基于本征正交分解方法的多段翼型流动分析

对多段翼型流动结构的深入刻画和理解对于多段翼型的外形设计来说十分重要.在数值模拟的基础上,运用本征正交分解（proper orthogonal decomposition,POD）方法对多段翼型的数值结果进行重构和分析,对迎角变化情况下流动中的主要模态进行提取,并得到权函数随迎角变化的规律.针对嵌套网格的数值模拟流场的特点,通过对参与快照技术处理的数据进行筛选和还原,来避免无效数值对分析结果的影响.研究发现,流动中脉动流场所占的总能量比例相对较小,其整体POD能量谱收敛呈先快后慢的格局,大尺度的流动结构与流场中绝大部分的能量分布直接相关,且都包含在低阶模态中,而高阶模态则代表了复杂的脉动结构.     

Reynolds数对方腔流谱结构的影响

为了研究方腔流场的谱结构及Reynolds数对谱结构的影响,利用粒子图像测速技术(PIV)得到不同Reynolds数下方腔中垂面的二维流速场的时间序列,并对速度场进行能谱及本征正交分解(POD)分析。研究结果表明:方腔流场的能谱高值区主要集中在低频段,随着频率的增大能谱值不断减小。Reynolds数的增大,导致优势频率不断增大,能量由低频向高频转移,白噪声的能量不断增加,能谱可分辨范围不断减小。由POD分解可知,瞬时流场的能量基本集中在一阶模态,而脉动流场的能量在各阶模态分布较为均匀。随着Reynolds数的增大,一阶模态的含能比例递减,各阶模态投影系数的能谱逐渐变为白噪声,反映出方腔流场的无序性增加,能量逐渐从大尺度结构(低阶模态)向小尺度结构(高阶模态)传递。来流层流与紊流的POD分解模态投影系数的能谱具有不同的分布规律,层流能谱始终存在优势频率,而紊流能谱基本为白噪声。     

受限空间内水平风作用下热分层流流场结构的POD分析

对不同水平剪切强度下受限空间内热分层流的流场进行了PIV测量.应用特征正交分解(POD)方法分析了受限空间内热分层流的流场结构.结果表明,没有水平强迫气流时,低阶POD模态占总能量的比重较高,表明水平方向的宏观流动为主流运动;水平强迫剪切气流会造成能量向高阶POD模态耗散转移.而且,水平强迫剪切气流造成不同阶数的POD模态中竖向动能与水平方向动能的比值均比没有水平强迫气流时高,表明水平强迫剪切气流降低热分层流的稳定性并促进竖向质量交换.     

基于本征正交分解的DrivAer快背车非定常尾迹分析

在非定常数值模拟的基础上,采用本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)对DrivAer快背车非定常尾迹进行了研究。改进的延迟分离涡模拟(improved delayed detached-eddy simulation,IDDES)仿真结果与实验结果的对比表明该数值方法有效。对汽车尾迹回流区进行POD分析发现,前2阶模态能量占比分别为6.78%和5.61%,合计占总能量的12.39%,模态系数的频谱分析说明前2阶模态对应同一种低频的拟序流动结构,主频为0.216(30Hz);相位分析表明两者相位差为0.455π。对前2阶模态重构的涡量场进行相位平均,发现其对应的拟序流动结构由车体尾迹下剪切层周期性运动主导;前273阶POD模态(能量占比93%)可以很好地重构原流场,极大地降低了自由度。     

利用本征正交分解的非线性Galerkin降维方法

提出了一种利用本征正交分解(POD)的非线性Galerkin方法,用于复杂流体动力系统的低维建模.该方法将满足流场边界条件的正交基(POD模态)张成的完备空间分解为有限维(低阶模态)子空间和无限维(高阶模态)子空间,并采用近似惯性流形逼近高阶模态和低阶模态的作用关系,用低阶分量来表示高阶分量,将无穷维流体动力系统降维成有限维动力系统.以雷诺数为200、攻角为20°时的NACA0012翼型绕流流动问题为例进行了低维建模分析,结果表明:由于考虑了高阶模态的影响,且不改变原系统的拓扑结构,因此该降维方法能够用较少的模态数来获得准确的动力学描述,弥补了传统POD降维方法由于忽略高阶模态影响而出现的不足,由此验证了该方法的有效性.     

基于本征正交分解的湍流边界层中条带结构实验研究

为研究近壁湍流边界层中不同尺度条带结构在流向-展向平面内的演化规律,该文在低速循环水洞中利用粒子图像测速(PIV)技术,对Re_τ=518时不同法向高度平面的流场进行了实验研究。该文利用本征正交分解(POD)方法提取流动中不同尺度的条带结构,并通过Okubo-Weiss函数研究流体单元的变形和旋转。研究结果表明:低阶模态包含的条带结构尺度大、含能高、条带间距较大,高阶模态包含的条带结构尺度小、含能低、条带间距较小;不同模态的流动结构中,流体质点的变形和旋转分布规律具有相似性,存在变形的区域同时存在着旋转,同时流体质点的变形强度大于旋转;随着模态数和壁面法向高度的增加,流体质点的变形和旋转均有所增强,且变形增加得更为显著。     

本征正交分解下的桥梁软颤振表面风压场分析

从弹性悬挂的刚体测振和测压模型入手,采用本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)方法对钝体断面软颤振时表面风压数据进行分析。结果显示,POD第一阶模态是产生颤振的主要因素,该阶能量所占比例高达60%以上,功率谱密度曲线在颤振频率处有明显的窄带现象,且该阶模态下的三分力时程与风洞实测三分力时程最吻合;POD各阶模态形状与断面各阶模态下表面压力波动分布相似,即POD模态形状起伏处压力波动较大,平坦处压力波动较小。     

离心压气机无叶扩压器非定常流动本征正交分解法

为了研究带有无叶扩压器的离心压气机内部的非稳定流动特征,针对某离心压气机的非定常数值模拟结果,通过本征正交分解(POD)法分析小流量工况下无叶扩压器内部的非稳定流动.研究结果表明:无叶扩压器的内部流场主要受上游叶轮及下游蜗壳的影响;POD法成功地捕捉到了叶片扫描频率所对应的射流-尾迹结构以及低频率的非稳定流动模态;非稳定模态的特征频率为221.04 Hz,周向存在多个扰动,并且该扰动以径向波动为主,在周向并不传播;非稳定模态的重构结果可以直观地展示失稳流动的发展过程;流场快照的采样频率对POD法所获得的结果有所影响.     

基于均布式多孔表面吹气的索结构尾流控制

为研究基于均布式多孔表面吹气对索结构尾流的控制效果，进行了一系列的风洞 试验 . 通过粒子图像测速（PIV）系统对雷诺数 Re为 1.0 × 104 的无控和控制工况的索结构尾流 场进行了测量，分析了尾流的瞬时和时均流动特性，并利用本征正交分解（POD）和动态模态分 解（DMD）对降阶后的模态特性进行了分析和对比 . 在吹气控制中，控制参数为无量纲的等效 吹气系数CQ. 研究结果表明：随着CQ的增加，POD各模态的能量分布趋于一致，流场中的拟序 结构尺度趋于均一化，对旋涡脱落起控制作用的第1、2阶模态受到抑制；尾流中旋涡脱落频率 被改变，分离的剪切层间的相互作用得到削弱；多个DMD模态特征值被改变，模态幅值的频域 分布发生偏移；尾流中回流区的尺度变大，湍动能和雷诺应力得到显著削弱.     

高压输电塔线体系风致非线性振动气弹模型风洞试验

基于边界层风洞气弹模型试验的方法,对高压输电塔线耦联体系的风振响应进行了试验研究,首次在风洞中重现了输电塔线体系倒塔破坏现象.研究表明:在紊流风场中,高压输电塔线体系的风致振动呈现较强的非线性振动特征,随风速增加,非线性振动程度加剧,且输电塔结构振动呈现出混沌振动特征;由于输电线与绝缘子振动的影响,塔线体系中输电塔高阶模态的振动非常显著,且随风速增加,高阶模态的能量甚至强于低阶模态的能量;导地线与绝缘子对输电塔结构的影响随风速增加而增强.塔线体系的风振响应计算需考虑高阶模态的影响.结构设计时,需合理考虑大风时导地线与绝缘子的非线性振动对输电塔的影响.     

一种适用于复杂结构管翅式换热器传热性能分析的高效数值方法

特征正交分解POD(Proper orthogonal decomposition)低阶模型是一种对物理问题的高保真加速技术,被广泛应用于工程实际.本文针对带涡产生器的扁管管翅式换热器这一复杂结构中流动与传热特性问题,构建了适用于求解该类问题的POD低阶模型.采用SVD(Singular Value Decomposition)方法从样本中提取基函数,将基函数与谱系数结合,探究空气侧雷诺数、翅片间距、横向管间距这3种参数变化下传热单元的温度场和速度场.研究结果表明:POD方法对于复杂结构的多变量稳态问题是适用的,重构温度场的平均相对误差最大值为0.0047%,重构速度场的平均相对误差最大值为0.036%.而且,POD方法不仅计算精度高,在计算速度上也平均高达SIMPLE算法的556倍.本文POD方法在扁管管翅式换热器传热特性方面的研究尝试,拓展了该方法的工程应用范围,对于提高复杂结构换热器数值设计效率有一定的理论参考价值.     

非比例阻尼结构频响函数计算的高精度级数展开法

基于复模态理论的复模态展开法是非比例阻尼结构频响函数计算的重要方法．该方法由于截断高阶模态。而产生较大误差．本文用低阶模态和系统矩阵表达高阶模态对非比例阻尼结构频响函数的贡献．提出非比例阻尼结构频响函数计算的高精度级数展开方法．提高计算精度．文中的算例表明本文方法的有效性和正确性．     

移频技术在子结构低阶主模态截断中的应用

提出固定界面模态综合法中子结构低阶主模态的截断方法.对子结构自由振动微分方程做移频处理,采用包含惯性力影响因素的子结构准静力模态进行坐标变换,降低了子结构低阶主模态对系统中频段模态的贡献,实现了子结构低阶主模态截断.采用该方法分析某白车身有限元模型160～190 Hz的动态响应特性.结果表明:引入移频技术后,相比传统固定界面模态综合法,子结构保留的主模态数量从之前的1 836阶下降至297阶,计算时间减少27.7％,说明该方法能有效提高复杂结构中频段动态响应计算效率.     

基于NPLS技术的超声速混合层流动控制实验研究

在对流马赫数（Mc）为0.5的超声速混合层风洞中,通过在两股气流的分隔板上添加扰动片的方式,对超声速混合层进行了流动控制的实验研究。比较了不同尺寸下,二维扰动片和三维扰动片对混合层流动控制的效果。采用基于纳米粒子的平面激光散射技术（NPLS）进行流动显示,所得NPLS图像清楚地再现了混合层的流动结构,为比较流动控制的效果提供了有力的实验依据。流动控制的结果表明：二维扰动控制增强了混合层的二维特性,有利于推迟混合层的转捩;三维扰动控制增强了混合层的三维特性,使混合层转捩提前。采用NPLS技术对混合层内的三维结构进行了流动显示,在三维扰动控制下,混合层内部出现明显的H-型分布的A涡结构。     

三种湍流对Scramjet燃烧室冷态流场的数值模拟

为验证从超音速混合层中发展而来的修正可压缩性(包括膨胀可压缩性和结构可压缩性两部分)的k-ε湍流模型对复杂超音速流场的预测能力,对复杂的超音速燃烧冲压发动机(Scramjet)燃烧室冷态流场进行数值模拟.将修正k-ε模型、标准k-ε模型以及标准k-ω SST模型的计算结果与实验结果进行了对比.结果表明,修正k-ε模型能够较好地预测该复杂流场,对湍流动能的预测改进较大,优于k-ω SST的结果,与实验吻合得较好;壁面压力分布以及速度分布在激波附近修正明显,与实验结果更加吻合.     

基于概念设计的客车车身结构设计与优化系统

针对客车车身结构概念设计的特点，开发了客车车身结构概念设计与优化系统（简称BCD），建立了参数化的客车车身结构概念模型.以该模型为模板，实现了新客车车身结构概念几何模型的创建和车身尺寸参数调整，同时建立了车身系统的静态刚度分析、低阶模态分析、灵敏度计算和优化设计计算的自动化过程，对车身的结构性能和低阶模态进行了有效的预估.最后，本文使用该系统计算了某客车车身结构的刚度和低阶模态，并在保证车身质量降低的情况下实现了刚度和低阶模态的提高，有效的改善该车身结构性能，实现了车身轻量化，验证了BCD系统的有效性和可靠性.     

大跨屋盖结构风致动力响应高阶主导模态的识别

高阶模态的贡献在大跨屋盖结构风振响应分析中不能忽略.从模态空间分布和风荷载空间分布相关性强弱与模态对结构响应贡献程度的相互关系出发,提出了通过低阶主要贡献模态间接寻找风荷载强相关高阶模态的思想.在此基础上,通过对高阶模态响应方差矩阵的简化处理得到其等效矩阵.根据等效矩阵中对角线元素构造了高阶模态的模态参与系数,实现对高阶主导模态的识别,有效考虑了高阶模态的贡献.最后,通过对2008年北京奥运会网球中心屋盖结构的风振响应分析对所提出方法的有效性进行了验证.     

超声速混合层（Mc=0．5）流动现象的实验观测和计算分析

实验和计算均能获得混合层流动失稳结构的参数,但以往两种研究方法所获结果缺乏对比验证．我们用NPLS（Nano-Based Planar Laser Scattering）流动显示技术和二维DNS方法研究了Mc=0．5（M1=3．5／M2=1．4）的超声速混合层流动．从实验照片测量了混合层流动在无附加扰动和施加谐波扰动下流动结构波长,与二维DNS计算结果差异均在1％以内．两种方法的结果得到了相互验证．实验测量了结构的对流输运速度,证实对于超／超混合层流动,满足Mc,2〈Mc,1关系．实验照片清晰记录了大涡拟序结构的演化过程,如混合层流动的对并和间歇现象．     

应变模态试验技术在渡槽结构损伤诊断中的应用

通过简支渡槽模型试验,研究结构损伤程度与应变模态之间的关系,并根据模态节线损伤时应变模态形状不变的特点,重点分析纵轴线纵向非节线(即1阶、4阶、6阶应变模态)损伤下的应变模态变化规律.结果表明:应变模态损伤突变区范围随损伤量的增加而增大,且低阶模态影响范围大于高阶模态影响范围;1阶应变模态对底板跨中损伤最为敏感,突变区外的大多数应变也都出现下降现象;可根据低阶应变模态的敏感性确定损伤位置和程度.     

合成射流激励位置对控制翼型大攻角分离流动影响的数值研究

针对合成射流的激励位置这一因素,以NACA0015翼型为研究对象,对大攻角(α=20°)下基于弦长的Re为8.96×10~5、单个合成射流激励位于翼型吸力面不同位置时的流场进行了二维非定常计算,并利用本征正交分解(POD)方法对计算结果进行了分析,阐释了相关控制机理。研究表明,合成射流的激励位置对翼型流动分离的控制效果有显著影响。当激励位置位于0.12至0.4倍弦长之间时,合成射流激励能有效抑制翼型流动分离,提升升力系数,降低阻力系数,升阻比最高提升293%,其中最优激励位置并不在普遍认为的控制前时均分离点附近,而在离分离点下游一定距离的分离区内部。对计算结果的POD分析表明,合成射流的引入改变了流场不同模态间的能量分配,能量由代表平均流动的一阶模态向代表流场中湍流大尺度结构的二阶及更高阶模态转移。合成射流的最佳激励位置与控制前流场二阶模态翼型吸力面附近的特征涡结构有关,要达到最佳的控制效果,合成射流激励应放置在特征涡结构的位置,若布置在下游或者较远的上游位置,则无控制效果。