AN IMPROVEMENT FOR LOWER－ORDER PANEL METHOD BASED ON THE DIRICHLET BOUNDARY CONDITION

ＡＮＩＭＰＲＯＶＥＭＥＮＴＦＯＲＬＯＷＥＲ－ＯＲＤＥＲＰＡＮＥＬＭＥＴＨＯＤＢＡＳＥＤＯＮＴＨＥＤＩＲＩＣＨＬＥＴＢＯＵＮＤＡＲＹＣＯＮＤＩＴＩＯＮＸｕＭｉｎｇｃｈｕ，ＧｕＷｅｎｙｉｎｇ（ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒ...     

基于图像特征分析的物体轮廓提取

对物体的轮廓进行分析提取,是计算机视觉方向的基础问题之一,对其进行研究对于复杂场景的分析理解至关重要。本文对室内场景图像进行研究,基于图像特征进行图像分割,提取物体轮廓。在彩色场景图像全局轮廓后验边界概率（gPb）提取算法的基础上,加入深度图像信息,对室内场景的彩色、深度（RGB-D）图像中的物体轮廓进行分析。通过多尺度信息融合,计算得到多尺度轮廓后验概率（mPb）和谱后验概率（sPb）,两后验概率加权综合得到gPb。而后结合超度量轮廓图与分水岭算法,对基于方向特征变化的gPb图像融合处理,最终得到清晰的物体轮廓。本文所提方法在通用的RGB-D数据库基础上进行实验。实验结果表明,本文所提出的方法能提取出清晰的室内物体轮廓图。      

锯齿尾缘叶片气动特性和绕流流场的数值研究

以基于NACA 0018翼型的锯齿尾缘仿生叶片为研究对象,采用大涡模拟的方法研究锯齿相对齿宽与相对齿高对锯齿尾缘叶片的气动特性和非定常绕流流场的影响规律和机制.研究表明,尾缘锯齿参数对叶片气动性能的影响是复杂的非线性过程,在一定来流攻角范围内能提高升阻比,但失速提前.如在9.4°~14.8°来流攻角范围内,不同相对齿宽系列叶片的升阻比高于原始叶片,升阻比与锯齿相对齿宽之间没有线性关系.研究还表明,锯齿尾缘能延迟边界层分离,加速尾迹的流动掺混和能量扩散,改变非定常涡结构和涡脱落频率.相对齿高的变化对非定常流动特性的影响更为显著.尾缘锯齿诱导的二次湍流射流和吸力面侧反向涡对改变了原始叶片的绕翼环量,进而影响锯齿尾缘叶片的气动特性和绕流流场特性.      

航空活塞式发动机瞬态空燃比控制仿真研究

针对航空活塞式直喷发动机瞬态空燃比难以精确控制、动态超调大等问题,采用基于改进的粒子群优化算法和Elman神经网络(VPSO-Elman网络)的模型预测控制算法对发动机过渡工况空燃比进行控制。在实验数据的基础上,利用发动机建模软件AMESim建立发动机模型,在MATLAB/Simulink中建立VPSO-Elman空燃比预测模型控制系统,通过联合仿真检验控制系统的性能。结果表明:瞬态工况下,相比于比例-积分-微分（PID）控制,VPSO-Elman网络模型预测控制下的空燃比超调量可以减小约20%,回调时间缩短约75%;针对不同的节气门开度变化速率,VPSO-Elman控制器同样具有良好的控制效果。      

混流式水泵工况起动过渡过程导叶漏水的计算

本文利用动量矩定理推导出抽水蓄能电站水泵轮机导叶漏水量与漏水转矩的计算公式。同时在考虑漏水转矩的情况下,完成了两座抽水蓄能电站混流式水泵机组泵工况起动过渡过程的校核计算,分析了导叶间隙、漏水量等对起动过程的重要影响,过大的导叶间隙将使机组不能起动。计算分析表明,本文提出的考虑导叶间隙漏水影响进行泵工况起动过渡过程的计算方法是正确的。正确考虑漏水转矩影响,对水泵水轮机的运行特性和过滤过程的准确计算具     

离散粗糙元诱发边界层转捩的实验研究

针对直升机转子叶片模型表面离散粗糙元诱发边界层转捩问题开展了实验研究,分析不同雷诺数下粗糙元尺寸参数对转捩位置的影响。实验在中航工业气动院直升机转子叶片模拟装置进行,在模型转子叶片表面布置不同尺寸的离散柱状粗糙元,利用红外热像技术探测边界层转捩,并提出一种基于湍流／层流区域面积比的转捩位置判定准则,目的是实现边界层转捩位置自动识别,进而分析粗糙元尺寸参数对转捩位置的影响。实验转速为300至600 r／m,对应叶尖切向速度为25～40 m／s。实现了对旋转叶片边界层转捩位置的定量测量,通过实验验证,转捩位置判定算法正确可靠,初步得到了不同高度 DRE 诱发转捩位置与雷诺数之间的关系,随着粗糙元高度的增加,转捩位置逐渐靠前。     

超声速复杂流动中湍流模型的性能评估

对8°,16°,20°,24°超声速二维压缩拐角进行了数值模拟,系统评估了SA(Spalart-Allmaras), k-ω, SST(Shear Stress Transport)3种工程常用湍流模型对激波/边界层干扰复杂流动的模拟适用能力.对于"弱"干扰、小分离,工程常用湍流模型能够较准确地预测其压力、摩擦力、热流分布,而对于"强"干扰、大分离则会造成较大的偏差.同时,随着分离区的增大,各湍流模型的适用性能差别更加明显,数值方法也有一定的影响.      

JL-6飞机抖振边界试飞技术及相关性分析

主要介绍了JL-6飞机抖振边界试飞的试验技术、测试技术和数据处理技术,给出了JL-6飞机的抖振边界试飞结果;介绍了JL-6飞机的抖振风洞试验的试验技术、试验条件和抖振边界风洞试验结果;利用风洞试验和飞行试验得到的数据进行了JL-6飞机抖振边界相关性分析。     

基于涡流发生器的风洞侧壁附面层控制

为降低风洞侧壁附面层对半模型数据的影响,在前期数值模拟的基础上,研制了一种适用于2.4m跨声速风洞半模型试验段侧壁的梯形涡流发生器,并进行了试验验证.结果表明:加装涡流发生器效果明显,亚声速范围内能够使附面层厚度降低20%~30%,对主气流均匀性影响可忽略;加装后半模型零升阻力系数降低,升力线斜率增大,压力中心向机身移动,体现了明显的附面层减薄效果,证明所研制的涡流发生器可应用于亚声速半模型试验中.      

非线性四阶微分方程两点边值问题解的存在唯一性

讨论了非线性四阶微分方程y(4)=f(x,y,y',y',y')的两点边值问题解的存在唯一性。其中,函数f在[a,b]×R4上连续,且满足Lipschitz条件。