非对称线性方程组的广义拟最小向后误差算法

正交投影方法已经广泛应用于求解线性方程组.人们很少注意到斜投影方法,事实上斜投影方法更适合于解大型非对称线性方程组.本文的目的是考虑一标准来判断是否一个给定的近似值是合适的,并给出一个算法来计算线性方程组Ax=b的解使得向后误差算法满足某个优化条件.     

自然层流机翼的翼套试验及数值方法

基于某公务机飞行试验平台设计改装的自然层流翼套构型,以飞行试验为核心,开展了前期的数值方法和风洞试验研究。风洞试验和飞行试验均采用红外热像技术进行转捩探测。同时,使用基于线性稳定理论的e^N方法对试验构型进行了数值模拟分析,探究攻角、压力分布形态对Tollmien-Schlichting(T-S)波失稳主导转捩的影响机制。研究结果表明,风洞试验构型在-2°～2°攻角范围内上翼面维持大范围的顺压力梯度,T-S波的增长得到了有效抑制,实现了50%c(弦长)以上的层流区,转捩发生在压力恢复区;在4°攻角工况下,头部出现明显的逆压力梯度,T-S波快速增长并发生失稳,转捩位置提前至20%c。飞行试验条件下的结果表明,压力分布形态对T-S波的影响机制与风洞试验一致;在高湍流度低雷诺数的风洞试验条件和低湍流度高雷诺数的飞行试验条件下,采用湍流度和Mack公式确定T-S波临界N因子,得到的转捩预测结果与试验结果均吻合较好,表明本文数值方法具有良好的预测精度和鲁棒性。     

轴对称短舱自然层流优化及转捩敏感性分析

大涵道比涡扇发动机短舱摩擦阻力大,高雷诺数下通过自然层流技术（NLF）减小短舱表面摩擦阻力是降低短舱总阻力的一种有效措施。为了提高气动优化效率,发展了一种进化/确定性混合优化算法,并结合六阶形状类别变化函数（CST）参数化方法和■转捩模型,对高雷诺数几何约束下的轴对称短舱进行自然层流优化设计。为了分析层流范围的变化规律,对设计的轴对称层流短舱开展了局部几何控制参数、流量系数（MFR）和马赫数（Ma）的敏感性研究。结果表明：混合优化算法能够显著提高优化效率,并成功应用于短舱气动外形优化中。在单变量几何参数影响下,短舱外形头部区域对压力分布和层流范围的影响最为显著,是层流设计的重点关注区域。流量系数和马赫数的变化使得层流范围波动较大,设计的短舱在设计点 MFR=0.7和 Ma=0.85附近,能够保持20%以上范围的层流。     

基于多天线中继的卫星-地面混合无线通信系统上行链路性能分析

研究了Rayleigh Rician非对称衰落信道下,以基站作为固定增益放大转发(AF)中继的卫星-地面混合无线通信系统上行链路性能。首先利用信道状态信息(CSI)得到中继配置多天线时系统的最大输出等效信噪比(SNR)。基于特殊函数推导出系统中断概率(OP)和概率密度函数(PDF)的解析表达式,并进一步得到各种调制方式下系统平均误符号率(ASER)的理论计算公式。最后通过无穷级数展开推导出高信噪比时平均误符号率的渐近闭合表达式,分析系统能获得的分集增益和阵列增益。计算机仿真表明所提出的性能分析方法的正确性,分析了天线数量和信道参数对卫星-地面混合无线通信系统性能的影响,为实际系统设计提供了参考和依据。     

非对称喷管流动分离的预测

非对称喷管是超燃冲压发动机和涡轮基组合循环(TBCC)发动机中特有的关键部件,在跨大马赫数范围工作时,往往在非设计点下会出现严重的流动分离。针对非对称喷管在过膨胀状态下的流动分离现象,通过试验验证二维数值计算(计算采用计算流体力学(CFD)方法)的正确性,利用数值计算样本点拟合得到了非对称喷管在过膨胀状态下的分离准则表达式,并进一步通过不同构型的非对称喷管分离的试验数据来验证该准则的准确性和普适性。研究结果表明,通过特定非对称喷管计算分离数据获得的分离准则与试验结果吻合得较好,在所进行的试验模型和条件下,两者之间的均方根误差为3.68%,更好地说明了该分离准则对非对称喷管内的分离预测具有较好的准确性,同时也跨出了其普适性证明的第1步。     

基于SA和SSTγ-■模型对边界层转捩预测的比较

利用作者共同研发的In-house代码TRANS3D平台,在SA和SST两种常用湍流模型框架下构建了γ-■转捩模型,并以二维低速S809层流翼型和三维小后掠跨音速F5层流机翼为对象,比较了两种不同湍流模型构架下γ-■转捩模型预测的气动力特性和流场分布。结果表明:两种转捩模型均能预测航空转捩计算中常见的分离流转捩和自然转捩类型,明显改善了中低雷诺数流场下的预测精度,但由于选取基准湍流模型的不同,基于SA和SST的γ-■转捩模型在流动细节上依然存在着一些差异。     

应用Delaunay图映射与FFD技术的层流翼型气动优化设计

采用非均匀有理B样条(NURBS)基函数属性建立了任意空间的自由式变形(FFD)翼型参数化方法,进一步结合基于Delaunay图映射技术建立了结构对接网格变形模式,通过粒子群优化(PSO)算法进行参数化方法、网格变形模式以及计算流体力学(CFD)数值模拟技术之间的整合,研究、构建了气动优化设计系统,并对某型层流理念设计的高空长航时(HALE)飞机基本翼型进行气动优化设计。气动特性目标函数评估方法中,边界层转捩数值模拟技术采用γ-Re_θt转捩模型耦合剪切应力输运(SST)模式湍流模型。优化设计后翼型气动特性表明:采用相关技术建立的层流翼型气动优化设计系统对于层流理念设计的HALE飞机翼型的设计具备较高的优化效率。     

应用Transition k-kl-ω转捩模型对内冷叶片气热耦合的数值模拟

选取NASA-Mark Ⅱ跨声速叶片为算例,研究了Transition k-kl-ω转捩模型在内冷叶片气热耦合计算中的应用,探讨了整场耦合与冷却通道内采用对流换热系数准则耦合的差异。结果表明,该转捩模型相比其它全湍流模型能够更准确预测附面层内的层流和转捩状况;由于Transition k-kl-ω转捩模型转捩前期采用层流动能来描述扰动的发展,避免了使用含有来流湍流度的经验公式,引入了"分裂机制"来描述层流与湍流脉动间的相互作用,并且在旁路转捩和自然转捩源项模化中加入了Tollmien-Schlichting波的影响,对强激波后的温度计算相比常用的间歇因子转捩模型与实验值更吻合;换热系数准则耦合用于冷却通道传热计算,避免了冷却通道边界条件带来的误差,计算结果与实验吻合较好,更易于工程应用。     

舱门橡胶密封件压缩行为的有限元模拟

基于非线性不可压缩的Mooney-Rivlin本构理论,建立Ω型舱门橡胶密封件的有限元模型.根据上述有限元模型,分析了密封件在对称的平面下压位移荷载和均布线荷载作用下的变形和应力分布规律.最后,模拟了方向非对称和位置非对称载荷作用下密封件的受力与变形情况,得出了非对称因素对密封件受力的影响规律,并确定了纤维织物对密封件力学性能的影响.     

高超声速锥柱裙模型边界层转捩的弹道靶实验

为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心趟高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1．94km／s（Ma=5．65）,单位雷诺数4．32×10^7～1．20×10^8m-1。使用激光阴影成像技术,获得了锥柱裙模型边界层转捩和湍流边界层发展的图像,测得的湍流边界层厚度在0．6～2．2mm之间,湍流涡的流向尺寸与边界层厚度的比值介于0．3～0．8之间且沿流向呈下降趋势。实验结果表明：弹道靶实验能够获得给定飞行环境下的高超声速边界层转捩图像,从图像中可以清晰判断转捩位置或区域、测量边界层厚度和分析湍流涡的尺寸。