面向飞机各设计阶段考虑静气动弹性效应的面元法飞行载荷分析方法

针对现代飞机设计对于高效率、高精度飞行载荷分析的迫切需求,建立了面向飞机各设计阶段考虑静气动弹性效应的面元法飞行载荷分析方法,并以此为基础构建了飞机各设计阶段气动弹性优化框架,以加快各阶段的迭代,提高设计效率.概念设计阶段的气动力分析采用低阶面元法,可适应该阶段为确定气动外形参数范围所需的大量计算.初步设计阶段采用高阶面元法开展气动力分析,以兼顾求解精度和效率的需求.详细设计阶段的飞行载荷分析方法在基本面元法的基础上引入了外部高精度CFD气动力或试验气动力,以进一步提高飞行载荷的精度并兼顾求解效率.研究结果表明,所建立考虑静气动弹性效应的面元法飞行载荷分析方法具有较强的工程实用性,可以满足现代飞机各个设计阶段的需要.      

基于非线性涡格法的快速静气动弹性数值模拟技术

基于2.5D RANS数据和VLM耦合的方式,发展了一种考虑非线性流动效应的混合型涡格法HVLM.采用矩形直/后掠机翼两个外形的跨声速算例,通过与VLM、三维CFD计算数据的比较,对HVLM的气动力预测精度进行了分析与评估.对比结果表明,HVLM在大幅降低时间成本的前提下可以获得和三维CFD方法预测值十分接近的计算数据,对线化VLM方法的修正效果显著.然后,HVLM与悬臂梁有限元求解耦合,实现了一种面向三维机翼的快速静气动弹性数值模拟技术,并通过矩形直机翼算例进行了验证.耦合算例的时间分析数据表明,HVLM/Beam耦合的方式能够在10 s以内完成1次三维机翼静气动弹性分析,在气动/结构耦合分析、优化设计方面展示出了良好的应用前景.      

大展弦比气弹机翼柔性非线性变形的气动力效应分析与风洞试验

从飞行器刚弹耦合动力学模型出发,引入柔性机翼准定常假设,建立大柔性飞行器非线性静气动弹性气动力方程,利用非线性迭代求解思路模拟了柔性飞行器的静气动弹性响应行为,开展了大展弦比飞机静气动弹性风洞试验验证,采用气动力有限基本解与机翼的耦合计算,发现了大柔性飞机大变形状态下载荷及结构变形形式随风速的变化规律.传统基于小变形假设的线性分析方法和刚体分析由于无法考虑气动面随结构变形的曲面气动力因素和结构变形后的非线性刚度特性,均与风洞试验存在一定的误差.对于大展弦比柔性飞机的非线性静气动弹性分析十分必要.      

基于面元法的水平轴风力机数值模拟

使用基于速度面元法的势流数值模拟方法,以NREL PhaseⅥ为例进行了叶片气动载荷和风轮近尾流场的数值模拟。将势流数值模拟、叶素动量理论和计算流体力学CFD方法的计算结果与实验数据进行了对比分析。结果表明使用速度面元法计算风轮绕流场具有较高的计算精度和求解效率,为大规模风力机群的流场计算和出力预报提供支撑。     

基于分叉修正面跳跃轨线的绝热和透热布居计算方法

对标准散射问题的非绝热动力学模拟,分叉修正面跳跃已被证明是一种可提高传统最少面跳跃性能的可靠方法[J. Chem. Phys. 150,164101 (2019)]. 本文研究了如何分析分叉修正面跳跃轨线,以得到可靠的绝热和透热布居. 研究了一系列一维二能级散射模型,以量子精确解和最少面跳跃结果为参考,发现分叉修正面跳跃方法可以得到接近精确解的含时布居. 特别地,不同的轨线分析方法在不同的表象下会得到明显不同的结果. 具体来说,轨线占据数方法在计算绝热态布居时表现更好,而波函数方法可以得到更可靠的透热态布居.     

热应力边界元法中几乎超奇异积分的计算

通过分部积分变换将热弹性力学应力边界积分方程中的超奇异积分转化为强奇异积分,然后与另一个强奇异积分求和,得到仅含几乎强奇异的热应力自然边界积分方程.再对其中的几乎强奇异积分施以正则化,消除了热弹性力学边界元法中的几乎奇异积分,可以准确计算出热弹性力学问题中近边界内点的热应力.算例证明了方法的有效性.     

响应面法的杆式超声电机有限元模型修正

现有杆式超声电机的有限元模型大都采用连续复合材料的简化结构形式,忽略了实际超声电机各部件间的接触特性,导致计算结果与实验结果具有较大偏差。针对该问题,提出了一种采用响应面法的杆式超声电机有限元模型修正方法,来获得高精度的有限元模型。该方法考虑了超声电机螺栓预紧力及各部件接触界面的法向接触刚度和摩擦系数,筛选出显著影响电机工作模态的参数,建立响应面模型替代超声电机的有限元模型实现快速计算结构响应的目的,并以实验模态分析结果为目标对模型进行修正。修正结果表明,修正后的模型模态频率的平均误差由修正前的1.20%降到0.21%,模型精度得到明显改善,表明以响应面的有限元模型修正方法对杆式超声电机以及类似夹心式压电振子的设计具有应用价值。     

基于喷嘴喉部参数计算的喷射器理论模型修正

考虑喷嘴渐扩段工质流动损失,对以喷嘴喉部参数为中间计算步骤的缩放型喷嘴喷射器理论模型进行修正,采用公开发表文献上的实验数据对修正模型进行了验证,分析了工况条件和工质种类对渐扩段等熵效率的影响。结果显示,修正模型计算的喷射器引射率更接近文献实验数据,工质为R141b、R245fa、R134a时,最小误差分别为0.37%、-0.71%、-1.49%;修正模型渐扩段等熵效率同时受工况条件和工质性质的影响,工质为R141b时,渐扩段等熵效率的取值随工作流体温度增加而增大,随引射流体温度的增加而减小;工质为湿工质时,喷嘴渐扩段等熵效率应取较小值。     

基于迭代修正的液晶相控阵激光雷达波控数据获取

分析了影响液晶相控阵波控数据获取的几个关键因素,在此基础上通过计算期望相位面与实际相位面的相位差,提出一种基于迭代修正的波控数据获取方法,该方法可通过改变加载在液晶阵列上的参考电压或改变参考相位面实现。讨论了算法关键参数的选择。通过仿真进一步研究了液晶特性曲线范围和高斯初始相位对波控数据获取的影响。仿真结果表明:该方法能获得比较准确的波控数据;液晶特性曲线范围对波控数据的准确获取非常重要,当曲线范围较大时,液晶相控阵可补偿高斯光束引入相位的影响。     

二维管道充填过程的修正SPH模拟

通过施加一种密度初始化方法对传统光滑粒子动力学(SPH)方法进行修正,提出一种修正SPH方法.同时,为了提高边界上数值计算的准确性,提出一种新的固壁边界处理方法.通过修正SPH方法模拟液滴拉伸问题和溃坝问题,验证修正SPH方法的准确性和可靠性.随后,对研究很少的管道充填过程进行修正SPH模拟,并讨论Re对流场及涡的影响.数值结果表明,修正SPH方法能够准确模拟牛顿流体管道充填过程,且流动受Re的影响较大.     

一种基于连续核函数展开的跨声速气动力修正法

现有的跨声速修正面元目的 大多难以准确修正非定常压强系数的虚部.结合下洗修正目的 和连续核函数展开法(Successive Kernel Expansion Method),发展了一种新的修正目的.计算ONERA M6机翼的非定常气动力,与传统修正目的 比较,结果表明该目的 具有更高的精度.将改进的非定常气动力用于机翼的跨声速颤振分析,较好地预测了机翼在跨声速区域的非线性颤振特性.     

一种高精度的修正Hermite-ENO格式

设计一种基于三单元具有六阶精度的修正Hermite-ENO格式（CHENO）,求解一维双曲守恒律问题.CHENO格式利用有限体积法进行空间离散,在空间层上,使用ENO格式中的Newton差商法自适应选择模板.在重构半节点处的函数值及其一阶导数值时,利用Taylor展开给出修正Hermite插值使其提高到六阶精度,并设计了间断识别法与相应的处理方法以抑制间断处的虚假振荡;在时间层上采用三阶TVD Runge-Kutta法进行函数值及一阶导数值的推进.其主要优点是在达到高阶精度的同时具有紧致性.数值实验表明对一维双曲守恒律问题的求解达到了理论分析结果,是有效可行的.     

紧致方法对流动换热及静态分岔的模拟

发展了基于投影法的紧致方法求解流动换热问题,对顶盖驱动流和侧壁加热的方腔内自然对流换热问题进行了数值模拟。与其它传统方法相比,紧致方法能在较少的网格结点下获得精度较高的计算结果。进一步,采用所发展的紧致方法对不同工况下的Rayleigh-Benard对流及其静态分岔现象进行了数值模拟。数值计算结果表明当长宽比变大时,底部努塞尔数会有小幅度增加。当长宽比为8时,用所发展的紧致方法不同的初场可以得出三种不同的流场和温度场。与基于QUICK格式的SIMPLE算法相比,所发展的紧致方法可以多预测一种静态分岔现象。     

近红外光谱的古筝面板用木材等级识别研究

目前民族乐器古筝面板用板材的等级主要依靠乐器技师凭借个人经验进行判断,此方法受限于有丰富经验的技师且容易受其主观判断影响。针对此现状,以用于制作古筝面板的泡桐木材为实验样本,提出了一种利用近红外光谱结合改进的BP神经网络方法,实现快速识别古筝面板用板材的不同等级。近红外光谱可以表征丰富的物质结构与组成信息,并且测量仪器成本较低,附件形式多样化,所以针对泡桐板材的近红外光谱实验分析有实用意义首先进行光谱去噪,消除系统误差等以提高光谱分辨率,根据均方根误差与信号平方和作为多种预处理方法评价指标,选取一阶导数为本实验最终预处理方式,15为合适的滤波去噪窗口大小,然后通过主成分分析法压缩数据以及马氏距离法剔除建模集异常样本,从而建立更具代表性的建模集。然后通过聚类分析无监督学习方法进行板材等级分析,证明板材分级的可行性。由于H₂O在近红外光谱区域具有较大吸收,根据实验光谱分析结果,不考虑其基频振动波段5 396.0～4 978.0 cm-1区域和第一泛音振动波段6 800～7 000 cm-1区域,仅考虑剩余近红外光谱波段信息,将不同光谱信息波段组合,共七种组合波段区域作为神经网络模型的输入,进行面板板材等级识别模型实验。对传统的BP神经网络模型作改进。BP神经网络中学习率的设置采用自适应学习率优化策略,弥补传统神经网络训练速率慢等劣势。同时采用交叉熵函数作为代价函数,从而加快权重的更新速度。选取Relu函数作为输入层与隐藏层之间的传递函数,提高了模型训练速度,有效防止过拟合的发生。选取Softmax函数作为最后一层的传递函数,以此减少复杂计算,构成该研究最终BP神经网络模型。选取不同数量的主成分变量所能提取的光谱信息量不同,通过不断增加主成分个数和调整参与模型的光谱波段区间,调整BP神经网络模型的输入,当主成分个数为11和光谱区间为10 000～7 000和4 976～4 000 cm-1时,未知样本识别率达到99.7%,所选光谱区间涵盖C-H等基团全部特征信息。研究结果表明,近红外光谱结合神经网络可以对不同等级的泡桐木材进行有效的识别,降低人工检测误差,缩短板材分级时间,更好地满足乐器市场需求。     

A Macro Model for Traffic Flow with Consideration of Static Bottleneck

In this paper, we develop a macro model for traffic flow with consideration of static bottleneck to explore the impacts of static bottleneck on traffic flow. The analytical and numerical results show that the proposed model can qualitatively describe the equilibrium flux, uniform flow and small perturbation under the action of a static bottleneck.     

A Macro Model for Traffic Flow with Consideration of Static Bottleneck

In this paper, we develop a macro model for traffic flow with consideration of static bottleneck to explore the impacts of static bottleneck on traffic flow. The analytical and numerical results show that the proposed model can qualitatively describe the equilibrium flux, uniform flow and small perturbation under the action of a static bottleneck.     

基于Chebyshev-Taylor-Fourier混合级数模型函数的多源气动数据融合方法

针对飞行器气动力多源数据融合、 飞行试验气动辨识问题,提出了一种基于Chebyshev-Taylor-Fourier混合级数模型函数、不确定度平衡权函数和加权最小二乘原理的多源数据融合和辨识方法.该方法采用二元Cheby-shev级数、Taylor级数和Fourier级数技术建立飞行器气动模型函数,采用权函数技术平衡各...     

低场脉冲NMR中静磁场不均匀性的射频场补偿

在低场脉冲核磁共振实验中为了增大射频激励的带宽,通常采用的方法是提高射频激励磁场的场强. 针对共振区域中静磁场的不均匀性,本文提出了根据共振区域中的静磁场分布设计射频线圈以提高射频激励带宽,并用目标场方法实现了这一构想. 