GARTEUR有限元模型修正与确认研究

待修正参数的选择以及修正后模型的质量评估是有限元模型修正的两个重要问题。以欧洲学术界广泛采用的GARTEUR飞机模型为例,利用基于灵敏度分析的模型修正方法,通过仿真算例研究参数选择对模型修正质量的影响,并以试验数据为目标值对有限元模型进行修正与确认。为全面评估模型的修正质量,引入三级标准对修正后有限元模型进行确认。     

基于遗传算法的发动机气路性能模型修正研究

确定部件修正参数和目标性能参数作为模型修正基础,结合稳态模型的平衡方程,构造修正发动机非线性模型的代价函数,修正发动机稳态模型。计算了在不同工况修正后的特性参数,并与用影响系数矩阵方法所得结果进行对比,经遗传算法修正后参数精度有了较大提高。利用部件修正参数组合对发动机稳态模型进行修正,其结果表明敏感性参数在模型修正中起关键作用。所用修正方法对发动机性能模型修正、提高模型精度有一定指导意义。     

模型确认热传导挑战问题求解的贝叶斯方法

为了进一步推动模型确认方法的发展并明确其具体实施步骤,以圣地亚国家实验室提出的模型确认热传导挑战问题为例,建立了模型确认的贝叶斯框架,并阐述模型确认的思想以及实现的一般过程.模型确认不仅是一个评定仿真模型准确度的过程,而且是一个通过确认结果提高模型预测精度的过程.首先介绍了贝叶斯及不确定性量化的基本理论,强调了模型修正...     

基于加速度频响函数小波分解的模型修正方法

为提高模型修正效率，满足修正方法对于实测环境噪声的鲁棒性，将Kriging模型和小波分解引入加速度频响函数模型修正。首先，将加速度频响函数进行小波分解，用得到的第1层幅值较大的小波系数来表征原频响函数。其次，采用拉丁超立方抽样对初选待修正参数进行设计，根据设计结果对各参数进行灵敏度分析，从而确定模型修正的待修正参数，以待修正参数作为Kriging模型输入，所对应的小波系数作为Kriging模型输出，通过混合灰狼算法寻得最优Kriging模型相关系数，建立精确有效的Kriging模型。最后，以目标加速度频响函数小波分解的小波系数与Kriging模型输出的小波系数差值最小为目标，通过水循环算法求解模型待修正参数。数值算例表明，所提模型修正方法具有良好的修正效果，即使在加速度频响函数中加入信噪比为5 dB的高斯白噪声时，修正误差也低于4%，证明了该方法对于随机噪声的鲁棒性。     

低压涡轮叶栅流动中转捩模型的校验及改进

为评估并提高现有转捩模型的预测精度,采用计算流体力学(CFD)软件FLUENT 12.1,选取层流模型、全湍流模型、剪切应力输运(SST)低雷诺数模型、k-kl-ω模型以及γ-Reθ模型对低压涡轮叶栅T106-EIZ进行数值模拟,通过与实验数据的对比校验了后3种模型对于转捩以及相关参数的模拟能力,并对结果以及模型的作用机理进行分析,校验结果表明所有模型都不能准确地预测分离流转捩以及尾迹诱导转捩.选取预测效果较好的γ-Reθ模型进行了修正,提出通过修改间歇因子输运方程中的参数Ca1和Ca2的方法来修正该模型,结果表明该方法可以提高模拟精度.     

简化三方程转捩模型在高超声速流动中的应用

在雷诺平均方法的基础上,通过耦合k_(-ω)SST湍流模型和间歇因子转捩模型,引入湍流模型和转捩模型的可压缩修正方法,对高超声速平板、双楔、尖锥三类模型边界层转捩流动开展了数值模拟研究。与实验结果的对比分析表明基于压力梯度表征参数T_w=R_(TΩ/ω)的简化三方程转捩模型,能够准确捕捉高超声速平板边界层流动的转捩起始位置、转捩区域长度以及湍流区壁面热流。而对于双楔、尖锥模型,改进前的简化三方程转捩模型由于受到流动可压缩效应的影响,边界层转捩后湍流区的壁面热流模拟预测结果明显高于实验值。在添加模型可压缩修正方法后,转捩区域长度和湍流区壁面热流模拟结果得到有效改善,与实验值吻合较好。可见,简化三方程转捩模型在添加可压缩修正方法后具备准确模拟预测高超声速边界层流动转捩的潜力。     

变循环发动机核心机稳态性能计算模型修正方法

针对搭建的变循环发动机核心机稳态性能计算模型的计算结果与试验结果差距较大的问题,提出一种适用于该计算模型的修正方法。即先利用试验数据算出核心机性能参数,选择在模型中作为独立变量的参数代入计算模型,然后换用与这些参数有相关性的修正因子作为模型方程组的独立变量,通过修正因子在模型中的迭代求解实现性能模型的修正。修正前模型计算结果与试验结果最大相差约10%,修正后两者偏差在1%以内,验证了该方法的有效性和工程实用性。     

航空发动机故障诊断的机载自适应模型

提出了复合拟合法建立状态变量模型,该方法应用于建立高维状态变量模型时,具有较高的精度.将健康参数作为增广的状态变量,设计了卡尔曼滤波器,从而可以根据可测参数的偏离量估计得到健康参数.为了减少自适应模型与真实发动机之间的建模误差,在自适应模型中加入神经网络对稳态基点模型进行修正,从而提高了故障诊断系统的置信度.      

基于参数法的焊接薄板动力学模型修正

以焊接薄板动力学模型修正为目的,通过建立参数法修正模型,对含焊缝悬臂薄板动力学模型进行了修正。将焊缝用连续实体单元建模,焊缝部位的密度和弹性模量作为修正变量,以有限元数值解与模态振动测试结果误差最小化为优化目标,通过数值迭代运算,得到了模型修正参数的最优化解。结果证明模型修正精度较高,可有效降低焊接结构件有限元模型复杂度。     

基于统计分析和响应面方法的有限元模型修正研究

通过统计学中的方差分析对待修正参数进行筛选,利用对修正参数的方差分析结果,选择对响应特征有显著影响的参数作为修正对象。再利用试验设计方法,通过有限元计算,获得一系列试验点的响应特征,拟合出响应特征关于修正参数的响应面模型。模型修正时,用响应面模型替代有限元模型进行迭代计算。由于只需要在试验点的响应特征计算时调用有限元计算程序,对于大型工程结构,可极大的提高修正效率。     

基于静强度试验的有限元模型修正技术研究

基于静力响应的有限元模型修正技术广泛应用于工程结构的参数识别中,需要解决软件实现、基准数据与目标函数选取,以及参数的灵敏度分析等问题。利用位移响应信息对损伤位置确定的悬臂梁进行了损伤程度的精确识别,对于损伤位置不能确定的情况,通过引入应变约束条件实现了损伤位置与损伤程度的同时确定。作为实际工程算例,将飞机静强度试验得到的位移响应与内力响应作为基准数据,利用模型修正技术确定飞机方向舵有限元模型边界条件。算例比较了不同目标函数和约束条件对修正效果的影响,并通过增加内力响应信息进一步修正了根部约束参数,为计算分析提供了精确有限元模型。     

阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法

 动力学相似的缩比模型试验中,阻尼往往难以保证相似,使得缩比模型的动响应测试数据难以直接换算到结构原型上,因此提出一种阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法来解决这一问题。该修正方法假定缩比模型的阻尼可用比例阻尼模型近似表征,并直接从实际缩比模型与理想缩比模型的一般强迫振动响应计算方程出发,利用线性系统的叠加原理和模态叠加法,将动响应修正量的求解转换为理想模型在一个等效附加激励力作用下的时域响应求解。同时,针对实际工程中响应测点数目有限的问题,利用模态缩聚法进行了未测量点的响应反演。该修正方法仅需已知结构原型和实际缩比模型的模态阻尼比,以及准确建立的实际缩比模型的质量矩阵和刚度矩阵,即可实现实际缩比模型在任意激励工况下的测试动响应修正。以某型飞机的翼梁缩比模型为研究对象,对所提出的响应修正方法进行了验证。试验和计算结果对比分析表明,修正后的响应功率谱密度(PSD)和响应的均方根(RMS)值与理想模型基本一致,表明了本文方法的可行性和有效性。     

混合边界子结构的航空发动机机匣模型修正

提出了一种基于混合边界模态综合的复杂结构有限元模型修正方法。其主要步骤包括:①子结构划分,根据结构形式划分待修正区域，得到子结构和残余结构；②缩聚和装配,利用混合边界模态综合法，将子结构内部自由度集缩聚至混合边界自由度集，得到子结构缩聚矩阵，并与残余结构的系统矩阵进行装配；③修正,基于灵敏度分析方法，对装配后的残余结构进行参数修正。将该方法应用于航空发动机外机匣的精细化有限元建模及模型修正研究，针对局部连接结构参数修正，子结构模型修正方法的参数收敛后最大误差为064%，其计算效率提高了515倍。算例结果表明，该方法在保证修正精确度的同时，能提高大规模复杂结构有限元模型修正的计算效率。      

一种针对局部结构的有限元模型修正方法

针对实际结构有限元模型（FEM）的建模误差通常仅存在于局部区域，提出了一种对局部结构单独进行模型修正的方法。首先，根据频响函数（FRF）解耦理论得到由残余结构频响函数与包含待修正参数的局部结构动刚度所重构的整体结构频响函数的拟合值，然后通过迭代优化使其与测量值的残差最小化，从而得到参数的极大似然估计。在此基础上，将残差关于参数的灵敏度以局部结构动力学矩阵表示，建立了模型修正的基本方程，利用整体结构的测试数据即可直接对分离出来的局部结构进行模型修正。最后，对喷气式飞机和三角机翼飞机分别进行了数值模拟和实验研究，验证了所提方法的可行性和有效性。结果表明，所提方法可以成功地用于仅局部区域含有建模误差的实际结构有限元模型的修正，修正后的有限元模型的动态特性与实际结构有较好的一致性。     

基于灵敏度分析的结构动力模型修改

本文基于灵敏度分析和Taylor级数展开式提出了一种参数型结构模型修改方法。为了改进模型修改精度,本文从能量的观点出发引入一权矩阵,并给出模型修改方程的加权最小二乘解。数字算例表明本文方法具有很好的精度,并且在利用结构模态试验数据进行修改方面具有较好的适应性。     

基于贝叶斯更新的飞机结构腐蚀可靠度模型

民用飞机结构腐蚀发展的时变性和样本采集的局限性,给腐蚀检测数据分布函数的确定及参数的估计带来了很大的不确定性。针对这一问题,给出了基于贝叶斯公式的合理分布函数选取及参数估计方法。为满足在役飞机结构可靠性动态管理的需求,基于贝叶斯更新思路,将反映结构性能退化共性规律的预测模型视为先验模型,沿着具体结构生命周期不断挖掘利用新信息,建立具体飞机结构腐蚀失效概率和可靠度的动态预测模型。算例采用某型民用飞机地板梁结构腐蚀的无损检测数据,结果显示：腐蚀深度的合理分布为双参数威布尔分布,基于贝叶斯更新后的腐蚀失效概率计算得到的结构可靠度与未更新的显著不同。表明更新后的可靠度因为既考虑了模型参数的历史先验信息,又利用了当前数据实时更新了预测模型,从而有效地降低了有限样本带来的不确定性,使得预测值稳健且具有时变性,更符合工程实际。     

结构静力数学模型的精化

用有限元方法获得的结构初始数学模型受多种因素影响,同真实结构相比存在着误差,直接用初始模型进行破坏载荷与破坏部位预计往往难于准确。重要结构尤其是飞机结构的静力破坏试验需要预估破坏载荷与破坏部位,以便合理安排试验大纲。本文建议从静力平衡方程出发,利用非破坏静力试验结果精化结构有限元初始理论模型,提高应力—应变分析结果的精度,进而提高破坏载荷和破坏部位的预估精度。模拟试验结果证明了本文方法的可靠性和可行性。