基于非结构网格的不可压N-S方程多矩有限体积法

提出了一种基于三角形及四面体非结构网格的有限体积法(FVM),用以鲁棒且精确地求解不可压粘性流动问题.与传统的FVM方法仅将体积分平均值(VIA)作为计算变量的做法不同,本文提出的方法将VIA及点值(PV)同时作为计算变量并在每个迭代步进行计算更新.VIA以通量形式进行计算以确保数值守恒,PV可以通过控制方程的不同形式进行求解更新,无需守恒,因此可以采用非常高效的方法进行求解.将PV作为增加的变量使得紧致网格模板得以实现更高阶精度的重构,而且由此获得的数值模型对于非结构网格变得更鲁棒.本文针对二维/三维的三角形/四面体非结构网格提出了数值格式,给出了几个基准测试算例,验证了本文提出的数值方法在采用非结构网格求解不可压粘性流动问题时的精确性和鲁棒性.     

基于功能脆弱性的空中交通相依网络流量分配

依据空中交通管理与航班运行规则,采用复杂网络理论构建由机场、航路与管制扇区组成的相依网络模型,建立不同扰动策略的影响规则,提出以网络流量熵和交通流损失比变化率为指标识别网络功能脆弱性。并以网络总流量熵最小为目标,建立基于改进遗传算法的网络流量协调分配策略,以降低空中交通相依网络的脆弱性。以民航华北地区空域为原型,发现了其相依网络脆弱性表现规律和脆弱源,采用遗传算法求解网络流量分配方案,优化结果降低了网络总熵值和功能脆弱性,其中机场网络流量分配后效果最为显著,验证了方法的有效性,研究结果可为空中流量管理决策提供一定的理论支撑。     

“蚌式”进气道附面层扫除特性风洞试验

以某低、高速风洞为平台,设计搭建了“蚌式”进气道附面层扫除特性测量试验系统,进行了不同流量系数和来流马赫数下进气道鼓包表面附面层扫除特性的风洞试验,通过对试验数据的整理、计算和对比分析同型号的飞行试验结果,研究了“蚌式”进气道鼓包表面附面层扫除特性。研究结果表明:在相同的来流马赫数下,随着流量系数的增大,鼓包表面附面层的扫除能力逐渐减弱;在亚声速工况的绝大多数流量范围内,鼓包表面压力系数沿鼓包中心线对称分布、压力梯度变化明显,且在不同截面沿主流方向具有增大的特征,鼓包构型对附面层扫除效果较强;超声速工况下具有明显附面层扫除能力的流量范围明显小于亚声速工况,进气道唇口形成的弓形激波是影响鼓包表面不同位置压力梯度变化的主要因素,进而决定着附面层扫除特性。在接近来流马赫数18及以上飞行工况下,附面层的扫除能力减弱,附面层分离加强,进而会造成较大的进气压力损失和畸变。     

0.3 m低温风洞液氮供给系统研制

基于系统级的一维热流体模拟分析,建立了适用于研究分析0.3 m低温风洞液氮供给系统的数学模型,并开展了系统漏热、两相流及缓冲罐中液氮容积等流体动力学分析;在系统现有控制策略及试验数据的基础上,基于该数学模型开展了系统压力动态响应分析,获得了在阀门动态调节过程中管网压力的瞬态响应,计算结果与试验值的总体误差控制在10%以内。喷射压力一致化改造避免了阀间干扰,添加的回流管道消除了供给末端的两相流现象,使喷射压力控制精度达到1.1%,调节时间减少到23 s,实现了风洞总温快速安全调节和精确控制。     

脉冲爆震燃烧室出口燃气能量分布特性

为了提高脉冲爆震燃烧室出口燃气能量转换效率,采用数值计算方法,研究了带气动阀和爆震增强结构的脉冲爆震燃烧室出口燃气能量分布特性,结果表明:脉冲爆震燃气的膨胀过程先后经历一次膨胀、二次膨胀和过度膨胀3个阶段,单个周期内二次膨胀阶段的时间和能量占比最大;燃烧室出口燃气压力势能、动能、内能和能流密度的分布主要受燃气压力的影响,且变化规律与燃气压力一致;一次膨胀阶段燃气增加的压力势能、动能、内能分别占单个周期的479%、259%、251%;二次膨胀阶段燃气增加的压力势能、动能、内能分别占单个周期的502%、576%、581%。     

基于新型丝状电极等离子体激励器的前体涡控制

本文首次将新型丝状暴露电极DBD等离子激励器应用于大迎角下细长体非对称涡控制.丝状暴露电极的材料的选择对DBD推力以及推力效率至关重要,通过地面精细推力测量对丝状暴露电极等离子体激励器进行了优化,结果表明,本文研究材料中采用钨丝作为暴露电极,其推力效率最优;且随着电极直径从d=0.3 mm减小到d=0.08 mm,DB...     

一种改进的Lucas—Kanade光流估计方法

Lucas—Kanade算法是一种重要的光流估计技术,在计算机视觉领域有广泛的应用。但对于图像纹理欠丰富的区域,Lucas—Kanade算法光流估计结果较差。文章提出了一种改进的Lucas—Kanade算法：首先,计算跟踪置信度因子;然后,通过阈值检测剔除不可靠的光流估计结果;最后,进行邻域填充。该方法改善了纹理欠丰富区域的光流估计,对矮人模型图像序列进行了实验,证明了方法的有效性及优于Poelman方法和Chiba方法。     

基于线化稳定性理论的后掠翼边界层内横流稳定性研究

采用Mack方法求解忽略曲率和压缩性的三维线化稳定性方程（Orr-Sommerfeld方程）,针对无限展长后掠翼,计算分析边界层内不同波长横流驻波沿弦向的放大率,确定最不稳定波的波长。计算结果与参考文献中的实验结论和计算结果符合较好,表明该方法能够准确的预测出最不稳定波的波长,可以用来指导横流驻波主导下的后掠翼流动稳定性问题研究。     

等离子体气动激励抑制压气机叶栅角区流动分离的仿真与实验

进行了等离子体气动激励抑制低速压气机叶栅角区流动分离的数值仿真研究,并进行了实验验证.小攻角情况下,叶片吸力面角区流动分离导致显著的尾迹总压损失.来流速度为50 m/s(雷诺数为223 000)时,等离子体气动激励可以有效的抑制角区流动分离,降低总压损失.激励电压、频率分别为10 kV和22 kHz时,50%叶高处的尾迹压力分布基本不变,60%和70%叶高处的最大总压损失分别减小了13.83%和10.74%.增加激励电极组数或激励电压,可以增强抑制效果.      

化学非平衡流动对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响

采用RNGk-ε湍流模型和有限体积方法数值求解有组分的守恒形式Navier-Stokes方程,针对设计的超声速燃烧冲压发动机单斜面膨胀喷管,采用氢氧七组元八反应模型,数值模拟不同高度、不同来流马赫数条件下的喷管流场和性能.计算结果表明,喷管内的进一步燃烧对燃烧室起到了一定的补燃作用,对喷管性能影响较大.化学非平衡状态下,喷管推力特性和升力特性显著提高.超燃冲压发动机尾喷管的性能研究,应考虑化学非平衡流动的影响.