不确定参数结构特征值问题的概率统计方法和区间分析方法的比较

 基于区间数学理论、灵敏度分析理论、Kronecker代数理论，应用Taylor级数展开、概率摄动技术，提出了具有不确定参数结构的特征值问题的区间分析方法。结合工程实例与传统的概率分析方法进行比较，给出了两种方法的数值解法及各自解法的Kronecker代数形式。数值算例的结果显示了区间分析方法在具有不确定参数结构特征值问题分析中的价值和有效性。     

基于特征值和特征向量的测量参数选择

研究了航空发动机气路故障诊断中测量参数如何选择的问题。利用发动机故障诊断矩阵，提出了基于特征值和特征向量比较不同测量参数选择系统之间优劣的简易快速算法，该算法可以从几何角度直观地展现整体解空间和解矢量的方向等变化情况。通过一个单轴涡喷发动机测量系统对比案例有效地表明:地面测试系统的最大与最小特征值比为33，机载系统的最大与最小特征值比为1008，在该单轴涡喷发动机气路故障诊断方面，地面测试系统比机载系统明显更有利于气路故障诊断。该算法可用于优化机载发动机测量传感器布局、台架测量系统中测量传感器布局，指导工程中测量参数的选择等。      

双两相流换热器的建模仿真

以分布参数、一维均相模型为基础，建立了管壁两侧两相流体流动时的质量、动量、热量传递的耦合方程，在稳态工况下对两侧工质分别为R134a和R22的换热器模型进行了数值求解，采用“假想亚稳态法”解决数值计算过程中确定流动相态的准则方程式，得出了两相流动传热过程中各种参数的变化规律，并对其进行分析，提出了对双两相流换热器性能进行评价的主要参数。     

用规范型直接法研究立方非线性机翼的颤振

研究了在不可压缩流中具有立方非线性俯仰刚度的二元机翼的颤振问题。首先，对系统平衡点进行了特征值分析，得到在Hopf分岔点附近的颤振参数方程。然后，应用规范形直接法的Maple推导程序，计算得到Hopf分岔的规范形．并数值模拟验证了超、亚临界类型分岔情形下响应对初值的依赖性。最后．分析了线性和非线性刚度系数对颤振响应拓扑结构的影响。     

飞机操稳特性大导数辨识及随机噪声影响分析

针对飞机研制中操稳特性需求,分别讨论了小扰动理论和参数辨识两种获得飞机稳定和操纵大导数的分析手段,由两种气动布局比较接近的小型无人机ANCE和大型客机Boeing 747数据验证了参数辨识方法的有效性和辨识结果的正确性。在此基础上对两者进行了大导数辨识,并由Monte Carlo仿真分析了飞行试验测量中的随机噪声对大导数辨识精度和模态响应特征值的影响。结果表明:随机噪声对由飞机固有气动特性决定的一些相对较小的大导数辨识精度影响较大,而部分大导数辨识精度较高;随机噪声对长周期和螺旋模态特征值影响较大,短周期、荷兰滚和滚转模态特征值辨识分析结果较为可信。     

跨声速风洞斜孔壁非线性流动试验

为分析跨声速风洞斜孔壁近壁区域的流动特性，评估气流偏角-压力系数的非线性关联，在0.6 m跨超声速风洞中开展了基于七孔探针的流动特性测量试验。通过气流偏角和压力系数分布分析了斜孔壁流动的差阻特性，以及马赫数、模型升力对斜孔壁流动的影响，最后基于试验结果发展了计算斜孔壁特性参数的微分法，并与经验方法结果进行对比。结果表明，斜孔壁流动呈现出明显的差阻性和非线性，在负压差范围内，近壁流动仍以出流为主；高亚声速时，空风洞模型区孔壁流动特性趋于实壁；安装模型后，随着升力的增大，升力面对应的孔壁区域流动向入流发展，孔壁流动特性趋于开口边界。     

低雷诺数涡轮流动损失控制技术

针对高空、低雷诺数条件下涡轮损失显著增大、效率显著降低的问题，应用理论分析与数值计算相结合的方法，从流动控制原理、设计方法、流场数值计算等多个方面研究了“微球窝”(Dimple)流动控制技术在航空燃气涡轮中应用的问题，分析了“微球窝”表面处理控制流动分离的基本原理，数值计算表明，围绕球窝周围的气流参数具有明显的变化，球窝对叶片表面流动过程的扰动，使得流动分离点向后推移，雷诺数在12208～15611范围的流动情况，分离点分别向后推迟3％～5％的叶片弦长。     

基于A320飞机横航向控制律架构的LQ设计

空客A320飞机横航向控制律采用特征结构配置方法计算闭环增益,实现了期望特征值的配置及横航向关键参数之间的解耦。基于A320横航向控制律架构,提出使用线性二次型(Linear Quadratic,简称LQ)方法,对闭环增益进行重新设计。首先根据期望的特征值引入关键参数的频域整形环节,而后通过调整二次型性能指标加权矩阵实现期望特征值的逼近及关键参数之间的解耦,并求得闭环反馈增益,最后在特征结构、稳定裕度和横航向解耦效果方面与空客设计结果作了对比分析。仿真结果表明,LQ设计可获得与特征结构配置设计相近的结果,即得到接近期望值的特征值,并实现关键变量的解耦,同时保证了闭环稳定裕度。     

基于特征值理论的轴流跨声速压气机失稳预测

流动失稳问题是叶轮机械所面临的严峻挑战之一,而旋转失速是轴流压气机及压缩系统中普遍存在的一种典型流动不稳定状态。基于特征值理论发展了一个轴流压气机流动失稳开始点预测模型,应用谱方法和奇异值分解(SVD)算法求解所建立的特征值方程,通过特征频率的虚部判断压缩系统的流动稳定性。并通过一个高速单转子在高低两个转速时的算例,定量分析了流动压缩性对跨声速压气机流动失稳开始点预测的重要影响。该模型可在合理的精度范围内,以工程应用可接受的计算资源消耗来预测跨声速单级压气机旋转失速的开始点流量,同时不应用大量经验数据,为压气机设计阶段的稳定性评估提供指导。     

极低湍流度下翼型边界层及近场尾流的雷诺应力测量试验研究

在西北工业大学低落充度风洞中，用热线风速仪在对称翼型边支及近场尾流中，于２０多处剖面上移测速度型，湍流强度、雷诺正应力及切应力等湍流参量。着重讨论了各雷诺应力分量的分布。结果表明，在边界层和尾流宽度方向及流动方向上均有明显的规律性。其有关特征值明显低于常规风洞流度下的结果。     

不可压扰动方程高精度对称紧致差分数值解法及应用

从粘性不可压扰动方程一阶改型形式出发,对其实现了高精度对称紧致差分离散,就导出的扰动线性特征值问题给出了一个高铲双重迭代局部解法,以相同精度将特征值和特征函数同时得到。通过不可平面Ｐｏｉｓｅｕｉｌｌｅ流时间稳定性算例详细对比显示了算法良好的谱分辨能力和较弱的网格依赖性,并结合复矩阵广义特征隐式移ＱＺ算法获取了一个 扰动特征值谱计算结果。     

飞行器翼面颤振模型设计可行性分析

颤振模型设计是动力学反问题 ,其数学实质即广义特征值问题的反演。从反演可解性的基本理论出发 ,以某型号飞机高、低速颤振模型结构设计为背景 ,提出了模型结构设计必须遵循的准则。为减少模型结构设计的盲目性 ,提供了一个实用而有效的工具 ,并以具体的数值例子 ,说明了这个设计准则的实际应用。     

特征值反问题逼近解与极值化解的统一应用

基于矩阵最佳逼近与加权残值理论,本文把求解特征值反问题的矩阵逼近法和极值化方法统一为不同范数定义下的最小二乘问题。这对解决部分特征值和／或特征向量给足情况下的反问题提供了一个有效工具。结合工程实际,本文给出了具体应用的数值例子。     

动力学反演的迭代过程及应用

把结构动力学反演归结为一类广义特征值反问题 ,提出了一种迭代算法 ,并讨论了解的存在条件。大量数值实验结果表明 ,本文迭代过程收敛性好。结合某型直升机旋翼桨叶的动力学设计 ,文中给出了工程应用的数值例子 ,结果令人满意。     

高升力标模确认计算研究

针对高升力标模NASA Trapwing全展襟翼构型展开确认计算研究。采用N-S方法,预测高升力模型的流动状态,分析高升力的流动现象及机理,评估自主研发的WiseManPlus软件及WoF90软件预测高升力流动的能力。通过对网格生成、计算策略及数据分析等各个环节进行分析,制定出一套适用于高升力模型工程应用的CFD计算方法,得到与实验值吻合较好的计算结果。结果表明,目前所采用的结构网格求解器WiseManPlus软件及混合网格求解器WoF90软件计算精度相当,适用于模拟高升力流动。     

二阶离散系统LQ问题加权阵的选择

本文针对单输入条件下二阶定常线性离散系统,讨论了线性二次型(LQ)问题中加权阵的选择问题。证明并给出了当要求闭环系统是渐近稳定时,加权阵与系统开、闭环特征多项式之间以及系统开、闭环极点之间的一组解析关系式。对实例的计算结果表明,利用这组关系,可以很方便地得到加权阵。     

随机结构孤立特征值的统计特性

研究了随机结构的孤立特征值问题。将材料物理量的随机场扩展为K-L(Karhunen-Loeve)正交展式,采用非正交多项式混沌展式表达孤立特征值,建立了和摄动法类似的一系列确定的递推方程,并通过确定性有限元方法求解了这些递推方程,得到了特征值的均值和方差。在算例中用蒙特卡洛方法验证了本方法的正确性。     

大型广义特征值问题的动力降阶迭代法

 本文在Guyan、Kuhar等人工作基础上,提出通过动力降阶和迭代,对大型广义特征值问题实施逼近求解的一个新方法,以能对大型、复杂动力系统实施动力分析。既解决计算机容量不足,又保证精度,亦不耗时过多。通过实际使用,证明该方法的有效性。     

高速三维边界层稳定性问题的数值方法

本文把四阶精度紧致差分格式用于求解声速、高超声速三维边界层稳定性问题。提出了适用地求解高速边界层特征值问题的Ｃｈｅｂｙｓｈｅｖ多项式配置点方法,并将各种数值方法进行了比较。数值结果表明上述两种方法是求解高速三维边界层稳定性问题的有效数值方法。     

一种求解欧拉方程改进的通量分裂方法

本文以Steger-Warming提出求解Euler方程的通量分裂方法为基础,利用改进的特征值分裂方法,建立了一种连续的通量分裂方法。该方法克服了Steger-Warming通量分裂法存在的分裂后的通量在个别点导数不连续的问题,同时方法简单,便于推广。对于通量分裂后的Euler方程,采用迎风格式,建立了相应的二阶隐式有限体积方程。为了减少求解所得块矩阵方程组所需要的工作量,本文利用特征变换,在不改变原方程组离散化精度的前提下,将所得块矩阵方程组化为分离的代数方程组进行求解,从而大大减少了计算量。文中分别对一维管流,二维绕NACA-0012和NACA64A-10翼型在亚声速和超声速来流的跨声速流场进行了计算,并将所得结果与有关实验和计算结果进行了比较,均符合良好。 本文所建立的方法具有占机内存小,计算时间短的优点。在普通中小型计算机上亦可使用。