基于基因算法与博奕论的翼型跨音速Euler方程气动优化

将基因算法与博奕论中的 Nash平衡相结合 ,构建了多目标基因优化算法—— Nash基因算法 (NashGAs) ,并对初始翼型为 NACA0 0 1 2二维翼型进行给定跨音速流动下的形状增升优化。计算中应用 Bézier曲线对翼型形状进行参数化 ,避免了非流线型的不合理形状产生 ;采用有限元非结构网格 AUSM+通量分裂格式Euler方程数值解进行个体适应度值评估 ;应用动态网格技术调整计算网络 ,节约了 CPU机时 ;最后给出了优化结果     

三维横向流喷与超声速主流干扰流场的数值模拟

本文对三维隅角机翼声速喷流与超声速主流的干扰流扬进行了数值模拟。三维欧拉方程的求解采用非结构网络有限体积伽辽金法（Finite Volume Galerkin Method）。引入了总体结点积分域的概念,简化了从单元矩阵到总体矩阵的汇总过程。通量的分裂采用Osher格式,通过外差使其由一阶精度上升为二阶精度。发展了一种基于线化流量的逆风非结构网格隐式有限元格式以提高求解精度及效率。最后给出了三维隅角机翼流场的算例。     

航空齿轮泵滑动轴承接触状态流体润滑特性

针对航空齿轮泵处于高负荷状态齿轮轴-轴瓦润滑间隙的润滑问题,将CFD仿真与齿轮轴刚性模型相结合实现了基于CFD径向运动分析的瞬时润滑计算。得到了齿轮泵瞬态场影响下的齿轮轴径向微动情况,在此基础上基于轴承三维热流体润滑计算模型和微凸体接触模型实现了对润滑油膜在高偏心接触状态的特性分析。结果表明:齿轮泵CFD仿真结果与试验结果的误差小于10%,而仿真得到的内流场的瞬变性将通过改变齿轮轴所受径向载荷的波动形状从而影响到轴承的润滑特性。通过对轴承润滑模型的数值计算发现:相比于非接触状态,轴承处于高偏心接触状态时介质的高温、低黏现象加剧。     

基于语义描述的资源协同机制

为进一步提高资源协同的效率,从资源的静态功能特性出发,定义了相似度函数,给出了基于功能的资源协同算法;从资源的实时状态信息出发,给出了基于运行时QoS特性的资源协同算法.建立了综合考虑资源的功能特性和运行时QoS特性的资源协同机制,通过基于功能的资源协同工作,提供满足用户静态功能要求的资源候选集;通过基于运行时QoS特性的资源协同工作,从满足用户静态功能要求的资源候选集中实时动态地选择满足用户QoS要求的优质资源.实验结果表明,提供的基于语义描述的资源协同机制提高了资源协同的成功率、服务质量和运行效率.      

冷/热喷流对飞行器气动特性干扰实验研究

在中国空气动力研究与发展中心的φ1 m高超声速风洞中,采用压缩空气和真实固体火箭发动机工作产生的燃气流作为喷流介质对双锥柱体飞行器进行了冷/热喷流干扰影响对比实验研究,状态为:马赫数6、飞行高度h=54 km、迎角α=-4～6°.实验结果表明:冷、热喷流对模型气动特性干扰影响的变化趋势基本一致,推力放大因子和力矩放大因子趋势一致,数值略有差异,采用冷喷流对热喷流的模拟技术可行.     

车辆视频检测感兴趣区域确定算法

利用最大方差阈值方法对灰度图像二值化后,对车辆底部阴影突变行检测,对感兴趣区域确定方法进行改进,实现了感兴趣区域的精确确定.通过计算精确确定后的感兴趣区域的灰度对称性和熵值归一化对称性测度,实现了车辆的精确检测,找到车辆的对称轴,并在车辆区域上边界一定范围内,进行灰度突变检测,实现了车辆上边界的准确定位.通过实验验证算法较好地实现了复杂环境下的车辆检测和上边界定位.     

三维动态非结构重叠网格Navier-Stokes方程并行算法

 提出了一种三维动态非结构重叠网格Navier-Stokes(N-S)方程的并行计算方法。N-S方程的空间离散采用格点有限体积方法,时间离散采用隐式的双时间步长方法。应用一方程Spalart-Allmaras(S-A)模型来计算湍流黏性。并行计算采用动态的区域分裂方法,在每一物理时间步利用METIS网格分区系统对网格进行分区。为了实现各CPU之间的负载均衡,每块网格都按CPU个数进行分区并对活动节点和非活动节点进行了加权处理。最后,通过对外挂物投放无黏流动的数值模拟和内埋武器弹舱开启黏性流动的数值模拟,验证了该并行程序的准确性、高性能并行计算以及处理复杂几何外形的能力。     

基于等效损伤的冲击试验方法研究

为了解决经典冲击试验中因脉冲持续时间过长和加速度量级过高而难以在现有设备上模拟原始冲击波形的问题,应用等效损伤准则实现大脉宽经典冲击向窄脉宽冲击转化以及高量级经典波形冲击向冲击响应谱转化,并对两种转化过程中涉及的等效频率的选取、冲击响应谱关键参数的确定等技术问题进行深入剖析,给出各参数具体确定的原则和方法。文章所提解决方案可为特殊情形的经典冲击模拟的工程实施提供参考。     

三维典型超声速燃烧室流场数值模拟

超声速燃烧是实现以吸气式冲压发动机为动力进行高超声速飞行的关键技术之一.本文对三维超声速燃烧室流场进行了基于有限体积方法的并行数值模拟,还对JPNal三维典型超声速燃烧室内的激波诱导燃烧流场进行了数值模拟.控制方程为三维多组元带燃烧反应模型的Euler方程,空间离散采用二阶精度VanLeer迎风通量分裂格式,时间推进为考虑了化学反应特征时间的5步Runge-Kutta方法,燃烧反应为氢气/空气十反应模型.为提高计算效率,采用了基于区域分裂技术的并行计算.最后对比分析了单、双气态氢气喷流对燃烧室内流场结构及燃烧特性的影响.