湍流燃烧机理和调控的活性子空间分析方法

高效、低排放等需求促使发动机燃烧趋于近极限燃烧组织,亟需在稳定可控燃烧方面取得突破。湍流燃烧机理复杂,影响湍流燃烧数值模拟预测的物理化学和初始/边界条件参数众多。但是在该高维映射关系中,预测目标量往往仅在输入参数空间中的少数方向上梯度显著,称之为活跃方向。当活跃方向与空间基的方向不一致时,采用传统的全局敏感性方法难以高效地分析出主控参数以及后续的湍流燃烧机理。而活性子方法可以通过梯度的协方差矩阵特征分解得到上述活跃方向。本文综述了活性子空间方法理论及在湍流燃烧模拟中的应用：即探究海量输入参数空间中的活跃方向,构造低维活性子空间和低维响应面,从而高效地量化模拟不确定性、表征主控物理过程,从而揭示湍流燃烧机理。最后,进一步探讨了基于活性子空间分析方法的湍流燃烧调控。     

一种改进的LLE算法在人脸表情分类的应用研究

局部线性嵌入是一种当今比较流行的流形学习算法,该算法能够实现对数据的有效降维。人脸表情有着复杂的纹理和形状特征,提取出的数据往往存在着大量的数据冗余,因此数据降维在人脸表情识别中有着重要的作用。本文针对局部线性嵌入对分布不均匀的数据不能有效降维的问题提出了改进算法,并应用在人类表情分类中,通过仿真实验分析,改进算法对人类表情图像具有良好的降维和分类效果。     

飞机管道颗粒碰撞阻尼器设计与试验验证

飞机管道振动超标是严重威胁飞机飞行安全的重要故障,降低飞机管道振动水平,对于提高飞机可靠性和安全性具有重要意义。针对难于施加管道卡箍约束的飞机管道结构的减振问题,设计了一种基于颗粒碰撞阻尼技术的管道减振器。该减振器通过特定的结构设计,在不影响现有管道结构的基础上,很方便地安装到管道上进行减振。其减振原理是基于减振器内部的颗粒碰撞而导致的能量耗散,从而提高管道结构的阻尼效应。因此,将此颗粒碰撞阻尼器安装在振动管道上,在管道发生共振的情况下,管道振动峰值将明显降低。本文基于所设计的管道减振器,利用振动台试验研究了颗粒填充率对减振效果的影响,发现改变阻尼器内部颗粒的填充率,管道的振动随颗粒填充率的增加有先减小后增大的趋势,同时利用EDEM颗粒流仿真软件计算了减振器振动过程中颗粒的能量耗散情况,发现颗粒能量耗散速率最大时所对应的颗粒填充率与试验过程中管道振动加速度降到最低时所对应的颗粒填充率达到了一致,仿真结果与试验结果取得了很好的一致性。最后,将所设计的颗粒阻尼减振器安装在液压动力源管道上进行实际减振试验,测试了在安装减振器前后,试验管道在X、Y、Z三个方向的振动加速度,经过对比分析,发现安装颗粒阻尼减振器后,液压管道的压力脉动频率下的振动水平得到了明显抑制,试验结果充分表明了本文所设计的飞机管道颗粒减振器的有效性和实用性。     

脉冲吹气对无缝襟翼翼型气动性能的影响

只有采用足够小的能量输入,获取更大的空气动力收益后,主动流动控制才有可能在真实飞机上获得更广泛的应用。脉冲吹气比定常吹气所需能量更少,控制效果更好,在改善翼型气动性能上得到广泛的研究。数值模拟了脉冲频率、占空比、动量系数等参数对无缝襟翼翼型升阻特性的影响规律,研究表明,脉冲频率接近于涡脱落频率时增升效果最好,当脉冲频率小于涡脱落频率时,阻力增加,当脉冲频率为涡脱落频率2倍时,阻力减小最多;动量系数较小时,占空比越小,冲击效应越强,增升效果越好;动量系数小于临界动量系数时,脉冲吹气增升效果优于定常吹气,当动量系数大于临界动量系数时,脉冲吹气控制效果低于定常吹气。研究脉冲吹气参数对翼型性能的影响规律,对采用周期性激励增升减阻、舵面增效的飞行器设计具有一定参考意义。     

火箭深弹水下减阻技术研究

基于Fluent软件,对火箭深弹的水下减阻技术进行了研究。提出了火箭深弹中部补气的减阻方式。通过对下潜速度和通气量2个影响因素的分析,得到了火箭深弹在8～100 m/s速度范围的流场计算结果。计算结果表明,中部补气能有效地减小阻力,最大减阻效率达到25%;火箭深弹在水中所受阻力随通气量的增大而减小,在通气量相同的条件下,减阻效率随下潜速度的减小而增大。计算结果与实验结果基本一致。     

Lovász条件下LLL算法最简复Givens矩阵形式的研究

为了解决复数域下基于QR分解的LLL（A．K．Lenstra,H．W．Lenstraand L．Lovasz）算法中复Gives旋转矩形式不统一的问题,文章从复数域下原始LLL算法中Gram—Schmidt系数与QR分解的上三角矩阵胄中元素之间的关系出发,证明了上三角矩阵R的元素与Gram—Schmidt系数以及Lovasz条件之间的等价的关系;从复数的指数形式出发,推导出2种适合LLL算法的复Givens旋转矩阵形式,并证明只有其中一种符合Lovasz条件下复Givens旋转矩阵形式。仿真结果表明,采用基于QR分解的复数域LLL算法的MIMO系统相比采用基于Gram—Schmidt正交化LLL算法的MIMO系统具有更好的误比特率性能。     

聚合物槽道湍流的直接数值模拟

应用直接数值模拟方法研究了聚合物对槽道湍流的减阻特性.数值计算方法采用谱方法,时间积分采用二阶精度的时间分裂格式.应用FENE-P模型对聚合物槽道湍流进行定压降的直接数值模拟计算,揭示了聚合物湍流减阻的启动(onset)现象;应用O-B模型进行定流量的直接数值模拟计算,分析了其流动特征.计算结果表明:在低减阻形式中聚合物对湍流的影响主要发生在壁面区,而高减阻形式中聚合物对湍流的影响则遍及全流场.     

压敏漆图像数据处理技术

针对压敏漆工程应用的迫切需求,开发了压敏漆图像数据处理软件.采用了两种图像配准方法,并对二者的配准效果进行了对比.介绍了两种图像数据三维还原方法,采用直接线性变换将二维图像坐标与模型空间坐标联系起来,得到了模型表面的真实压力分布数据.引用作者在超声速风洞中完成的三角翼模型压敏漆试验的部分结果,验证了图像数据处理程序的有效性.     

微吹减阻技术影响因素的数值模拟

以NASA格伦中心的PN3和PN23型微孔壁板为原形建立"1排微孔"、"4排微孔"、"8排微孔"和"16排微孔"4种计算模型,针对不同的几何、物理参数进行了微吹技术MBT(Micro-Blowing Technique)降低平板摩擦阻力的数值模拟参数研究.结果显示:微量吹气使主流边界层近壁面流动减速,从而改变了壁面局部摩擦力的分布;不同几何、物理参数对MBT技术减阻能力的影响满足一定的规律.参数研究的结果可为该技术的减阻应用提供一定的指导.     

Mesh deformation on 3D complex configurations using multistep radial basis functions interpolation

The Radial Basis Function (RBF) method with data reduction is an effective way to perform mesh deformation. However, for large deformations on meshes of complex aerodynamic configurations, the efficiency of the RBF mesh deformation method still needs to be further improved to fulfill the demand of practical application. To achieve this goal, a multistep RBF method based on a multilevel subspace RBF algorithm is presented to further improve the efficiency of the mesh deformation method in this research. A whole deformation is divided into a series of steps, and the supporting radius is adjusted in accordance with the maximal displacement error. Furthermore, parallel computing is applied to the interpolation to enhance the efficiency. Typical deformation problems of the NASA Common Research Model (CRM) configuration, the DLR-F6 wing-body-nacelle-pylon configuration, and the DLR-F11 high-lift configuration are tested to verify the feasibility of this method. Test results show that the presented multistep RBF mesh deformation method is efficient and robust in dealing with large deformation problems over complex geometries.