文摘

推进力和排液温度在发动机性能的重要指标。调查推进剂组分的影响,飞机的飞行条件,和引擎操作环境对火箭推力和烟流温度的范围可以提供参考的设计优化的引擎力学推进剂组成、监测目标识别和隐形的隐形技术的发展。为了理解发动机的特点尾焰,可视化仿真引擎的尾巴火焰是由结合发动机操作条件和尾焰条件。基于双三次的样条插值算法的优点和克里格插值算法,提出了一种混合插值算法,它执行颜色映射和三维空间分离发动机羽流数据集和模型,以及可视化发动机和发动机羽流。仿真实现实时监控各种引擎组件的功能通过颜色特征。研究结果表明,混合插值法可以有效地可视化发动机排气的火焰。模拟柱有一个相对明显的温度峰值为0.7 m,和羽流流场的温度明显高于冻的羽流流场约200 ~ 1000 K。这表明本文算法有助于可视化引擎尾焰的表达信息。

1。介绍

不断发展的几年,引擎优化的优点和引擎优化的方法已逐渐得到了人们的关注。高温发动机作为动力装置的一个典型特征引擎。发动机的温度反映了其工作条件,燃烧不稳定燃烧和振动能做损害引擎,不应该被忽略。到目前为止,大部分的航空事故在不同的国家是由火箭发动机引起的,这不仅浪费大量的人力和物质资源,也破坏国际形象,造成不良政治影响。因此,引擎优化问题,如脉动燃烧,嗡嗡声现象,和振荡燃烧的火箭引擎,迫切需要人们的关注,早期预警和优化。尾巴火焰温度是一个重要的参数,描述一个火箭发动机的燃烧。火焰本质上是一个高温气体或等离子体材料。在正常情况下,不同的火焰颜色的最直接的原因是不同的燃烧材料。造成的不稳定燃烧的发动机开始损害发动机的性能是直观的,破坏性的,难以控制;造成的振荡燃烧发动机不稳定燃烧直接对发动机有害,甚至可能导致严重的伤害。 The engine bursts, and the problem of engine oscillation and combustion is extremely difficult to control. This effect is difficult to analyze in advance at the design stage and can only be constantly corrected through continuous testing. There are many ways to correct, and the most direct method is to change the chemical properties of the propellant. How to improve is the key to the problem. Therefore, the problem of engine optimization is closely related to the real-time dynamic monitoring of engine tail flames.

为了理解引擎优化问题从本质上讲,有必要充分了解发动机尾部火焰的动态运动过程。然而,发动机尾焰的演化过程是非常复杂的,之间的稳定和不稳定,难以把握。目前,有很多方法来观察发动机的排气火焰,如测量射流通过光学测量和辐射状态;建立化学反应模型;成像分析技术和材料科学技术监测火箭发动机装配过程。为了满足当前社会的研究需求,通过比较分析,本文认为当前引擎优化研究方法需要优化:检测方法更生动、更稳定,简单,并能反映某些变化。因此,计算机仿真方法是一个重要的方法来研究发动机的动态监测尾焰。然而,使用电脑的过程中视觉模拟引擎尾部火焰包括引擎的插值和颜色之间的过渡问题水平的过程中映射引擎尾部火焰颜色空间系统。网格划分后,有未知的数据网格点需要插入计算机仿真算法与适当的插值算法以获得更准确的值和更好的仿真结果,并提供明确的数据优化过程。

国内外专家已经做了很多研究发动机羽流和插值算法。Sreehari等人提出了一个电子断层扫描重建和稀疏的图像插值算法在图像中使用非局部冗余。我们采用一个先天的框架即插即用(造纸)解决这些在正则化反演成像问题。它证明了算法产生更高质量的重建在模拟数据和真实的电子显微镜,以及改善收敛特性与其他方法相比(1]。Kiku等人提出残余插值插值(RI)代替颜色差异。拟议中的国际扶轮在“剩余”字段进行插值,剩余的观察,暂时估计像素值之间的差异。国际扶轮我们的假设是,如果图像插值执行在一个域较小的拉普拉斯算子的能源,其准确性将会增加(2]。Erb等人证明了非简并的节点利萨允许独特的插值和曲线可用于在二进制正交规则设置。显式拉格朗日多项式公式可以用来计算简单的算法方案插值多项式。与建立了帕多瓦和徐点方案相比,该方案计算结果也显示出类似的近似误差和类似的增加在勒贝格常数(3]。McGranaghan等人已经开发出一种新的最优插值技术,可以估算出完整的高纬度地区电离层电导分布基于粒子国防气象卫星计划的数据。这种技术结合了电离层电导率的计算基于粒子沉淀及其误差与背景模型及其误差协方差来推断整个电离层电导率的分布在高纬度地区(4]。詹森提出一种自适应算法在离散时间信号恢复缺失的样本值。通过描述的算法可以在本地一个自回归过程。突然失踪的样品,当区间长度趋于无穷时,预期的二次插值误差对于每个样本将收敛于信号方差。这种方法实际上是迭代算法的第一步,在每个迭代步骤,目前估计丢失的样品用于计算新的估计。Muhtarov Kutiev开发了一个自相关时间插值方法和短期预测的电离层特性。自相关函数或其归一化自相关系数确定基于测量数据在20 - 30天,和自相关模型在此基础上获得的。然后,使用该模型来每月电离层特性表中插入缺失值和执行插值给定小时通过计算相邻测量值的加权系数。这个过程选择那些自相关系数最高的测量值的差距(5]。黄和常研究的耗散特征(k, l)代数稳定的多步龙格-库塔方法约束网格和线性插值程序和证明了代数稳定和不可约多步龙格-库塔方法。方法是有限维耗散动态系统时滞,因此,扩展和统一一些现有的结果(6]。这些研究为我们提供了很多的参考,但由于相关研究中使用的方法过于简单,数据的来源是未知的,实验的结果没有说服力。

在本文中,我们提出一个颜色插值pseudoimage编码算法的可视化引擎尾部火焰模拟3 d可视化、颜色聚类的映射引擎尾部火焰和颜色空间系统,视觉颜色聚类参数的发动机尾部火焰pseudoimage编码聚类算法研究的基础上,并实现颜色插值pseudoimage编码和平稳过渡层片的水平,这使得颜色过渡的可视化引擎尾焰更自然的照片。的颜色过渡可视化引擎尾焰的伪彩色图像平滑,和图像的视觉表达更自然。

2。插值方法的可视化仿真尾焰

2.1。引擎尾部火焰

随着工业工程技术的逐步发展,许多新的和更复杂的物理现象出现在生产和生活。例如,在导弹和其他飞机的飞行,周围的气流和空气动力复合物和导弹体内,如流波动在水处理过程中,水电,管道运输(7]。有许多力学问题,其中一些还没有很好地解决了在科学研究中,和一些或由于各种原因,没有办法进行地面实验研究[8,9]。这样的问题,更准确的模拟是可行的,然而,通过统计过程和计算,可以学到最后。截至今天,高速计算机技术的发展促使许多分析软件等领域的其他公共区域的资本汽车设计,石油行业,生物医药产业,空间技术、化工、和其他许多其他工程领域。

引擎的火焰流场火箭属于高雷诺数和压缩气流的流动状态是复杂的,不仅包括各种组件的运输在气而且点火反应的尾焰流场10,11]。湍流模型是用来模拟羽流流场的流动,和有限速率化学反应模型是用来模拟死灰复燃的羽流流场。

推进剂发动机体内形成的高温高压燃烧产品成分复杂,进入开放大气离职后发动机通过喷嘴的身体,形成燃烧的部分形成的组合产品,组件和物理参数,和周围的大气空间的材料不同,形成的高温和高压的混合物燃烧喷嘴的产品从外面,被称为尾部喷射火焰区域。喷射火焰区域的组件作为散射介质,及其光学性质具有重要意义这一章的研究目标(12,13]。由于研究固体发动机尾部喷射火焰节中,有一个简单的方法来知道有巨大差异的温度在不同喷射火焰层区域,可以直接对散射介质的光学特性的影响。一些波长的粒子的复杂的折射率数据如表所示1。

现有的固体engine-tail喷射火焰的温度数据流场温度数据的线性内插获得复杂的折射误差数据的每个粒子在流场,温度场效应在分散介质的光学参数归一化计算模型(14]。火箭羽流形成如图1。

渐近颜色coding-based数据系统温室气体火焰数据集光编码步骤包括(1)分段温室的水平集数据(15]。灰度差异和片值之间的映射关系是分裂的。(2)颜色测量参数计算灰度设置使用的图像编码算法。(3)分析了电子数据集,使用一个复杂的插值算法提高显示算法(16]。算法流程如图2。

2.2。双线性插值算法

使用双线性插值算法,我们首先执行一个线性相关性计算的不同图像的灰度值 - - - - - -轴位置和后来的灰度值进行线性插值计算在不同类型的图像 - - - - - -位置,与输入 - - - - - -不轻易和位置 - - - - - -位置的同时15]。是否有位置的位置或的位置 ,没有任何关系的计算方法插值算法。的插值算法 - - - - - -轴位置和 - - - - - -轴位置计算如下。

公式 - - - - - -轴位置:

公式 - - - - - -轴位置:

如果在二维坐标系中,获得的四值(0,0)、(0,1),(1,0)和(1,1),然后,插值公式可以简化

2.3。双立方插值算法

在计算灰度值、二元的插值算法没有考虑相邻粒子图像的转化率值并不能减少粒子的影响(17]。精度高,我们开发了一个biclinic维持细粒度的边缘插值图像边缘和平滑边缘的细节。计算方法如下:

然后,采样点的灰度值大约是计算 ,在哪里

三阶多项式计算方法如下:

在哪里空间位置的像素值点插值,之和的平均值 , 和 ,系数的计算公式 , ,和计算

的公式, 强度值 的像素位置是二阶导数的方程。

2.4。克里格插值

简单克里格是一个直接扩展传统的线性回归理论,认为两个不同的点在空间是相互依存的。它的关键是估计未知数量的位置估计的线性组合已知量 在点附近。通过这种方式,涉及的均值和协方差 变量,其中一个是未知的数量和n附近已知量(18]。它的意思是

其协方差

在那个时候 ,上述公式是方差协方差。

其中,是系数变量和固定值被称为漂移参数,是最好的估计的情况下使用已知的样本在 。

因为是一个无偏估计 ,也就是说, :

自数学期望估计误差为零,方差 的估计误差

最小化估计方差,那么这组值必须以下公式:

因为 ,然后,有

如果只满足特征假设,但不满足二阶平稳假设,普通克里格方程和普通克里格所表达的方差协方差函数和方差图之间的关系

一个插值的过程成功需要三个条件:(1)定义的基本数据必须持续。(2)基本数据采样,如果任何点连续函数的值可以在此基础上计算。(3)重新计算的采样点上面的值应该是一样的原始值。最重要的是第三点。不难为我们认为如果第三点,插值的基函数必须是正交的。只有这样,其他采样点的重量可以保证当采样点插值。值可以是零。

在计算简单克里格是很少直接使用,因为它假定生命过程的平均价值取决于生活的条件是已知的,但在实践中,它通常用于平均19]。它可以用在其他形式的克里格,如引用克里格和非标准克里格。在这些方面,数据已经改变和平均值。克里格是扩展一个变量的普通克里格两个或两个以上的变量,它必须是一个软熔带这些变量相互合作。这种方法是有用的,如果变量测试成本较低和大样本测试值高的有世界相关变量和一些变量,所以它甚至可以提高很好的样品与权力获得的数据采样的结果(20.]。

提出了一种混合插值算法相结合的各自优势bi-three-dimensional样条插值算法的克里格插值算法,其实现的基本流程(1)获得数据信息已知的灰尘(2)计算实验变异函数(3)选择一个合适的理论变差函数模型进行参数拟合,确定变差函数的参数(4)选择一个插值点(5)选择已知采样点根据搜索条件(6)根据变异函数计算相应的权重系数(7)找到插值点的值(8)获得插值的结果

混合插值算法的主要流程如图3。

3所示。火焰可视化实验和结果

3.1。引擎尾部火焰参数

考虑点火和重燃,尾巴火焰反应流量范围用于精确计算火箭发动机火焰冻结流量范围。流场计算的入口将被定义为一个压力入口限制状态,总压强是6 MPa,温带是3000 K。被定义为输出远场压力极限状态,外部自由流动压力是101325 Pa,马赫数为1.5,温度是300 K。氧化反应机制用于仿真计算,和反应机理参数如表所示2。

数值计算是进行两种不同条件下的冻结流场和重燃流场火箭发动机的尾焰,和尾焰的温度分布云图两种情况下。结果如图所示4。

重燃的温度和冷冻尾焰流场,被认为是重新点燃的火箭显然高于外部区域附近的尾焰流提出轴中间和后面部分,用尾巴点燃火焰的高温区域明显增大冷冻尾焰,这表明重燃的温度会提高尾焰流场(21]。

我们对温度分布进行统计冻结流和喷流的羽轴,和结果如图所示5。

可以看出,再燃烧羽流场的温度明显高于冻结的羽流流场约200 ~ 1000 K,而再燃烧羽有一个相对明显的温度峰值为0.7 m。此外,大量的热化学反应释放,和尾焰的温度上升,显示出显著的影响重燃的火焰的温度。因此,在计算火箭发动机尾焰流场时,有必要考虑重燃的气体喷射和自由流动的氧气。

灰度值映射和颜色空间的过程中系统的过程中释放的重量系数函数前三个颜色也被用作建设工作和过程的开始。算法和本文中使用的构造函数的函数图像如图所示6。

定义构造函数,灰度值小于96的映射是暗红色,灰度值大于128的映射是明亮的红色,和两者之间的灰度值映射过程从深红色亮红色。同样,灰度值的总和也线性映射在一定范围内。

3.2。可视化的研究计算

排气火焰流场的温度分布的引擎在不同飞行高度如图7。

伴随着飞行高度的增加,因为外面的环境大气压力降低,流场区域的扩张和扩散加剧,尾巴火焰在空中后重燃范围也相应扩大,和方向远离喷嘴出口,减少尾焰流场的温度,并降低自燃程度(22,23]。

我们比较轴上的温度分布的羽流流场在不同飞行高度,和结果如图所示8。

可以看出,随着飞行高度的增加,最高温度附近的内轴第一个马赫波系统在喷嘴出口逐渐减少,和位置向后移动。这是因为外界大气压力降低,气体的空间的面积是马赫领域从喷嘴喷流结构扩展和传播空间增加,导致气体的压力和密度的增加喷嘴出口附近的轴。下降更明显,流场的温度将会下降。随飞行高度的增加,轴上的高温区域的尾焰流场引起的重燃向一个方向远离喷嘴出口,扩大范围,尾焰的温度增加明显在中间和下游的流场区域(24]。

的大小计算区域的尾焰流场模型 ,入口压力入口边界条件设置,和温度为3000 K。出口压力远场边界条件,设置外部自由流动压力是101325 Pa,温度300 K,马赫数1.5 Ma。获得每个组件的温度和质量分数在燃烧室中,如表所示3。

比较质量分数的尾焰流场不同燃烧室压力如图9。

可以看出,随着燃烧室的压力增加,程度重燃固体火箭发动机的尾焰流场的增加,温度和尾焰流场的光谱辐射强度增加,和峰值点逐渐转变。温度和光谱辐射分布面积增加,和马赫盘的温度和辐射强度增加。

计算火箭发动机的尾火焰温度场研究了利用数值计算方法,和推进剂的热注意事项四个配方执行用吉布斯自由能最小法对气体的温度和燃烧室的气体成分含量,如表所示4。尾焰的重燃现象主要由大气中的一氧化碳和氢气的氧化反应。在本节中,氢/一氧化碳氧化反应机制用于仿真计算。

轴上的温度分布的比较不同铝粉的推进剂火焰尾巴内容如图10:

与推进剂铝粉含量的增加,温度对尾轴的火焰逐渐增加0 - 0.9的范围内喷嘴出口,和最高温度也会增加。这是因为铝粉含量增加后,富油的内容组件有限公司和H2的气体增加,从而提高尾焰重燃的程度和增加温度峰值。此外,当推进剂铝粉含量增加,燃烧室的燃气温度会增加,气体温度将会增加。高温粒子运动的尾焰流场。热辐射和热对流热气体流场。

4所示。讨论

4.1。发动机排气火焰温度

小型火箭发动机用于工程实践有不同的飞行速度、飞行高度,和工作压力。这些条件会影响流场结构。研究尾部火焰的温度场特性在这些条件下的设计和开发提供参考发动机工程目标识别技术。

此外,每个火箭飞行器的飞行速度决定了火焰之间的相对运动和周围的气氛,这决定了大气环境火焰的温度和压力,具有重要影响的闪回火焰,然后自动调温器的分布。

这次考试的运动流区域调查,和获得的结果为基础的优化设计机器的燃烧室和喷嘴系统。火箭发射和飞行,而且会产生多个额外的户外溪流通过这种类型的机器。因此,数值模型计算火箭的火箭领域流动装置,提出了火箭和参数分布的培训领域是最重要的设备和科学价值。

本文使用插值法计算的光谱辐射特性的羽流流场和比较实验。计算结果与实验数据吻合较好,这显示了计算方法的可靠性。计算流场和光谱辐射特性的冷冻和再生尾巴火焰和获得流场参数和光谱辐射分布的冷冻和尾部再燃烧火焰,这反映折射场的光谱辐射特性。计算的流场和光学辐射特性进行了固体火箭尾焰在不同飞行速度,高度,燃烧室压力获得尾焰流场参数的分布和光谱强度。不同的条件,这使得尾火焰辐射特性的分析。

4.2。插值

使用插值算法进行图像处理不同国家的已经收到了越来越多的关注,已越来越多地应用于不同的领域。偏振信息是另一个重要的研究对象,不同于信息,如频率和振幅。信息,如纹理细节可以通过插值算法获得这种类型的信息。通过实验研究,本文建立了一个偏振图像生成和检测系统,使用插值算法来处理火箭发动机尾部火焰图像,并比较和分析了尾巴火焰图像处理插值算法来实现有效的目标识别。

科学研究的双线性、双三次的和双三次的样条插值算法揭示了均方误差的基础上,最大的信噪比和方差,和方法分析复合图像:信息熵、平均梯度和方差。简要解释这三个维度的原理,为后续处理奠定了基础,计算,分析发动机羽流的形象。

通过克里格插值算法,克里格方法是线性的,公平的,和较低的转换方法。这是一个基于系统分析的统计数据,以充分利用数据库集成过程的特点。它可以显示世界的各向异性数据和充分利用空间数据库之间的兼容性。介绍了克里格插值算法的类型和特点,主要利用克里格插值技术标准化和计算数据与相关属性。这部分的内容是详细的分析和总结,规范化设置有明确数据的计算,并提出了图形和3 d图像。这将大大有助于决策和控制方面的行业和相关行业。

基于双线性、双三次的和双三次的样条插值算法和克里格插值算法,该算法改进,改善算法的特征选择方法。因为删除过程的递归特性是结合特定的学习模式,它仍有良好的效果,当数据维数高,递归特性去除方法被选中作为本文的研究方向。本文使用混合算法的效果作为评价标准来评估数据集内的每个特性,并实现了一个基于混合算法的递归特性去除方法。特征选择方法首先使用的所有特性来建立回归模型,然后将每个特性的贡献到回归模型,并逐步删除功能不重要的回归分析模型,使文章达到更好的结果。

5。结论

插值过程中表面的粉尘浓度测量区域,本文结合了双三次的样条插值算法的优点和克里格插值算法,提出了一个新的混合插值法,介绍了变异函数和方位角搜索策略。混合插值算法,本章给出了详细的实现过程和比较的结果逆距离混合插值算法和反距离平方插值算法,从多个测试标准的角度均方误差、偏差的意思是,和标准偏差。它证明了混合插值算法优于传统算法。本文提出的方法可以更好地实现发动机尾焰和彩色空间的映射系统。这种pseudoimage编码算法可视化尘埃密度与平稳过渡是颜色逐步插值法。这个方法执行层分割的三维空间模型发动机排气火焰基于灰度阈值和颜色空间集群需求和抚平颜色之间过渡层。优势是(1)数据分析充足,可以满足不同的需求。模型火箭发动机动态实时监控;(2)提出的计算方法是简单和广泛使用,实用性高,适用于实时处理应用程序;(3)该方法具有高度的可塑性。 Through real-time monitoring, the advantages of frame-by-frame analysis can be used for scientific research. Staff can continuously improve and optimize the design plan. This method can effectively predict the change law of engine tail flame characteristics. The overall results show that this method is scientific and effective. Compared with other traditional methods, the results are more robust and can provide more vivid data for future rocket engine research.

数据可用性

没有数据被用来支持本研究。

的利益冲突

在这项研究中没有任何潜在的利益冲突。