基于代理模型的功能梯度梁的材料特性参数反求

针对功能梯度材料参数的反求问题,提出了一种基于代理模型的反求方法。应用有限元软件建立功能梯度梁的波动响应模型,获得模型在激振力作用下的动态位移响应。通过试验设计选取合理的样本点,建立响应面模型代替有限元软件作为程序的正问题求解器,遗传算法作为反问题求解器,用添加不同噪声水平的峰值位移来模拟反求模型的实际输入作为整个算法的输入数据,最终获得材料的体积参数。以实际SiC-C功能梯度梁为算例,分析了单次正弦激振力下,有限元软件获得的动态响应,并根据获得的位移响应应用遗传算法来反求SiC-C梁的体积分数。算例验证了本方法的有效性。基于代理模型的反求方法避免了多次调用正问题求解器,提高了计算效率。      

混凝土Johnson-Holmquist 本构模型关键参数研究

在防护工程的定量分析中,确定合理的混凝土本构参数是提高计算和设计可靠度的基础。为此,采用理论分析、实验和数值模拟的方法研究了混凝土Johnson-Holmquist (JH)模型的参数取值问题,运用灵敏度分析识别了JH 模型的关键参数,通过总结相关文献提供数据并进行统计分析确定了三段式经验状态方程,提出了通过假三轴实验获取极限面参数A、B、N、S_max的方法,并结合实验与文献数据确定了不同强度类型混凝土的极限面参数组,分析了被动围压SHPB实验中的应变率效应,拟合了应变率200s-1~500s-1范围的率相关参数。最后对工程计算中JH模型参数的取值提出了建议,并给出了3个数值计算案例。     

基于响应面法的层间隔震结构地震易损性分析

考虑地震动和结构物理参数不确定性,提出一种基于响应面法的层间隔震结构地震易损性分析方法。以中心复合设计方法建立地震动-层间隔震结构样本,对系统样本模型进行非线性动力时程分析,分别建立层间隔震结构各子结构的响应面模型,在此基础上采用蒙特卡洛模拟获得易损性曲线。分析结果表明,提出的方法计算量少、精度高,有效提高了易损性分析作为层间隔震结构性能评估的时效性,具有较大的工程应用前景。     

基于全局敏感性的自适应模型更新混合模拟方法

基于全局敏感性(global sensitivity, GS)的模型更新混合模拟方法可以有效提升混合模拟精度并拥有较高的计算效率,然而该方法易陷入局部最优值。为解决此问题,在GS方法的基础上引入了动量和自适应步长的概念,提出了基于全局敏感性的自适应(global sensitivity adaptive, GS-A)模型更新混合模拟方法。以钢框架模型为例,对8个本构参数和模型几何参数进行参数识别,利用均匀设计试验方法,建立11个模型更新案例,分别进行了不更新、GS方法和GS-A方法的数值模拟分析。33组数值模拟案例参数识别过程、位移时程的对比分析表明：GS-A方法相对于GS方法,解决了参数组合陷入局部最优的问题,具有较高参数识别的精度和稳定性,提升了模型更新效果。     

基于动态近似边界条件的气动弹性数值模拟

发展了一种利用欧拉方程计算非定常气动力的数值方法,通过在固定物面边界上满足动态近似边界条件计算出非定常气动力,避免了在每个时间步重新生成网格或需用动网格技术进行网格变形处理过程,提高了计算效率。运用这种方法计算了一系列非定常气动力算例,并与非结构动网格准确边界条件下的欧拉方程解和实验数据进行了比较,进一步分析了翼型俯仰角和马赫数对非定常气动力相对误差的影响。将气动力解算器与结构方程耦合进行气动弹性数值模拟,计算了跨音速具有S型颤振边界的二元气动弹性标准算例-Isogaiwing。算例结果表明,利用动态近似边界条件的欧拉方程具有简便、高效的特点,并能在小振幅情况下得到与精确边界条件精度相当的非定常流场解,还可以用于气动弹性分析。     

研发硬质合金的集成计算材料工程

用于研发硬质合金的集成计算材料工程是将微观(10~(-10)10~(-8)m)、细观(10~(-8)10~(-4)m)、介观(10~(-4)10~(-2)m)和宏观(10~(-2)10 m)等多尺度计算模拟和关键实验集成到硬质合金设计开发的全过程中,通过成分-工艺-结构-性能的集成化分析,把硬质合金的研发由传统经验式提升到科学设计,从而大大加快硬质合金材料的研发速度,降低研发成本.本文详细阐述了第一性原理计算、CALPHAD方法、相场模拟和有限元模拟等计算模拟方法及各种微结构表征和性能测定的实验方法,论述了其在硬质合金研发中所发挥的具体作用.基于集成计算材料工程,提出了从用户需要、设计制备和工业生产的3个层面研发硬质合金的具体框架.通过应用实例,展示了集成计算材料工程在新型硬质合金研发中的强大功能,为新型硬质合金的设计和开发提供了新模式.     

随机激励下风机齿轮箱动力学建模及故障特征提取

研究随机激励下的风机齿轮箱动力学特性,同时对典型的早期局部齿形故障特征进行提取。首先,建立了具有十六个自由度的风机齿轮箱动力学模型,模拟了多组随机不确定风载数据并作用在模型上进行仿真计算,通过分析内部齿轮振动信号的时频谱图和概率密度函数,研究随机不确定风载对齿轮箱动力学特性的影响。其次,在模型中考虑不同程度的齿面缺陷故障,运用同步小波压缩方法对仿真计算得到的齿轮振动信号进行分析。研究结果为分析不同工况下的风机齿轮箱动力学特性提供参考。     

基于灵敏度分析和不同数据融合的损伤识别方法

提出了一种基于灵敏度分析和不同数据融合的有限元模型识别法,对结构的局部损伤进行识别。在正问题研究中,将结构的局部损伤模拟为结构单元杨氏模量的减少。在反问题中,通过建立实测数据与计算数据的残差为目标方程,引入灵敏度分析与正则化技术,将非线性方程转化为线性方程,进而通过迭代法进行求解。在实际工程中,往往会获得许多不同类型的数据,如模态、频响函数、静力位移数据,不同的数据其相应的灵敏度分析是不同的。假如只单独采用某一种数据,数据量过少且受到结构模型误差的影响会较大,通过数据的加权和融合使得目标方程含有尽可能多的实测信息。最后,通过框架和板两个数值算例表明,该方法能有效识别结构的局部损伤,且具有识别精度高,对模拟的测量噪声不大敏感的优点。     

涡轮叶片模具三维模型重构及误差分析

为了得到涡轮叶片模具制造误差量化分析结果,提出基于模型重构技术的误差检测方法。分别根据理论设计数据和实物测量数据建立了涡轮叶片模具的三维设计模型和实物模型,设计模型将为误差分析提供理论依据,通过两个模型配准和型面误差分析,得到量化制造误差。研究结果可用于类似的零件的数字化检测和误差分析。     

翼型尾流干涉下的柱体结构涡振特性研究EI北大核心CSCD

翼型尾流干涉下柱体结构涡激振动(vortex induced vibration,VIV)特性的准确预测是翼型-柱体耦合结构振动控制研究的关键。为了研究翼型位置参数对柱体结构涡激振动特性的影响,基于计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)、结构动力学以及嵌套网格技术建立翼型-双自由度柱体耦合结构的流固耦合动力学仿真模型。通过与国外文献试验数据对比,验证了该研究建立的数值模型的准确性。计算结果表明,在较小的约化速度下翼型尾流干涉的柱体横向振幅和频率比微小于单柱体,约化速度较大时会大于单柱体。不同的翼型与柱体之间的距离会使柱体横向振幅和频率比发生变化,在距离为3D时取得最大横向振幅。不同攻角的翼型也对柱体的影响不同,柱体的横向振幅和频率比在攻角为100°时取得最小值。     

基于数论网格法与Morris法的翼型气动特性敏感性分析

针对在风力机翼型气动特性敏感性分析中计算效率较低的问题，提出了一种基于数论网格（number theoretic net，NT-net）法与Morris法的翼型气动特性敏感性分析方法。首先，构建了拟合精度较高的翼型参数化模型；其次，阐述了NT-net法的计算原理，采用NT-net法对翼型参数化模型的多项式系数进行抽样；然后，以风力机翼型S832为研究对象，采用Morris法进行翼型气动特性的全局敏感性分析；最后，进一步分析在特定工况下风力机翼型参数化模型的多项式系数对翼型外形及气动特性的影响。结果表明：影响翼型气动特性的主要因素依次为翼型的最大相对厚度和最大相对弯度、前缘半径和后缘厚度；当来流攻角较小时，最大相对厚度和最大相对弯度取适当的较小值、前缘半径取适当的较大值可有效增强该工况下风力机翼型的气动特性，同时也验证了NT-net法的计算效率更高。研究结果为风力机翼型气动设计提供了理论参考。     

等离子体射流控制机翼气动力矩的实验研究

为考察火花放电等离子体射流控制机翼气动力矩的效果,在NACA0021平直机翼模型上安装火花放电等离子体射流发生器,通过改变射流发生器安装位置、射流角度及加载电参数,研究其控制机翼模型气动力矩的性能及机理。在NACA0021机翼模型近前缘处,布置2个火花放电等离子体射流发生器,采用气动力测量技术,在来流风速为20 m/s时测得,攻角-4°~10°时,滚转力矩系数最大减小了0.0024,攻角为12°~16°时,滚转力矩系数最大增加了0.0021;偏航力矩系数最大减小了0.00097。实验研究结果表明:等离子体射流可改变机翼模型横航向气动力矩,并可通过改变射流角度和加载电压频率调节等离子体射流控制横向气动力矩的效果。     

Design and Optimization of airfoils in non-stalling incompressible flow with a prescribed range of the angle of attack

A simple and reliable method of aerodynamic design of airfoils is proposed for a given range of the angle of attack. The method is based on the solution of a new inverse boundary-value problem of aerohydrodynamics. In the problem the initial velocity distributions are given along the contour of the required airfoil as a function of the are co-ordinate for extreme values of the angle of attack from a fixed range. We justify a method of choice of these distributions which guarantees a non-stalling flow around the airfoil. The problem of airfoil optimization is also considered. Results of numerical calculations are presented.     

旋翼翼型高速风洞动态试验装置研制

为弥补国内在旋翼翼型高速风洞动态试验模拟能力和测试精度方面的不足,基于FL-20连续式跨音速风洞,提出采用双端同步驱动旋翼翼型试验模型的方式,设计了一套高速风洞动态试验装置。该装置依托双天平动态载荷测量结合表面动态压力测量的方式,可提高旋翼翼型动态气动载荷的测量精度。风洞试验结果显示：当旋翼翼型试验模型的俯仰振荡幅值为10°时,其振荡频率可达17 Hz,且试验马赫数为0.6,雷诺数达到5×10⁶,处于国际领先水平。所研制的动态试验装置及其相关测试技术具有较高的可靠性,且试验数据可靠、规律合理,具备了开展高速风洞动态试验的能力,可为旋翼翼型动态失速问题的研究以及真实直升机试验参数的模拟提供重要的技术支撑。     

基于P-Rob六自由度机械臂运动学建模与仿真

目的为实现后续机械臂控制算法研究,检验机械臂运动学模型构建的正确性,基于PersonalRobotics,对六自由度机械臂进行运动学模型构建和轨迹仿真。方法通过标准D-H法建立运动学模型,实现机械臂的正、逆运动学方程求解,根据机械臂的结构特性,对传统逆向运动学求解的解析法进行改进。结果使用仿真软件Matlab验证了运动学模型建立的准确性,改进的逆向运动学求解算法降低了传统求解算法的复杂度。使用仿真软件Matlab验证了运动学模型建立的准确性,并通过Matlab对改进的逆行运动学求解方法进行了验证,结果表明,改进的逆向运动学求解速度是传统逆向运动学求解速度的一半。结论根据六自由度机械臂的运动学研究,对实际机械臂的运动控制具有一定的参考价值。在实际的P-Rob机械臂上进行了仿真数据的测试,再次验证了运动学模型建立的准确性,仿真数据可应用于实际的机械臂控制中。实验现象表明针对此机械结构的机械臂,使用改进解析法求解逆解的方法计算简单、误差小、可行性强。     

高超声速机翼颤振的LQR主动控制系统设计

基于LQR（Linear Quadratic Regulator）方法研究了高超声速机翼颤振的主动控制系统的设计。首先，针对同时具有结构立方非线性和气动非线性的高超声速飞行器的二元机翼模型，通过对其在零平衡点的特征值进行分析，得到系统的Hopf分叉点。然后确定系统的性能指标，基于LQR方法设计了高超声速机翼颤振主动控制系统，有效地抑制了Hopf分叉点处持续振荡的颤振，算法简单，易于工程实现。最后通过仿真验证了控制方法的有效性。     

增设主梁下风侧翼板抑制悬索桥架设阶段颤振的研究

本文首先建立了下风侧附加翼板桥梁主梁截面的自激气动力模型。以某悬索桥设计方案为工程背景,应用多模态颤振分析方法,分析了该桥架设阶段颤振临界风速的发展趋势。以其中最危险的架设阶段为例,研究了主梁下风侧设置翼板这种控制措施对系统颤振的控制效果。分析表明,主梁下风侧附加翼板对于悬索桥架设阶段的颤振是一种有效的气动控制措施。     

基于多体动力学方法大型风力机台风致响应特性与偏航影响

为研究强台风下考虑偏航效应的大型风力机气动力及动态响应特征,以美国可再生能源实验室5 MW风力发电机组为研究对象,基于多体动力学及混合多体系统建模方法,建立了整机刚-柔混合多体动力学模型,并对该模型进行了动力特性分析与模型有效性验证。同时,基于谱分解法模拟了台风眼壁区域强干扰阶段的三维随机风场,并基于叶素-动量理论对7种偏航工况下风力机体系气动力进行数值模拟,分析了偏航对强台风下整机气动荷载的影响。最后,基于多体动力学模型对考虑不同偏航的大型风力机体系进行了动力时程分析,提炼了偏航对于结构风致响应的影响规律。结果表明,本文建立的多体动力学模型使用较少的自由度能有效描述了5 MW大型风力机的动力特性;当大型风力机处于30°和120°停机偏航角时,结构的台风致风荷载和风振响应显著增大,属于典型的不利工况,应在风电场实际控制时予以避免。主要研究结论可为强台风极端风况下大型风力机抗风设计提供科学依据。     

An inverse method with regularity condition for transonic airfoil design

Summary It is known from Lighthill's exact solution of the incompressible inverse problem that in the inverse design problem the surface pressure distribution and the free stream speed cannot both be prescribed independently. This implies the existence of a constraint (regularity condition) on the prescribed pressure distribution. The same constraint exists at compressible speeds. In this paper, an inverse design method for transonic airfoil is presented. In the method, the target pressure distribution contains a free parameter that is adjusted during the computation to satisfy the regularity condition derived in this paper. A few design results are presented here in order to demonstrate the capability of the method.     

人眼角膜参数计量校准与量值溯源方法研究

角膜曲率半径、屈光度和散光轴位是评价人眼角膜形态的关键参数。为解决人眼角膜参数准确测量和量值有效溯源,基于角膜反射成像原理,采用球面和环曲面设计形式,首次研制出人眼角膜参数系列标准。曲率半径测量范围为(5.5~10.0)mm,不确定度U=0.002mm(k=2);轴位测量范围为 0°~180°,不确定度U=1°(k=2)。建立了角膜曲率计工作基准装置国家计量标准,形成了人眼角膜参数量值传递与溯源体系。实验结果表明,该计量标准可以满足人眼角膜参数测量仪器的校准和量值溯源,保证人眼角膜参数的测量准确。