基于动力学模态分解的大跨度平屋盖风压场研究

采用经过嵌入维数改进的动力学模态分解(DMD)方法和本征正交分解(POD)方法对大跨度平屋面的随机风压场进行分析。结果表明:利用Takens嵌入定理来增加原始快照矩阵的空间维数,能够挖掘风洞试验数据集中隐藏的模糊动态特征;POD和DMD的模态分布均能够反映脉动压力场典型漩涡的主要特征,但POD的每个模态包含多个频率的信息,这在一定程度上让POD的模态成为多个频率段脉动的耦合,而DMD方法分解模态是单频模态并且可以得到每个模态的稳定性。相同比例的POD模态所占的能量比例大于DMD模态结果,但当使用相同比例的模态进行脉动风压场重构时,DMD方法比POD方法的重构结果更能够描述和契合原始脉动压力场的局部特征,这是由于DMD方法是直接对压力场进行重建,而POD方法主要是重建能量场,因此在揭示随机风压场时空演化特征,DMD方法更具优势。     

基于POD降阶方法的复合材料曲壁板颤振响应特性研究

建立了三维复合材料曲壁板的气动弹性有限元方程,将本征正交分解方法(POD)应用于三维复合材料曲壁板的非线性颤振响应降阶分析中,通过POD方法构造三维复合材料曲壁板颤振响应的POD模态,然后将系统的运动方程变换到POD模态坐标下,通过数值积分方法计算三维复合材料曲壁板的颤振响应,与传统的模态缩减法计算结果相比,结果很好的吻合,且大大节省了计算时间。     

二维壁板颤振的本征正交分解降阶模型研究

针对二维壁板颤振问题,基于Galerkin方法和本征正交分解(POD)方法,发展了兼具高效性和全局性的降阶模型(ROM)。简述了二维壁板颤振的经典Galerkin解法,及在物理空间上提取POD模态和建立ROM的传统方法。为简化流程和提高效率,发展了一种在Galerkin基函数所张成的模态空间上进行POD模态提取与ROM建立的新方法,并证明了该方法与传统POD-ROM的等效性。随后,通过对系统典型响应的POD模态分析,表明POD模态可高效反映系统的最本质特征。基于混沌响应下的POD模态建立了ROM,并用其详细研究了系统的分岔特性和稳定区域边界。计算表明该POD-ROM与Galerkin方法的计算精度非常接近,计算效率却有大幅提升。该方法可推广应用于其他复杂动力系统的ROM构建。     

离心泵叶轮内非定常流动的动态模态分解分析

为了精确分析离心泵叶轮内复杂的非稳态流动特性,基于泵内流动的大涡模拟(large eddy simulation, LES)数值计算结果,在设计工况及小流量工况下对叶轮内非定常相对速度场进行动态模态分解(dynamic modal decomposition, DMD),得到能够反映叶轮内复杂流动特征的前4阶主要模态及其相应的频率信息。分析结果表明：DMD方法能够有效识别叶轮内复杂流动的脉动频率,提取出相应的流场结构,将叶轮内复杂的流场特征分解为基本模态特征、反映叶轮流道内流动分离及不稳定涡结构的高阶动态模态特征;基本模态能够反映由流道几何形状引起的叶轮出口高速射流区与低速尾迹区及叶片背面流动分离区域。设计工况速度场2阶～4阶动态模态流场反映出叶轮内流动受蜗壳干扰在叶片背面产生的流动分离及不稳定涡结构脱落特征;小流量工况速度场动态模态表征了由于叶轮旋转及蜗壳干扰在流道内发生流动分离、失速等流场特征。通过DMD方法能够有效地对叶轮内重要流场结构进行低维近似,清楚地分析离心泵叶轮内复杂流场的非定常特性。     

均值对随机场POD分解影响机理

基于POD方法的理论基础与数学矩阵分析,通过引入随机场均值的相关矩阵及对均值相关矩阵的POD分解,阐述均值对随机场完整信号和脉动信号POD分解的影响机理。以双曲冷却塔模型和闭口箱梁模型的断面风压场POD分解实例,分析风压均值的影响,并验证上述理论解释的合理性。尽管随机场均值并不影响POD方法对随机场的分解和重建过程,但两种信号分解得到的各阶参数如本征值、本征模态及主坐标都只是所采用信号特性的反映而不能相互混淆。以完整信号分解得到的各阶参数都将受到随机场均值的影响,尤其是低阶参数。由于实际使用中对随机场的信号均值和脉动信号多分别对待,因此在POD分解中应使用脉动信号构建相关矩阵以完全反映脉动信号的特性,从而避免信号均值的影响。     

基于多元EMD-AM/FM分解的多点非平稳雷暴风速模拟

雷暴风对建筑物和输电线塔等结构具有很大的破坏性。为了准确估算结构的动力响应,获得可靠的风速样本至关重要。该文结合多元经验模态分解（MEMD）,调频函数/调幅函数（AM/FM）分解和本征正交分解（POD）建立了基于时频分析的非平稳多点风速的模拟方法。第一,采用MEMD分解多点风速,产生固有模态函数;第二,采用AM/FM分解计算各点的固有模态函数的瞬时频率和瞬时幅值;第三,利用POD对瞬时频率解耦;第四,将瞬时幅值和解耦后的瞬时频率用于重构多点非平稳风速。实测多点雷暴风的模拟结果表明： MEMD-AM/FM分解-POD方法能满意地模拟多点非平稳雷暴风速。     

POD法在定日镜风振响应计算中的应用

定日镜结构风振响应中有多个振型参与,利用完全二次型组合法(CQC)可以考虑各振型间的耦合作用,得到精确结果,但计算量很大,因此提出将随机风场本征正交分解(POD)技术运用到定日镜结构响应计算中.首先给出了POD法原理,讨论了如何将POD法与CQC法结合进行结构脉动响应的频域分析;然后利用POD法分解风洞试验中多通道电子式压力扫描阀系统同步采集到的定日镜表面风压时程,分析了其本征向量的分布特点,以及各阶模态的贡献情况;最后计算出定日镜风致位移响应的均方根,并且对比采用不同阶数模态缩减得到均方根响应的误差.结果表明将POD法引入到风振响应分析中可以大大减少计算工作量并且能保证足够的精度.     

基于变分模态分解与深度卷积神经网络的滚动轴承故障诊断

针对滚动轴承振动信号非平稳、非线性特点以及特征提取困难问题,提出一种基于变分模态分解(VMD)与深度卷积神经网络相结合的特征提取方法并应用于滚动轴承故障诊断.利用VMD将原始振动信号分解得到若干不同频率的限带本征模态分量,通过卷积网络中的多组卷积核自动学习各模态数据的不同特征,保证了特征提取的自适应性、全面性和多样性....     

基于核极限学习机的多变量非平稳脉动风速预测

运用快速集合经验模态分解(FEEMD)技术将非平稳下击暴流风速分解为一系列的固有模态分量。随后,建立核极限学习机(KELM)非平稳风速预测模型(FEEMD-KELM),分别对分解后的非平稳脉动风速训练集和测试集实施预测。为比较,同时考虑了FEEMD-ELM的预测结果。通过比较这两种预测算法的结果,在非平稳下击暴流风速预测的稳定性和精度方面,发现FEEMD-KELM优于FEEMD-ELM。     

改进AMD广义形态分形维数和KFCMC的液压泵故障诊断方法

针对液压泵故障诊断问题,提出了一种基于改进解析模态分解(AMD)、广义形态分形维数(GMFD)和核模糊C均值聚类(KFCMC)相结合的新方法。根据故障特征频率先验知识,在有效二分频范围内对实测液压泵多模态故障振动信号进行AMD分解,并基于欧氏距离法选定实现最优分解的二分频;将基于最优二分频所提取含有丰富运行特征信息的故障分量信号作为数据源,并提取GMFD作为特征向量;利用KFCMC实现对液压泵不同故障的诊断。此外,还利用原始AMD、经验模态分解(EMD)、集总经验模态分解(EEMD)、局部均值分解(LMD)、变分模态分解(VMD)和模糊C均值聚类(FCMC)方法对上述信号进行分析,结果表明所提方法效果要优于上述传统分解和诊断方法。通过对仿真和实测液压泵故障振动信号的实验验证,表明该方法可以有效地诊断液压泵不同故障。     

航空发动机气动附加阻力修正测点布置与试验

通过对某型发动机的室内试车间的整场流场特性进行数值模拟研究,得到发动机试车间内的流场状况,分析了试车间内的速度、静压等物理量,绘制整场流线,针对试车间的气动附加阻力截面法修正方法,研究了在不同截面下的速度、静压变化规律,为气动附加阻力修正截面法在实际试车中的测量布点提供了依据,并且做了某型发动机室内试车台的实测试验,得到了测量及计算结果。结果表明,数值模拟可以清晰的模拟出试车时的整场状态,能得到实测不便测量部分的数据,可以对试车间不便搭建测量的位置进行补充,基于仿真得到的测点布局满足测量和计算的需求。     

伞弹系统外流场数值仿真方法研究

为了探寻一种适用于降落伞减速的灵巧子弹伞弹系统的气动特性数值仿真方法,本文针对某子弹及伞采用有限体积法求解不可压流的N-S方程,K-ERNG 湍流模型,对其外流场特性进行了数值仿真分析计算,仿真结果与理论分析及试验结果基本一致,表明该方法对具有伞弹系统的子弹外流场的数值仿真是有效可行的,可以近似模拟风洞试验.     

扑翼飞行器气动力测量技术研究进展与展望

扑翼飞行器是一种仿照鸟类飞行的新概念小型无人飞行器,区别于传统固定翼和旋翼飞行器,它主要通过机翼扑动与空气相互作用来提供飞行动力,从而实现飞行器的姿态变动。扑翼飞行器气动特性测试的实质是揭示在非定常流场环境下,扑翼飞行器气动力的产生机制,以及相关扑翼飞行器设计参数对气动特性的影响。通过气动试验方法为扑翼飞行器飞行控制和结构优化等研制工作提供数据支持,将对新型扑翼飞行器理论研究以及飞控品质的提升起到巨大的推动作用。     

飞行器机翼气动/结构耦合优化设计研究

基于CFD/CSD耦合数值计算,以升力特性为优化目标,采用响应面算法优化光固化树脂材料的轻质F4风洞模型构型,寻得6个优化解,并采用光固化快速成型技术(SL)制作这6个F4风洞实验模型。实验结果表明：6个模型升力特性与国外静气动弹性修正后的结果较接近(特别是6#模型最为接近机翼弹性变形的三维效果),初步证明该文发展的气动/结构耦合优化设计方法基本可行,既为基于SL技术的轻质模型高速风洞应用提供了支持,又为多气动参数的飞行器气动/结构耦合优化和风洞试验数据静弹性修正建立了工作基础。     

薄膜型声学超材料隔声特性研究

由风管及局部构件中气流所产生的气动噪声一直是空调风管系统面临的主要问题之一，在系统设计阶段对管件中的气动噪声进行准确的计算具有重要的工程意义。对比我国与其他国家指导规范中空调风管系统气动噪声计算的相关内容后，发现主要差异集中于三通管件处气动噪声的计算。为探究各计算方法的准确性，对三通管件的气动噪声进行了实验测试和数值模拟。通过实验研究发现《ASHRAE Handbook》中噪声算法所得结果与实测数据更为接近，由数值模拟也得到相似结果。同时，实验与模拟中均发现干管出口端噪声水平低于支管出口端，这与《ASHRAE Handbook》所述矛盾。故认为《ASHRAE Handbook》中三通气动噪声算法更准确，但其对干管出口端噪声的描述存在问题。     

基于风洞试验和数值模拟的双矩形断面涡振气动干扰研究

采用节段模型风洞试验和CFD数值模拟对宽高比为5∶1的双幅矩形断面涡振气动干扰进行了研究。分析了不同水平间距对双矩形断面竖弯和扭转涡振响应的影响。在水平间距比为1.2时进行了动态压力测试,并分别对竖弯和扭转涡振风速下的脉动风压场进行POD分析。结果表明双矩形断面间存在显著的气动干扰,且一般而言下游断面的涡振响应大于上游断面。前两阶本征模态与双矩形断面涡振相关联,由前两阶本征模态可重构脉动风压场。CFD数值模拟的结果表明双矩形断面的涡振符合“撞击剪切层失稳机制”,且一个周期内上游断面下风向以及下游断面上风向区域的流动变化较为显著。CFD模拟与POD分析的结果相符合,两者相结合可用于分析双矩形断面的涡振现象。     

Aircraft parameter estimation — A tool for development of aerodynamic databases

With the evolution of high performance modern aircraft and spiraling developmental and experimental costs, the importance of flight validated databases for flight control design applications and for flight simulators has increased significantly in the recent past. Ground-based and in-flight simulators are increasingly used not only for pilot training but also for other applications such as flight planning, envelope expansion, design and analysis of control laws, and handling qualities investigations. Most of these demand a high-fidelity aerodynamic database representing the flight vehicle. System identification methodology, evolved over the past three decades, provides a powerful and sophisticated tool to identify from flight data aerodynamic characteristics valid over the entire operational flight envelope. This paper briefly presents aircraft parameter estimation methods for both stable and unstable aircraft, highlighting the developmental work at the DLR Institute of Flight Mechanics. Various aspects of database identification and its validation are presented. Practical aspects like the proper choice of integration and optimization methods as well as limitations of gradient approximation through finite-differences are brought out. Though the paper focuses on application of system identification methods to flight vehicles, its use in other applications, like the modelling of inelastic deformations of metallic materials, is also presented. It is shown that there are many similar problems and several challenges requiring additional concepts and algorithms.     

Effect of flapping kinematics on aerodynamic force of a flapping two-dimensional flat plate

Potential applications of flapping-wing micro-aerial vehicles (MAVs) have prompted enthusiasm among the engineers and researchers to understand the flow physics associated with flapping flight. An incompressible Navier–Stokes solver that is capable of handling flapping flight kind of moving boundary problem is developed. Arbitrary Lagrangian–Eulerian (ALE) method is used to handle the moving boundaries of the problem. The solver is validated with the results of problems like inline oscillation of a circular cylinder in still fluid and a flat plate rapidly accelerating at constant angle of attack. Numerical simulations of flapping flat plate mimicking the kinematics of those like insect wings are simulated, and the unsteady fluid dynamic phenomena that enhance the aerodynamic force are studied. The solution methodology provides the velocity field and pressure field details, which are used to derive the force coefficients and the vorticity field. Time history of force coefficients and vortical structures gives insight into the unsteady mechanism associated with the unsteady aerodynamic force production. The scope of the work is to develop a computational fluid dynamic (CFD) solver with the ALE method that is capable of handling moving boundary problems, and to understand the flow physics associated with the flapping-wing aerofoil kinematics and flow parameters on aerodynamic forces. Results show that delayed stall, wing–wake interaction and rotational effect are the important unsteady mechanisms that enhance the aerodynamic forces. Major contribution to the lift force is due to the presence of leading edge vortex in delayed stall mechanism.     

空调室内机贯流风扇流动噪音的仿真研究

空调室内机空气流动噪音是影响室内舒适性的重要因素,为此对室内机贯流风扇的非定常流场及噪音特性进行了数值分析。采用非均匀滑移网格和RNG k-ε湍流模型对不可压缩流体非定常流动的Navier-Stokes方程进行求解,并采用Ffowcs-Williams and Hawkings模型对空气流场和噪音进行关联,对空调室内机内空气非定常流场及流动噪音进行数值分析,并与实验结果进行比较。结果表明,采用此方法对计算的流动噪音的声音品质和声谱特性都与测量结果有较好的吻合,为空调器空气流场的优化设计和降低空调器风扇及空气流动噪音的研究提供了有效工具。     

多翼离心风机气动噪声计算与降噪设计研究

以船用空调通风系统中多翼离心式风机为对象,建立风机内部流体三维建模,采用CFD软件进行稳态与非稳态计算.将得到的风机内部流场结果导入LMS Virtual.Lab声学软件中进行噪声预估,同时与实验结果对比,验证风机气动噪声计算的准确性.根据分析得知,风机气动噪声主要噪声源位于叶轮处并且与其内部流场分布和自身结构密切相关...