发明公开了一种基于模块化GAN的多模态MRI与多模态CT的转换方法、系统及介质，本发明转换方法包括根据所需执行的任务类型，选择GAN网络中训练好的模块来进行CT图‑CT图模态转换、CT图‑MRI图模态转换、MRI图‑MRI图模态转换、MRI图‑CT图模态转换、CT图‑MRI病灶任务转换、MRI图‑CT病灶任务。本发明考虑到MRI和CT内部子模态十分相似但MRI与CT两个模态又有巨大差异的情况，提出了一种采用模块化的条件GAN的转换方法，本发明可采用无监督学习方法，训练数据无需配准，在无需训练多个GAN的情况下能便利高校的实现单模态转换生成配准的多模态MRI和CT图。

摘要： 本发明涉及一种串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转换装置，属于涡轮/双模态冲压组合发动机技术领域。本发明提供的一种串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转化装置采用螺纹杆机械传动调节进气锥装置位置，在模态转换时，通过可调进气锥装置前后移动以及隔板伸缩按照流量连续准则对来流空气进行分配，控制组合发动机高/低速通道工作。用可实现较为简单的机械结构实现了串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转化，保证Ma0‑7宽域工况下发动机持续稳定动力输出。本发明能够有效降低模态转化的实现难度，减少模态转化系统部件数量。

摘要： 本发明公开了一种基于多模态图像风格转换的跨模态行人重识别方法，根据行人图像数据集，对训练图像进行收集和预处理获取训练样本；构建解耦图像特征的自动编码网络模型，该模型对处理后输入的行人图像进行特征解耦，分为域无关的内容特征和域相关的风格特征；构建基于模态转换的生成网络和判别网络模型，该模型实现不同域行人图像的风格属性信息互换，实现变换风格的样本生成；本发明方法针对行人重识别算法易受不同光照影响的问题，通过神经网络提取行人图像的特征来学习不同图像的相似性矩阵，该方法学习到的度量矩阵比人为选定的矩阵具有灵活性，更能获得图像特征之间的相似性。

摘要： 本发明公开了一种基于模块化GAN的多模态MRI与多模态CT的转换方法、系统及介质，本发明转换方法包括根据所需执行的任务类型，选择GAN网络中训练好的模块来进行CT图‑CT图模态转换、CT图‑MRI图模态转换、MRI图‑MRI图模态转换、MRI图‑CT图模态转换、CT图‑MRI病灶任务转换、MRI图‑CT病灶任务。本发明考虑到MRI和CT内部子模态十分相似但MRI与CT两个模态又有巨大差异的情况，提出了一种采用模块化的条件GAN的转换方法，本发明可采用无监督学习方法，训练数据无需配准，在无需训练多个GAN的情况下能便利高校的实现单模态转换生成配准的多模态MRI和CT图。

摘要： 本发明提出了一种用于冲压发动机的燃烧模态转换方法，首先，获取燃烧区的当前燃烧释热空间分布；然后，根据当前燃烧释热空间分布，确定出燃烧室的当前燃烧模态；其次，根据所述当前燃烧模态和目标燃烧模态，确定驱动电源的工作频率；最后控制驱动电源按照所述工作频率驱动等离子体点火器沿进气方向发射等离子体流；使等离子体流直接作用于燃烧区内，使燃烧区内的燃烧释热空间分布实现快速动态响应，从而迅速致使燃烧区内的燃烧模态发生转变，减少了热力能耗，为解决冲压发动机燃烧模态进行快速且准确转换的问题提供了新的方法。

摘要： 本发明涉及计算机医学图像处理领域，提出了一种基于模态转换的CBCT生成Micro‑CT方法，包括步骤：数据预处理；通过定义变分距离，完成对CBCT和Micro‑CT之间转化的建模；转化为神经网络优化问题，推导损失函数Loss；设计一种端到端神经网络‑变分神经网络(Vsnet)；训练神经网络；用神经网络进行CBCT到Micro‑CT的转化。本发明易于实现，可以从低分辨率，边界模糊的CBCT图像生成清晰的Micro‑CT图像；可以在不需要离体牙的前提下，得到患者口中的Micro‑CT图像；同时经过验证，有较高的准确度。

摘要： 本发明提供了一种基于多模态转换型压电振子的多自由度超声电机，包括万象牛眼轮、转子、压电陶瓷片和振子；施加预紧力的不同会影响超声电机的输出性能，通过杠杆原理来调节振子与转子之间的预紧力，从而获得合适的预紧力；在4个万象牛眼轮约束转子的同时，保证了转子3个自由度的转动；对振子进行初步的设计与仿真，根据仿真与优化结果对其进行合理设计，使其具有合适的模态与输出性能。

摘要： 本发明公开了一种单变量控制模态转换装置的组合动力进气道，包括：进气道外压缩段和并联双扩张段，所述并联双扩张段通道包括冲压扩张通道和涡轮扩张通道，气体经过所述进气道外压缩段后进入冲压扩张通道或涡轮扩张通道；所述进气道外压缩段与并联双扩张段相接处设置有三角块，所述三角块连接有驱动装置，所述驱动装置驱动所述三角块上下移动，从而堵塞冲压通道同时打开涡轮通道或者堵塞涡轮通道同时打开冲压通道；本发明通过在进气道外压缩段与并联双扩张段相接处设置有三角块，利用驱动装置驱动三角块水平地向上或向下移动，可以在保证流量连续的同时尽可能减小阻力。

摘要： 本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种串联式组合动力模态转换验证方法。包括：步骤一、通过台架进排气与控制系统调试，获取在进气加压条件下涡轮基转速的稳定工作范围，并验证涡轮基风车转速；步骤二、进行涡轮基在进气加压条件下加力点火调试试验，试验过程中监测涡轮后总压与加力进口总压值；步骤三、涡轮基进气加压高空高速静压，外涵进气加温高空高速静温，并维持冲压燃烧室进口总压高空高速静压条件下，进行模态转换验证试验。本申请可以模拟高空高速条件下模态转换过程的正向及反向转换过程，且能保证发动机稳定运转；适用于各种形式组合动力的模态转换过程，在地面台架上就可以实现过程验证，节约成本，降低风险。