二维非定常4-Laplacian问题的多重网格规约时间并行解法器

未来计算性能的提升依赖的是更高的并发度,而不再是更快的时钟频率,这将致使传统的时间步进算法成为数值模拟非定常问题的一个瓶颈.该文实验性地探究求解二维非定常4-Laplacian问题的具有高并发度的并行解法器,其中全离散格式为向后Euler格式和双线性矩形元,时间并行策略为通信器和进程分组下基于完全近似格式的多重网格规约时间算法.数值对比实验表明:基于F-FCF松弛、细/粗时间网格层的粗化因子为16/4的MGRIT算法具有更高的并发度,相对文献[Falgout,et al.SIAM J Sci Comput,2017,39:S298-S322]中的最优MGRIT解法器,它可提速2.4倍.     

类车体尾迹流动非定常特性

通过与已发表的数据相比对,对大涡模拟方法的有效性进行验证.采用该数值方法对高雷诺数下25°后倾角Ahmed类车体背部斜面及尾部垂直面处尾迹区的流动进行解算.通过对背部斜面处分离泡、背部斜面侧边"C柱"处卷起的拖曳涡对及尾部垂直面处回流区流场信息的采用及相关频谱特性分析,研究并明确了尾迹区起主导作用的大尺度相干结构及运动的非定常特性.在流动的不同区域,类车体尾迹区流动的非定常特性不尽相同,主要体现为背部斜面分离泡的拍击振动具有绝对不稳定性特征,由KelvinHelmholtz(KH)不稳定性诱发的大尺度相干结构具有对流不稳定性特征;两侧"C柱"拖曳涡对在背部斜面上与展向涡相互耦合,具有较好的对称性;拖曳涡对在垂直面处回流区内与该区展向涡相互混掺,但无耦合作用且不具有对称性;垂直面处回流区内上、下侧剪切层卷起的展向涡以类似卡门涡街形式交替产生并脱落;高雷诺数时,整个尾迹区流动的特征频率趋于一致.     

往复压缩机管路大气流脉动的数值模拟和实验研究

针对往复压缩机管路大气流脉动问题,基于一维非定常流动理论,对单直管管系、容积腔管系和异径管管系在大脉动工况下的管路气流脉动进行了模拟研究。考虑到阀腔容积及排气阀通道对气流脉动的影响,采用两步法和特征线法相结合的方法,对所建数学模型进行了求解。为了验证模型的准确性,搭建了压缩机大气流脉动测量实验台,对几种管路系统在不同转速和位置下的动态压力进行了测量。研究结果表明:大脉动工况下,采用一维非定常方法模拟的结果与实验结果的吻合程度较好,而平面波动理论计算结果的幅值、相位与测量结果均相差较大;相较于不考虑阀腔影响时的计算结果,考虑阀腔影响后得到的波形图与实测波形图的吻合程度更好;在不同转速、不同管系条件下,所建模型可准确模拟管路的大气流脉动,模拟和实测结果的最大相对误差均小于10%。     

极端风况下风力机的动态失速研究

根据IEC标准与GL准则定义极端风速模型对某1.5 MW的水平轴风力机进行数值模拟计算,研究极端风况下风轮转矩、空气动力系数等的变化规律.研究发现,风力机在非稳态工况下运行时,高风速时风轮的转矩与低风速时风轮的转矩变化规律相比有明显差异,叶根到叶尖产生不同程度的失速.在风速增大和减小的不同过程中,非稳态工况下风轮转矩、升力系数和阻力系数随攻角的变化有显著地差别,叶轮的升力系数和阻力系数的最大值均高于稳态下的系数.     

列车绕流的瞬态与稳态数值模拟对比

采用大涡模拟(Large Eddy Simulation,LES)和基于雷诺平均(Reynolds Average Navier-Stocks,RANS)的SST(Shear Stress Transport)k-ω湍流模型,分别对高速列车单车明线运行进行瞬态和稳态的仿真计算,通过与实车测试数据比较对数值模拟进行了验证.对比分析LES和RANS的计算结果发现:对于车头表面测压点,LES和RANS都能给出高精度的计算结果,且LES的瞬态计算结果表明,表面压力最大值在一个很宽的范围内波动;对于列车绕流结构,LES较RANS表现出更强的小尺度涡的捕捉能力,尤其表现在复杂的尾流区;通过气动力系数的傅里叶变换分析了波动的频域特性.LES在较复杂列车模型外流场模拟中的高计算精度,及其广泛的结果信息可以为列车的系统耦合设计提供可靠的数据参考.     

求解二维非定常对流扩散方程的高精度指数型差分方法

针对二维非定常对流扩散方程,提出了一种高精度指数型差分方法,证明了所构造差分格式的无条件稳定性.通过数值算例验证了差分格式的有效性和合理性,并且对于对流占优问题的求解该方法更优越.     

基于改进CGHT的光学遥感图像舰船尾迹检测

根据遥感图像舰船目标检测的实时性要求,提出了一种应用改进CGHT算法检测舰船尾迹的方法.通过加入舰船船体的检测结果,改进CGHT算法中种子点的选取方式,以改善尾迹检测的计算复杂度,并将检测重点侧重于舰船船体附近区域,避免尾迹检测的盲目性.实验表明,该算法显著减少了尾迹检测的运行时间,降低了伪尾迹引起的虚警,提高了尾迹定位的准确性.     

非均匀来流下飞翼布局气动特性模拟方法研究

飞翼布局的非均匀来流会使得飞翼的流场不均匀,从而影响其气动性能。通过引入"网格速度"来计入非均匀来流的影响,求解非定常Navier-Stokes方程,实现了非均匀来流下飞翼布局气动特性的数值模拟。首先采用该方法对NACA0006翼型非均匀来流下的气动力响应进行了计算,计算结果与文献计算结果吻合良好。进一步对某飞翼布局飞机在非均匀来流下的气动力响应过程进行了数值模拟,得到了不同振荡速度比率下飞翼布局气动力系数随相位角变化曲线,结果表明,振荡速度比率越大,升力响应的幅值越大,非均匀来流对飞行器气动特性影响越明显。     

基于自由尾迹法小翼气动特性分析

基于(势流)涡方法开发了水平轴风力机叶片设计优化程序,采用自由尾迹模型对增加小翼后的叶片气动设计性能进行初步分析,研究了风力机设计工况下,小翼对气流涡位置及诱导速度分布等气动性能参数的影响,对比分析了增加小翼后功率输出情况。结果表明,增加小翼后风力机叶片在设计工况下功率系数有明显增加,可以考虑将叶尖小翼作为已安装风机功率提升的解决方案之一。     

流固耦合作用对离心泵关死点内流的影响

为了揭示流固耦合作用对离心泵关死点工况下的内流影响,对一比转数为46的离心泵关死点工况下的结构场和内流场进行了流固耦合数值计算,并对离心泵关死工况下内流计算的边界条件作了详细说明.基于流固耦合计算结果,对比了流固耦合前后关死点扬程预测精度、泵内流场分布和压力脉动的差异,并给出了叶片位移变形.研究结果表明:考虑流固耦合作用对关死点扬程的预测精度影响较小;考虑流固耦合作用后叶轮各流道内的"射流-尾迹"更为明显,蜗壳扩散段的漩涡强度增加,叶轮内压力脉动也呈现出更为明显的周期性;流固耦合作用对于压力脉动幅值频率有较大影响;叶片位移变形从进口到出口逐渐增加,靠近隔舌的叶片位移变形最大.