给定下游边界的超声速流场逆向求解方法

为了实现超声速流场出口参数的可控设计,借鉴特征线方法在古尔赛特与柯西问题两类边值条件中的应用,提出了一种根据下游边界条件求解其依赖域的逆柯西问题求解方法,并在此基础上发展了一种均匀来流条件下的超声速流场逆向求解方法。对轴对称内收缩流场、二维平面流场、轴对称外锥流场三个典型算例校核表明,逆向求解方法得到的计算结果与正向特征线方法一致,由此验证了该逆向求解方法的可行性,并有效拓展了超声速流场的设计思路。     

求解叶轮机粘性流场的再生解析数值方法

应用再生核方法求解叶轮机粘性流场是一种新颖的解析数值方法, 它可以解决计算中的存贮、计算速度和精度问题。本文给出了用再生核方法求解叶轮机粘性流场的思路和方法, 以及如何在曲线坐标系中应用再生核方法, 并给出了流函数积分方程的求解过程。最后对平面扩压管道进行了数值试验, 结果与有关文献是吻合的。      

基于拟压缩方法的扩压器低速流场数值研究

发展了基于拟压缩方法的求解叶轮机械低马赫数流场的方法,研制了时间推进方法对叶轮机械全流速范围流场的求解计算程序,且对拟压缩因子的取值进行了讨论.通过对离心压缩机叶片扩压器的数值计算表明,发展的基于拟压缩方法能够快速正确的预测叶轮机械内的低速流场;引入拟压缩方法是对时间推进方法的一个很好补充,使时间推进方法的应用范围得到了拓展.      

基于拟压缩方法的叶片扩压器低速流场数值研究

摘要 发展了基于拟压缩方法的求解叶轮机械低马赫数流场的方法,研制了了时间推进方法对叶轮机械全流速范围流场的求解的计算程序,且对拟压缩因子的取值进行了讨论。通过对离心压缩机叶片扩压器的数值计算表明,本文发展的基于拟压缩方法能能够快速正确的预测叶轮机械内的低速流场;引入拟压缩方法是对时间推进方法的一个很好补充,使时间推进方法的应用范围得到了拓展。     

超声速流场的流线-特征线坐标变换与应用

为了求解二维平面弯曲激波波后流场,讨论并发展了一系列基于流线-特征线坐标系变换的流场代数计算方法。该系列方法依据二维平面流场中气流角、静压沿特征线近似不变的特点,可快速求解平面弯曲激波波后流场。其中,等气流角近似法适合模拟流线轨迹,等静压近似法适合求解波后流场参数。在此基础上,又提出了一种改进的等气流角-等静压混合方法用于计算弯曲激波波后流场。和特征线法对比,等气流角-等静压混合法计算得到的流场基本特征与特征线法得到的结果相同,在来流马赫数Ma=6和Ma=4情况下误差分别仅为0.5%和0.15%,证实了该方法在求解二维平面弯曲激波流场中的适用性。     

用四阶Runge-Kuta法和TVD格式求解两维跨超音流场

利用坐标转换给出两维任意曲线坐标系下雅可比矩阵特征值、特征向量及Harten型TVD格式的详细表达式, 并结合四阶Runge-Kuta法发展了一种新的、有效的求解超音、跨音流场的算法。数值计算表明, 本文的方法可有效地求解跨音流场。      

复杂旋翼流场的耦合欧拉-拉格朗日数值方法

针对影响旋翼流场求解精度的关键因素“桨叶复杂近体流动”和“尾迹涡畸变”,结合计算流体力学(CFD)方法和黏性涡方法,发展了一套适合于复杂旋翼涡流场分析的耦合欧拉-拉格朗日数值方法:为捕捉桨尖三维效应、激波等细节流场特征,在桨叶近体区域采用CFD方法对其进行求解;针对高雷诺数旋翼流场中桨尖涡的紧凑结构特点,引入黏性涡方法建立了高分辨率的尾迹求解模型;两计算域间的信息交换采用了集中涡源法和边界修正法.应用所建立的计算方法,以旋翼CFD标准验证试验(Caradonna-Tung旋翼)为算例,对尾迹影响明显的悬停状态进行了数值模拟,通过对比耦合边界处流场特征及桨叶表面压力系数分布,验证了方法的有效性.此外,还从旋翼尾迹捕捉精度、涡量耗散特征及计算时间等方面对不同计算方法进行了对比分析,结果表明耦合方法可充分发挥CFD和黏性涡方法各自的优点,在旋翼流场数值模拟方面具有独特的优势.     

三维非结构混合网格生成与N-S方程求解

 提出了一套较为通用的, 完全自动化的非结构混合网格生成方法, 在物面粘性作用区, 运用一种改进的推进层方法生成三棱柱形和金字塔形网格; 在其他流动区域采用阵面推进方法生成四面体网格。采用一种改进精度的格心有限体积法和Spalart-Allmaras 一方程湍流模型对三维N-S 方程进行了求解, 并以M6 机翼、DLR-F4 翼身组合体和某运输机外形的粘性流场作为数值算例, 验证了上述网格生成和流场求解方法的正确性和实用性。     

基于三维特征线理论的曲面激波流场反设计方法

激波流场反设计技术是高超声速乘波布局设计领域的核心技术之一。为了克服传统吻切理论在设计全三维曲面激波流场时的缺陷,本文提出了一种基于三维特征线理论的设计方法。该方法构造了一种包含四条马赫线和一条流线的三维基本单元,发展了用于设计曲面激波流场的阵面推进方法及并行加速方法。通过对Euler方程中微分算子进行特征分解,重构了流场的控制方程,并提出了适用于求解该控制方程的Tikhonov-Lagrange拟合法,实现了三维流场的稳定求解。利用提出的设计方法,分别对高马赫数圆锥激波流场、椭圆锥激波流场、小攻角来流下的圆锥激波流场及由Bezier曲面描述的一般性曲面激波流场算例进行了设计,并与数值模拟结果进行了对比。计算结果表明,当前设计方法实现了对横向压力梯度及攻角引起的三维流动效应的合理求解,其中典型截面的壁面压力及马赫数分布与数值模拟结果相比误差分别小于0.3%和1.7%,且具有较高的并行效率。该设计方法拓展了特征线理论在全三维激波流场反设计领域的应用范围,在高超声速全三维乘波布局设计领域具有重要发展前景。     

抛物型激光推进光船构型设计与特性分析

以轴对称Navier-Stokes方程组为基础,将球面激光支持的爆轰波模型与流场控制方程组进行耦合求解,数值模拟了抛物型激光推进光船的工作过程。计算中对激光支持的爆轰波阵面进行实时追踪,以获得激光能量吸收源项,同时采用Gupta建立的高温平衡空气模型来计算工质的热力学参数和输运特性。并用所发展的数值模拟程序研究了不同构型设计光船的推进性能。最后分析了流场流动特性和推力生成机制。结果表明,推力面离焦点距离越近,光船获得的冲量耦合系数越大,而峰值推力越小。     

基于FW-Hpds方法的直升机旋翼气动噪声指向性分析

本文使用基于可穿透数据面的Ffowcs Williams-Hawkings方程(FW-Hpds)的预测方法分析了跨声速直升机悬停旋翼气动噪声的指向性。通过求解三维非定常欧拉方程计算了近场噪声,通过延迟时积分方法和求解FW-Hpds方程计算远场噪声。预测了跨声速UH-1H悬停旋翼的高速脉冲噪声(HSI),然后计算了不同观测点处的声压级,并通过声压级在不同方向上的分布分析了HSI噪声的方向性。根据本文研究发现HSI噪声在桨盘平面上最大,在转轴方向上最小,和其它研究者的结论一致。     

动态背景下基于金字塔LK光流的运动目标检测

提出了一种动态背景下基于金字塔LK光流的运动目标检测方法。首先采用Shi-Tomasi角点检测法提取图像的强角点,再用金字塔LK光流法计算下一时刻这些特征点的对应位置,得到匹配的多组特征点对。利用这些特征点对建立仿射变换模型并计算仿射参数,对图像做仿射变换消除背景运动带来的误差,最后用帧间差分法处理得到前景目标。实验结果表明,本方法能够以较好的实时性、稳定地检测和提取动背景下的运动目标。     

复杂几何形状喷管内外三维流场的数值模拟

研究了球面收敛矩形扩张的二元喷管（ＳＣＦＮ）流场的数值模拟,为了有效地捕获激波与滑流面及较好地模拟分离,采用了Ｒｏｅ格式、ＭＵＳＣＬ方法及Ｖｅｎｄａｔａｋｒｉｓｈｎａｎ限制器、Ｓｐａｌａｒｔ－Ａｌｌｍａｒａｓ方程紊流模型。研究中给出了两个喷管模型四个流动状态的数值模拟结果。结果表明,除了有严重分离的流动情况以外,该算法能得到相当满意的计算结果。     

图像序列中机动目标三维运动和结构的计算

综合视觉运动分析中的2类处理方法,选取图像中的角点作为特征点,在理论上证明了图像序列的光流场可以近似地用角点的位移场代替。利用已有文献中的建模思想,详细推导出递归计算机动目标三维运动和结构的非线性计算模型,采用广义卡尔曼滤波(EKF)递归地计算图像序列中机动目标的三维运动和结构。合成图像序列和真实图像序列实验结果表明该算法能取得较好的效果。     

基于改进Cycle-GAN的光流无监督估计方法CSCD

卷积神经网络为光流的计算提供了一种新的方式,但作为一种数据驱动技术,用于训练网络的大规模光流真值在现实世界中不易获取。为了解决这个弊端,基于Cycle-GAN的循环对抗机制,提出了一种光流无监督估计方法。首先,引入双判别器机制在生成器生成的光流样本的底层和高层特征上进行鉴别,迫使生成器提高光流生成的精度。其次,引入Spynet作为教师网络,在生成器训练前期对其进行指导,防止网络陷入模式崩塌。最后,改进损失函数,提出了光流一致性损失和轮廓一致性损失函数,进一步提升光流估计精度。实验结果表明,与现有的先进算法相比,提出的方法达到与有监督算法相同的精度水平。     

飞机热气防冰系统与冰脊预测的数值模拟

基于流固耦合传热的思想建立了一套飞机热气防冰系统的的数值模拟方法,并将其与积冰热力学模型结合起来,实现了热气防冰系统开启时的机翼积冰预测.采用格心格式有限体积法求解N-S方程获得防冰腔与外流场;通过欧拉法在外流场的基础上获得过冷水滴撞击特性;求解三维热传导偏微分方程获得蒙皮的传热特性;采用交接面插值的方法实现防冰腔到外流场的热量传递;建立了考虑三维溢流效应的积冰热力学模型并在此基础上开展了机翼冰脊的数值预测.数值模拟结果表明:热气防冰系统开启时加热机翼表面温度最高可达308K,加热区后的上下机翼表面均有冰脊形成,通过对结果的分析表明该方法是合理可行的.      

跨音速压气机级三维紊流流场数值模拟

在对跨音速压气机级的动／静双叶排中的三维定常紊流流场数值的模拟中，利用三阶高分辨率ＮＮＤ格式和ＬＵ－ＳＧＳ隐式推进迭代法，既保证了流场中激波的模拟质量和粘性流动特征的正确预估，也实现了求解过程的高效率。对某单级跨音速压气机的计算及其与实验数据的对比证实了本文方法的有效性。将计算推广至多级轴流叶轮机械的情况将会是十分简便的     

三维分块非结构化网格上的可压缩流计算方法

提出了分块非结构化网格生成方法,通过子块划分、子块网格划分、整体网格拓扑连接生成可局部加密的分块非结构化网格,既具备了非结构化网格对复杂区域的处理能力,又避免了分块结构化网格块间信息传递的复杂计算过程.通过将密度修正值引入压力修正方程,发展了非结构化网格上可压缩流动的SIMPLE算法.对孤立翼型及透平叶栅的流动进行了数值计算,压力系数、速度、折转角的数值结果与已有的实验值吻合较好,验证了数值方法的精度.      

引入压力梯度的针对角区分离流动的Spalart-Allmaras模型的改进

针对Spalart-Allmaras（S-A）模型在角区分离计算中的问题,将无量纲的压力梯度引入其涡黏性输运方程的生成项,得到了改进的S-A模型.通过对两套含角区分离的低速压气机叶栅进行验证计算发现:与实验结果相比,原始S-A模型所得的分离区偏大,分离区内壁面压力偏低;而改进模型得到了与实验一致的分离区尺寸以及吸力面、压力面压力系数分布等结果.针对S-A模型涡黏性生成项和耗散项的分析表明:引入的无量纲压力梯度有效的识别了角区分离,在分离区内改变了涡黏性的生成、耗散关系,增大了涡黏性,从而缩小了计算所得分离区,同时在主流区保留了原始S-A模型的计算结果,进而带来了良好的改进效果.      

一种基于光流拟和的航拍视频图像全局运动估算方法

在多分辨率光流估算的基础上,提出了一种基于光流拟和的方法用于对航拍视频图像中的全局运动进行估算。在利用光流对全局运动模型拟和时,针对光流估算的不确定性以及图像中独立目标运动的干扰,提出了一种光流分块拟和与评估的方法用于剔除光流场中不利于全局运动估算的干扰数据,从而有效提高了全局运动的估算精度。航拍视频图像配准与独立运动检测的仿真结果均验证了算法的有效性。