一种中心型间断有限元MMALE方法

针对多介质可压缩流体动力学问题,提出了一种单元中心型二维MMALE(Multi-Material Arbitrary Lagrangian-Eulerian)方法。在拉氏步,流体力学方程组采用中心型间断有限元方法求解。对于混合网格,采用Tipton压力松弛模型更新物理量,用等参坐标法更新物质中心点坐标。界面重构采用一种健壮的MOF(Moment of Fluid)方法。在重映步提出了基于多边形相交的二阶积分守恒重映方法。该方法分为四个部分:多项式重构、多边形相交、积分和后验校正。多边形相交使用"剪裁投影"算法,显著降低了多边形相交算法的复杂度。后验校正是基于MOOD (Multi-dimensional Optimal Order Detection)限制策略,并做了一些改动以适应多介质的计算。数值算例表明,该方法具有二阶的精度和较好的鲁棒性。     

基于EWT的离心压气机出口动态压力样本熵分析

以800 kW离心压气机从稳定状态经过过渡过程进入喘振状态时段的出口动态压力为研究对象，采用经验小波变换并结合样本熵特征，分析了系统在不同工况下的复杂特性。首先，在分析系统动态压力波形特征的基础上，采用经验小波变换并结合皮尔逊相关系数进行信号的提取。其次，研究了提取信号的样本熵与系统工作状态变化的关联关系，并讨论了经验小波的分解层数和样本熵的维数对分析结果的影响。最后，通过将白噪声加入原始信号以验证该方法的抗干扰性能。研究结果显示：当系统由稳态进入喘振状态时，系统出口动态压力的样本熵表现出明显的突变特性，其值由0突变至0.7左右。从系统参数的选择角度，样本熵维数的变化对系统特征的分析影响较小。并且，采用该方法抗干扰性能较好。     

风雷软件LES开发设计与验证

基于国家数值风洞风雷软件开源框架，设计开发了LES(Large Eddy Simulation)湍流模型，主要包括Fourier谱/有限差分方法 LES求解器和有限体积/有限差分方法 LES求解器。简要介绍了采用的不可压缩流动求解的投影法、Fourier谱/有限差分混合方法、亚格子模型等理论方法，给出设计的软件框架和计算流程，尤其说明采用的松/紧2种耦合模式。通过数值模拟不可压缩槽道湍流、亚临界雷诺数圆柱绕流、NACA0012临界攻角的低频振荡算例，验证求解器的计算精度和复杂湍流模拟能力。基于风雷开源框架设计的开源LES模型，具备高精度数值格式、亚格子模型、湍流统计等通用模块，可为国内学者提供一个LES湍流模拟研究的开放平台。     

微小刀具同轴全息对刀方法研究

针对现有对刀方法存在的各种不足,提出了一种微小刀具的同轴全息对刀方法。在对全息成像原理和全息图像关键问题进行研究与分析的基础上,搭建了一套微细铣刀的全息对刀检测装置,并利用标准刀具在五轴加工中心进行了微细铣刀的对刀测量试验。试验结果表明:该对刀装置能够高效地进行微细铣刀的对刀检测,系统相对检测精度达5.1μm。在相同检测条件下,与高精度机外预调仪的测量结果相比,接触式对刀仪的相对误差为0.033%,而全息对刀样机的相对误差为0.007%,后者更能有效地实现微小刀具的对刀检测。该结果验证了微小刀具的同轴全息对刀方法的可行性,即全息测量可用于微细铣刀的高精度对刀。     

基于热力学的涡扇发动机神经网络建模方法

由于无法掌握不同发动机的真实部件特性，传统热力学模型对在翼涡扇发动机的建模存在较大的建模误差；同时，热力学模型在特性图边界线附近迭代时，容易迭代到特性图之外，造成迭代过程的不收敛。针对上述问题，本论文提出基于热力学过程的涡扇发动机神经网络建模方法，在神经网络模型的训练过程中充分考虑对部件共同工作热力学约束的优化，提高发动机建模的准确性。通过构建部件级网络结构、部件共同工作损失函数及融合训练过程，将基于部件特性图的传统热力学模型迭代过程转化为部件级神经网络的多目标优化与训练过程，提高了模型的收敛性及建模准确性。模型在26 970条发动机实际飞行数据上进行了训练及测试，结果表明，在相当宽松的准稳态数据下，论文提出的建模方法最大误差可以达到7%左右，比基于部件特性图的热力学模型低5%左右。     

非紧致气动噪声半空间传播基本解的边界积分方法

为了获得低马赫数流动诱发的非紧致气动噪声在半空间内传播的基本解,结合复等效源方法和边界元方法建立了半空间精确格林函数的边界积分方程,当半空间边界为刚度型阻抗边界时可避免奇异性积分。同时基于等效源方法提出一种半空间二维非紧致圆柱声散射模型,推导了静止介质中声散射基本解的理论表达式。对静止介质中的二维圆柱声散射,数值解在研究的频率与观察点处与理论解一致。采用数值方法计算二维圆柱绕流诱发的半空间声场基本解,结果显示半空间边界强化了声源的声辐射能力,小于马赫数0.2的介质运动对声传播的影响可以忽略。     

引气对高压压气机效率评价影响分析

在总结压气机温升效率和扭矩效率之间差异性和关联性的基础上，本文对带级间引气的高压压气机两种等熵效率评价方法进行了研究，探讨了级间引气参数对压气机两种等熵效率修正的影响程度，并开展了试验验证。结果表明:压气机存在机械传动损失，使扭矩效率总是低于温升效率；引入级间引气参数修正前后的压气机温升效率差异不大，变化幅度在±0.5%以内；但引入级间引气参数修正后的压气机扭矩效率明显降低，但相对下降幅度不超过总引气率，降低程度与引气率和引气所在级位置相关；当压气机进口侧进行较大流量的级间引气时，应对扭矩效率进行修正，否则可能出现扭矩效率大于温升效率的现象。     

潜入式喷管喉衬界面间隙优化设计

为了解决固体火箭发动机潜入式喷管喉衬在热载荷与内压联合作用下界面间隙优化问题，数值模拟方法求解了喷管热结构响应。采用流体仿真软件，计算了潜入式喷管流动过程的稳态流场，获取了高温燃气流动参数与固体壁面对流换热系数。并采用三维有限元结构计算平台，编写了非均布壁面压力载荷与非均布对流换热系数子程序，求解了喉衬前后搭接界面间隙在0mm，0.05mm，0.10mm，0.15mm，0.20mm下喷管热结构耦合问题，获取了材料内部温度场与应力场分布。结果表明，喉衬环向压应力与拉应力都随时间增加，先增大后减小。其次，随间隙增大，喉衬拉应力先减小后增大，喉衬压应力先增大后减小。再次，依据界面闭合与喉衬环向受力最小的准则，确定了喉衬前后间隙的相对最优值，前间隙相对最优值0.10mm，后间隙相对最优值0.05mm。本文数值方法可为喷管热防护材料界面搭接与喉衬界面间隙设计提供指导，也可应用于评估喷管热防护与结构强度安全余量。     

系留无人机平台搭载的蜂窝通信基站吞吐量优化

考虑多架系留无人机（UAV）空中基站为多小区提供空地双向通信服务时，针对地面用户数目分布不均匀和多机协同服务同频干扰严重的问题，提出了一种联合优化空中基站高度和链路传输方向的吞吐量优化算法。该方法通过使用最大同频链路准则和就近服务准则确定了同频链路配对和无人机/用户配对，通过优化空中基站高度和链路传输方向提升了系统平均吞吐量，并减少了用户间的同频干扰。多种场景下验证结果均显示，所提方法显著优于其他非联合优化的对比方法，当拥塞小区用户数目是非拥塞小区用户数目的1~36倍时，相比于不联合优化链路传输方向和空中基站高度的对比方法，所提方法可提升系统平均吞吐量8倍左右。      

基于模块服役状态的盒式连接可重构型架稳定性评估方法

盒式连接可重构型架的稳定性对飞机部件的装配质量有着重要影响。为了解决当前稳定性评估方法在实施成本及有效性上的不足，从型架模块化特征出发提出基于模块服役状态的盒式连接可重构型架稳定性评估方法。首先，分析了盒式连接可重构型架服役过程，指出该过程是由作业期与空置期交替组合而成，并给出了服役稳定性及服役稳定度定义；然后，构建了基于型架关键测量特性的服役状态评价模型，实现了盒式连接可重构型架服役状态退化过程的描述及利用实测数据的空置期服役状态评估；同时，针对作业期内难以甚至无法获取测量数据的问题，提出基于多源稳定性影响因素分析并利用稳定性熵来表征服役状态退化程度的策略；最终融合空置期与作业期的评估结果构建了型架稳定性综合评价模型，相比传统的定检方法能够更简捷、有效地完成某一时间段内型架服役稳定性评估。最后，以某型垂尾盒式连接可重构装配型架后梁定位器模块为实验对象，验证了所提出方法的有效性。