基于POD和DMD方法的跨声速抖振模态分析

跨声速抖振现象是由于非定常跨声速流动中激波的自激振荡而引起的结构强迫振荡,这种现象在跨声速飞行器中普遍存在,对飞机的结构强度和疲劳寿命有不利影响。基于模态分解的分析方法是进一步发展抖振控制手段的有效工具。本文通过两类典型模态分析方法（本征正交分解（POD）和动态模态分解（DMD））对OAT15A翼型的跨声速抖振现象进行分析,通过对模态频率、翼面压力分布、流场重构误差等方面的研究,将两种模态分解方法进行对比。发现基于频率特征的DMD方法能够准确捕捉抖振的临界稳定特征和抖振主频的典型模态,同时能够更准确反映流场变量在激波间断附近随时间的变化过程;而POD方法尽管在流场重构时具有较小的总体误差,但对激波附近压强随时间的变化历程拟合较差。     

阀体后90°圆形弯管内部流场PIV测量及POD分析

利用激光粒子图像测速技术对阀体后90°圆截面弯管的内部流场进行测量,获取了弯管流场在不同来流流速及观测截面上的高分辨率瞬态速度场数据。分析了图像相关计算所获得的瞬态及时均速度场,对流场进行本征正交分解,并进一步分析重构脉动场中的涡结构特性。结果表明：流体流经蝶阀在弯管中形成卡门涡街,涡结构信息包含在本征正交分解低阶模态中,脉动场的模态重构可以还原涡的流动特性。     

合成射流激励器流场PIV实验及模态分析

为了获得合成射流激励器流场细节特性,优化合成射流流动控制系统,对于静止流场中的合成射流激励器,通过位移传感器、热线风速仪和时间分辨粒子图像测速（TR-PIV）系统,对激励器时间响应和特定工况下的流场特性进行研究,并针对TR-PIV得到的流场快照运用本征正交分解（POD）和动力学模态分解（DMD）进行模态分析。通过自定义POD和DMD的初值贡献模态和时间系数将两种分析模型标准化并对比,选取前七阶POD模态和前四阶DMD模态进行流场还原,成功表征了原流场的主要信息,表明运用POD和DMD方法进行的降阶过程在合成射流研究中的适用性,降阶模型可以有效指导和简化合成射流流动控制流场的分析过程。     

OH与CH2O双组分平面激光诱导荧光对旋流燃烧室火焰结构与脉动特征的研究

介绍了利用平面激光诱导荧光(PLIF)技术对航空发动机的旋流燃烧室模型在贫燃状态下工作特性的研究。通过对OH与CH2O双组分进行同步PLIF测量,获得了不同工况下燃烧室反应区以及预热区的瞬态结构信息。应用本征正交分解(POD)方法对OH PLIF的图像进行处理,得到了旋流火焰的主要脉动模态,并通过扩展本征正交分解(EPOD)方法计算出了相应POD模态的CH2O荧光信号分布。实验结果表明:随着燃烧室热功率的增大,火焰的整体结构、脉动模式均出现了明显的变化。在火焰高度增加的同时,轴向不稳定性逐渐增强,涡核旋进(PVC)的脉动特征相对减弱。在较大的热功率下,在燃烧室的外回流区(ERZ)出现未燃烧的燃料。      

基于本征正交分解的叶片碰摩系统降阶方法

针对叶片碰摩响应求解问题,提出了采用本征正交分解进行动力学降阶的方法。通过对快照矩阵进行本征正交分解生成投影子空间,将系统动力学方程投影到子空间进行模型降阶,并结合数值积分方法进行了碰摩响应求解。基于降阶模型分析了不同转速及侵入量参数下的叶片碰摩响应,并与全阶模型进行了对比。结果表明:降阶模型的时域响应幅值偏差小于5%,计算效率了提升98.4%;通过改变叶片转速、侵入量参数验证了降阶模型的鲁棒性,并且发现随着转速、侵入量的增加,本征正交模态能量在低阶与高阶之间发生转移,并呈现出不同的传递规律,由转速引起的模态能量转移与结构的固有频率存在一定关系。该方法及结论可为叶片碰摩分析及故障诊断提供依据。      

耦合POD重构舰面流场的直升机舰面起降数值模拟

为解决舰面非定常流场数据量过大的问题,采用本征正交分解(POD)方法对舰面流场进行重构,发展了一种耦合POD重构流场的直升机舰面起降数值模拟方法。首先采用计算流体力学(CFD)方法计算舰面非定常流场,获得离散数据样本;然后提取流场的POD模态,并截取能够捕捉到原流场主要特征的少量模态对原流场进行重构;最后建立耦合重构舰面流场的直升机高阶飞行动力学模型。以直升机返航进场为例进行数值模拟,并将计算得到的操纵量和飞行状态与飞行试验结果进行对比。结果表明:使用POD方法重构后的舰面流场数据约为原始样本数据的8.5%,且重构流场与原始流场吻合良好,POD方法能够解决舰面非定常流场数据量过大的问题。与飞行试验数据的对比表明,本文方法捕捉到了舰面非定常流场对直升机的影响,可用于直升机舰面起降研究。     

基于POD方法的跨声速轴流压气机转子叶顶间隙流场分析

以跨声速轴流压气机转子NASA Rotor 36为对象,研究了叶顶间隙流场的非定常流动特性。在数值模拟结果的基础上,采用本征正交分解(POD)方法获取POD模态和时间系数分布规律,进一步分析了近失速工况下叶顶间隙流场的流动特性。结果表明:在近失速工况下,叶顶间隙流场的主导频率为叶顶泄漏涡频率,约为0.6倍转子通过频率;能量较高的POD模态决定了叶顶泄漏涡的波动频率和幅值,低能量的高阶涡则影响流场的细微结构;同时发现,前5阶POD模态就可以很好地重构流场,这为低阶模型的应用提供了一定的理论指导。      

离心压气机不稳定流动的时频特征分析

离心压气机失稳过程是一个非常复杂的动态过程,提高离心压气机运行的可靠性需要准确获取失稳过程的时频特征。针对带无叶扩压器的高速离心压气机失稳过程中叶轮出口的动态压力数据,采用时空本征模态分解(STIMD)算法和经验模态分解(EMD)算法进行分解,得到了多个本征模态函数(IMF),并结合Hilbert变换对不稳定流动的动态特征进行分析。结果表明,STIMD算法得到了深喘和浅喘的时频信息,观察到了频率在150 Hz附近持续波动的失速现象,并捕捉到了浅喘先兆的频率曲线由抖动向恒定的过渡过程。STIMD算法改善了EMD的模态混叠问题,为压气机失稳分析提供了一种工具。     

基于本征正交分解和代理模型的流场预测方法

 为了实现流场的快速求解,基于本征正交分解(POD)与代理模型提出了一种全新的流场预测方法。其基本原理为:首先采用本征正交分解将一定数量的样本流场分解为同等数量的基模态流场;然后用少数包含了绝大部分样本流场特征的基模态流场拟合所有的样本流场;最后用代理模型建立起决定样本流场的输入参数与拟合系数之间的近似函数关系。针对几何外形不同的二维翼型定常流场预测结果表明:在亚声速情况下,预测误差收敛的模态数量不超过20个,继续增加模态的使用数量不能明显提高预测精度;在跨声速情况下,预测误差收敛的模态数量为26个,当使用的模态数量达到前10个时,继续增加模态的使用数量能提高绝大部分流场区域的预测精度,但同时会在激波附近引入"噪声"激波特征而降低该区域的局部预测精度。在这两种情况下,预测流场所需时间均不到高精度计算流体力学(CFD)方法的1/200。     

基于POD和ARMA的阵风响应预测降阶模型研究

针对阵风响应流场高效精确分析需求,基于非定常CFD数值模拟发展了一种快速流场预测的降阶模型。采用本征正交分解(POD)方法对高斯阵风激励的CFD非定常流场快照进行特征分析、并基于能量占比准则截取主要基模态来降维,采用自回归滑动平均(ARMA)方法建立各主要基模态系数的线性预测模型。采用NACA0012和DLR-F12的分析算例进行了验证,与CFD非定常计算结果对比分析表明,模型具有可靠的计算精度,适合于精确高效快速分析阵风响应,为阵风减缓设计提供技术支撑。     

Flame features and oscillation characteristics in near-blowout swirl-stabilized flames using high-speed OH-PLIF and mode decomposition methods

Flame features and dynamics are important to the explanation and prediction of a lean blowout (LBO) phenomenon. In this paper, recognition of near-LBO flame features and oscillation characterization methods were proposed based on flame spectroscopic images. High-speed planar laser-induced fluorescence measurements of OH were used to capture unique dynamic features such as the local extinction and reignition feature and entrained reactant pockets. The Zernike moment demonstrated a good performance in recognition of stability and near-LBO conditions, though the geometric moment had more advantages to characterize frequency characteristics. Low-frequency oscillations, especially at the obvious self-excited oscillation frequency around 200 Hz, were found when approaching an LBO condition, which can be expected to be used as a novel prediction characteristic parameter of the flameout limit. Proper orthogonal decomposition (POD) and dynamic mode decomposition (DMD) were used to conduct dynamic analysis of near-LBO flames. POD modes spectra showed the unique frequency characteristics of stable and near-LBO flames, which were basically in line with those at the heat-release frequency. The primary POD modes demonstrated that the radial vibration mode dominated in a stable flame, while the rotation mode was found to exist in a near-LBO flame. Analysis of modal decomposition showed that flame shedding and agminated entrained reactant pockets were responsible for generating self-excited flame oscillations.     

Numerical investigation on flow field characteristics of dual synthetic cold/hot jets using POD and DMD methods

In order to improve the control ability of synthetic jets in compressible boundary layer, a novel control method based on dual synthetic cold/hot jets coupled control of velocity profile and temperature profile was proposed. As fundamental investigations on the effects of synthetic jet temperature on the jet behavior and flow field characteristics were essentially necessary, preliminary numerical simulations were conducted to study the influence of temperature (200 K and 400 K) on the flow field characteristics of synthetic jets using Large Eddy Simulations (LES) model. Time-averaged flow fields showed that different temperatures led to variable behavior of two strands of jets. For dual synthetic cold jets, a potential-core arose apparently with its height ranging from 0.01 to 0.03 m, while for dual synthetic hot jets, two strands of jets emerged downstream. The modal decomposition of instantaneous flow fields had been done using both Proper Orthogonal Decomposition (POD) and Dynamic Mode Decomposition (DMD). Various modes showed different characteristics of the flow fields. As the POD method focuses on the energy of flow while the DMD method focuses on the frequency, the first two modes had many similarities, but the third and fourth modes demonstrated completely different vortex structures. The current researches play a role of preliminary investigations for further and comprehensive exploration of novel flow control measures in global velocity field.     

基于DMD方法的超声速进气道喘振特性分析

采用非定常数值仿真方法对典型超声速进气道的喘振现象进行了研究，并引入动力模态分解(DMD)方法对小喘和大喘流动特性进行了分析，获取了小喘及大喘的流场振荡特征，其中DMD得到的1阶模态反映了时均流场特征、2阶模态反映了主频振荡流场特性。在此基础上，针对小喘与大喘的相互关系进行了研究，结果表明:进气道内小喘流动包含大喘的流场振荡特性，小喘状态是进气道由不喘到大喘状态的中间状态，由小喘向大喘演化过程中，进气道内一些流动特征逐渐减弱并趋于稳定收敛，大喘的流场结构整体上比小喘状态更为稳定。      

中心线偏置隔离段内激波串振荡特性

采用非定常数值方法研究了一种中心线偏置隔离段内的激波串振荡特性,分析了隔离段出口反压及管道扩张比对激波串振荡特性的影响规律.结果表明:出口总压最大值对应激波串前缘最小位移,出口总压最小值对应激波串前缘最大位移.在一定大小反压条件下隔离段内出现激波串的自激振荡,在较高反压条件下激波串稳定在管道内部.在来流马赫数为2.0条件下,中心线偏置隔离段较等直隔离段更易出现激波串自激振荡.在出现激波串自激振荡时,在同一反压条件下,大扩张比（如37%）隔离段流场的振荡主频、幅度和出口平均总压均小于小扩张比隔离段.      

采用DMD方法研究叶栅不同攻角的拟序结构

为分析平面叶栅分离流非定常拟序流动特征,对三个不同攻角下的叶栅进行了单通道的大涡模拟仿真,并采用动力模态分解（DMD）三个工况的流场结构进行了分析。DMD方法对包含复杂时空信息的叶栅分离流流场进行了解耦,剥离出了反映流场主要动力信息的模态,获得了其频率和与之对应的空间结构。并且通过DMD方法,将原本需要研究大量不同时刻的流场,转移到仅需要对少量模态的研究即可,实现了保留主要动力特征的低维近似。通过DMD分析表明:气流经过叶片前缘产生流动分离,形成不稳定的剪切涡结构,它和尾迹区脱落涡相互耦合,并形成新的拟序结构。随着攻角的增大,前缘剪切涡及其与尾迹涡的耦合也同时增强,流场变得更加复杂。      

厚液膜敞口型离心喷嘴自激振荡特性试验

为了解补燃循环液氧煤油发动机预燃室煤油离心喷嘴的自激振荡特性,在大气环境下开展了厚液膜敞口型离心喷嘴自激振荡特性试验研究。无外加激励条件下,使用水作为工作介质,通过增加喷嘴长度的方法实现了敞口型离心喷嘴旋流腔液膜增厚和内流过程持续自激振荡。采用脉动压力传感器和高速相机记录了喷前压力、旋流腔气涡和喷注雾化的振荡特性。研究发现：喷嘴自激振荡过程中,旋流腔气涡周期性地"间断"和"贯通",气涡"间断"时喷注过程具有显著的Klystron效应;喷前压力、旋流腔气涡和喷注雾化过程的振荡频率接近且不同喷注压降条件下振荡频率基本保持在10~45 Hz之间,喷注压降对振荡过程的影响较小,喷前压力相对振荡峰值与其振荡频率显著相关;喷嘴的自激振荡过程可能由旋流腔内的液膜流动过程和气涡流动过程的耦合作用主导。     

基于特征正交分解法的翼型结冰冰形快速预测

为加快翼型结冰冰形的计算速度,提出了一套基于特征正交分解(POD)法的结冰冰形快速预测算法.通过计算流体动力学(CFD)数值模拟计算得到的冰形结果作为样本,以结冰温度单参数变化时为例,详细介绍了POD法预测结冰冰形的实现步骤.考虑结冰温度、结冰时间以及液态水含量的影响,完成了单参数、两参数与三参数变化时的POD结冰冰形快速预测.通过算例结果发现:完成POD预测计算只需几秒钟且POD法与CFD法得到的冰形吻合较好,仅在冰角附近有较小差别,表明POD方法能够快速、准确地得到翼型的结冰冰形.