折纸结构和折纸超材料由于其无穷的设计空间, 突出的变形状、变大小、变拓扑特性, 以及由折叠诱发的超常规力学特性, 在最近几年迅速成为数学、物理和工程学科的研究前沿和热点. 折纸结构和折纸超材料在航天、医疗、材料、机器人等众多工程领域具有广泛的应用前景, 其典型的代表包括大型空间可展开结构、自折叠可重构机器人、微型可折叠器械等. 随着应用范围的不断扩大, 折纸结构和折纸超材料的动力学问题日益突出, 不仅涉及其动力学建模和参数辨识, 还包括动力学机制分析与实验测试. 折纸结构复杂的空间几何关系、丰富的变形模式、折叠诱发的全局强非线性本构关系等给动力学研究带来了很多新挑战和新机遇. 本文首先阐述了折纸结构和折纸超材料的研究背景和意义, 并简要概述了折纸的基本定义、假设和分类, 以及折纸结构和折纸超材料的几何设计、静力学和运动学特性. 随后, 本文系统回顾了折纸结构和折纸超材料动力学研究中相关问题的最新进展, 包括: (1) 动力学建模及参数辨识方法; (2) 动力学理论、有限元和实验分析手段; (3) 折叠诱发的动力学行为, 包括双稳态和多稳态动力学行为、瞬态动力学行为和波传播动力学行为等; (4) 典型动力学应用. 本文最后提出了折纸结构和折纸超材料动力学研究中若干值得关注的问题.
2022, 54(1): 1-38.
doi: 10.6052/0459-1879-21-478
高超飞行器在中低空以极高马赫数飞行时, 飞行器表面会遇到湍流与高温非平衡效应耦合作用的新问题. 这种高焓湍流边界层壁面摩阻产生机制是新型高超声速飞行器所关注的基础科学问题, 厘清此产生机制可以为减阻方法的设计提供指导, 具有重要的工程实用价值. 本文选取高超声速飞行时楔形体头部斜激波后的高焓流动状态, 开展了考虑高温非平衡效应的湍流边界层直接数值模拟研究, 并设置同等边界层参数下的低焓完全气体湍流边界层流动作为对比, 采用RD (Renard & Deck)分解技术研究了高焓湍流边界层摩阻的主要产生机制, 对摩阻产生的主要贡献项积分函数分布进行了详细分析, 研究了高温非平衡效应对摩阻产生的影响规律; 采用象限分析技术, 研究了摩阻分解湍动能生成项的主导流动事件. 计算结果表明, 高温非平衡效应会使得壁面摩阻脉动条带的流向和展向尺寸均减小. 分子黏性耗散项和湍动能生成项是高焓湍流边界层摩阻生成的主要流动过程. 分子黏性耗散项主要作用在近壁区, 高焓流动的分布与低焓流动存在差异. 象限分析表明, 上抛和下扫运动是影响摩阻分解中湍动能生成项的主导事件.
2022, 54(1): 39-47.
doi: 10.6052/0459-1879-21-490
热流密度点测量结果并不能完全反映详细的热流分布特征, 尤其是针对热流梯度较大、热流分布复杂的区域, 需要热流密度场测量技术以获取全场精细的热流分布特征. 应用温敏漆测量热流密度场的方法得到了广泛应用, 但实验条件来流总温较低, 与真实飞行环境存在明显差异, 真实飞行条件下的辐射效应严重限制了温敏漆技术的应用. 针对高超声速高焓条件下缺乏热流密度场测量方法的难题, 提出了内嵌式温敏漆测量方法, 基本思想是利用温敏漆测量内壁面温度的变化历程结合热传导反问题的求解确定热流密度. 本文详细介绍了内嵌式温敏漆测量方法的测量原理、测量系统构成、数据处理方法、设计原则及该测量方法的优势. 针对高超声速风洞实验中常见的阶跃、线性和局部突变等热流密度分布进行了数值验证, 验证了内嵌式温敏漆测量方法的可行性, 并分析了风洞实验温度测量精度及噪声对测量结果的影响. 内嵌式温敏漆测量方法可用于测量高超声速真实飞行环境下细致的气动热特征, 扩展了温敏漆测量方法的应用范围, 解决了高超声速高焓条件下缺乏热流密度场测量方法的难题.
2022, 54(1): 48-58.
doi: 10.6052/0459-1879-21-279
针对相同特征长度不同钝体的尾迹结构相近, 肉眼难于分辨的问题, 提出了一种基于卷积神经网络的钝体尾迹识别方法, 并在竖直肥皂膜水洞的典型钝体模型尾迹实验中获得高准确率验证. 实验平台由自建竖直肥皂膜实验装置、钝体模型(方柱、圆柱和三角柱)及图像采集系统组成, 可基于光学干涉法实现对不同速度下钝体肥皂膜尾迹的高清持续拍摄. 所建立卷积神经网络识别模型由输入层、卷积层、池化层、全连接层和分类层组成, 其中, 卷积层和池化层用于提取尾迹的深层次特征信息, 而全连接层和分类层构成识别分类模式来分类输出图像对应的钝体类型或雷诺数. 通过将9000张尾迹图像数据集导入卷积神经网络模型, 以数据驱动方式建立了具有钝体形状或雷诺数识别能力的尾迹特征识别模型. 结果表明, 该模型对相同雷诺数下识别钝体形状的准确率达97.6%(识别300张不同形状钝体尾迹图像), 对不同雷诺数下识别钝体形状的准确率达96%(识别1200张不同雷诺数尾迹图像), 即使将不同钝体形状和雷诺数下尾迹图像混放一起, 其钝体形状和雷诺数识别准确率也可以达到91%(识别1500张混放尾迹图像). 该方法为进一步利用人工智能提取流体尾迹中的物理信息提供借鉴.
2022, 54(1): 59-67.
doi: 10.6052/0459-1879-21-404
基于四步半隐式特征线分裂算子有限元方法, 对串列布置双圆柱双自由度涡激振动问题进行了数值模拟计算, 并分析了间距比、剪切率、频率比以及折减速度4个参数对圆柱结构动力响应的影响. 研究发现: 不同固有频率比与剪切率对下游圆柱振动幅值影响较大, 然而对上游圆柱振动幅值影响较小. 上游圆柱在两个自由度方向达到最大值的折减速度不同, 然而下游圆柱基本同步. 上游圆柱共振区的范围明显宽于下游圆柱, 同时上游圆柱较下游圆柱会更早进入与退出共振区间. 另一方面, 双圆柱主要在锁定区间完成相位的转变, 随频率比增大能量从流体传递到柱体的速度会减慢, 导致圆柱体结构完成从同相到反相的转变速度会减慢. 剪切来流工况下, 当间距比大于3.5时, 升力与位移相位差会出现“平台期”. 当间距比超过临界值时, 随着折减速度的增大, 流体力功率谱密度曲线出现的杂频会增多, 导致出现能量“反哺”现象. 最后, 在均匀来流工况下, 升阻力功率谱密度曲线中主频率值呈两倍关系, 然而随着剪切率的增加, 流体力功率谱密度曲线会基本重合.
2022, 54(1): 68-82.
doi: 10.6052/0459-1879-21-381
乘波体因优异的气动特性, 被认为是突破现有“升阻比屏障”的有效途径之一, 已成为高超声速飞行器气动设计的研究热点. 针对常规单级压缩乘波前体压缩量不足的问题, 基于局部偏转吻切方法提出一种多级压缩乘波体设计方法, 实现了多道非轴对称激波的逆向乘波设计. 通过引入多道非轴对称激波, 可充分发挥乘波前体的预压缩效果, 并为复杂外形条件下的高超声速飞行器设计提供新的思路. 以基于非轴对称椭圆锥激波的两级压缩乘波体为例阐述了该多级设计方法, 并在相同条件下设计了3种不同长短轴比的两级椭圆锥压缩乘波体. 设计状态下的数值模拟结果表明, 无黏条件下, 该设计方法得到的壁面压力分布与CFD结果基本一致, 且对应气动力参数的最大误差仅为0.3%左右, 证明了该方法的可靠性. 相较于两级圆锥压缩乘波体, 长短轴比大于1的两级压缩乘波体拥有更好的压缩性能和升阻特性, 但总压恢复系数和容积特性有所下降, 而长短轴比小于1的两级压缩乘波体性能恰好与之相反. 黏性条件下, 此类乘波体的激波系结构变化不大, 两道椭圆锥激波在底部截面基本相交, 仍具备较佳的乘波特性.
2022, 54(1): 83-93.
doi: 10.6052/0459-1879-21-357
新型近空间高超声速飞行器大多具有尖头薄翼的外形, 驻点下游机身附近的强剪切流动及气动加热具有显著的非平衡特征. 由于加热总量预估和实验测热数据辨识的需要, 工程上越来越关注强剪切非平衡流动及气动加热预测问题. 本文结合理论建模和直接模拟蒙特卡洛数值模拟, 研究了振动非平衡条件下的可压缩库埃特流动的气动力/热问题. 首先基于参考温度方法, 在量热完全气体模型下, 得到了可压缩库埃特流动参考温度的理论公式. 然后分析了振动非平衡过程对于参考温度和雷诺比拟关系的影响, 得到了表征振动非平衡强弱程度的无量纲判据, 并利用该判据构建了考虑振动非平衡效应的摩阻与热流预测理论. 最后用DSMC计算数据对理论分析结果进行了验证与标定. 理论和数值结果表明, 振动非平衡效应会导致可压缩库埃特流动的摩阻减小, 但热流和摩阻仍然满足雷诺比拟关系, 只是比拟系数需要引入振动能传热影响的修正. 该研究可以加深对强剪切流动中振动非平衡效应的认识, 其中的非平衡流动判据也可进一步推广用于研究更为实际的气动加热问题.
2022, 54(1): 83-93.
doi: 10.6052/0459-1879-21-414
采用浸没边界格子Boltzmann (immersed boundary-lattice Boltzmann, IB-LB)模型执行动边界绕流数值模拟时, 信息交互界面和边界力计算格式直接影响流动求解器的数值精度和计算效率. 基于隐式扩散界面, 一种改进的直接力格式IB-LB模型被提出. 边界力表达式基于欧拉/拉格朗日变量同一性准则推导, 转换矩阵描述的信息交互界面耦合了拉格朗日节点间的非同步运动. 采用Richardson迭代数值求解关联边界力与无滑移速度约束的线性方程组, 不仅克服了传统速度修正格式中矩阵求逆引起的计算效率问题, 而且摆脱了算法稳定性对拉格朗日点分布的依赖. 根据解析解已知的Taylor-Green涡流评估本文模型的数值模拟精度, 结果表明改进的IB模型能够完整保留背景LB模型的二阶数值精度. 静止圆柱和振荡圆柱绕流数值实验结果表明, 当前模型在涉及复杂外形和运动界面的流动模拟中能够提供可靠的数值预测, 满足力同一性的IB-LB模型能够有效抑制非定常流体力的伪物理震荡. 波动翼型绕流模拟验证了当前模型的实用性, 可在大变形柔性体流固耦合动力学问题中进一步推广.
2022, 54(1): 94-105.
doi: 10.6052/0459-1879-21-315
交通流特性是混合交通流建模的一个重要因素. 交通流模型中的分岔现象是导致复杂交通现象的因素之一. 交通流的分岔, 涉及复杂的动力学特征且研究较少. 因此, 提出了一个最优速度模型来研究驾驶员记忆对驾驶行为的影响. 基于带有记忆的最优速度连续交通流模型, 利用非线性动力学, 分析和预测了复杂交通现象. 推导了鞍结 (LP) 分岔存在条件, 并通过数值计算得到了余维1 Hopf (H) 分岔、鞍结 (LP) 分岔和同宿轨 (HC) 分岔以及余维2广义Hopf (GH) 分岔、尖点 (CP) 分岔和Bogdanov-Takens (BT) 分岔等多种分岔结构. 根据双参数分岔区域的特点, 研究了记忆参数对单参数分岔结构的影响, 分析了不同分岔结构对交通流的影响, 并用相平面描述了平衡点附近轨迹的变化特征. 选择Hopf分岔和鞍结分岔作为密度演化的起点, 描述了均匀流、稳定和不稳定的拥挤流以及走走停停现象. 结果表明, 驾驶员记忆对交通流的稳定性有重要影响; 动力学行为很好地解释了交通拥堵现象; 考虑余维2分岔的影响, 能更好地理解交通拥堵产生的根源, 并为制定有效抑制拥堵的方法提供一定的理论依据.
2022, 54(2): 1-13.
doi: 10.6052/0459-1879-21-509
斜爆轰发动机和激波诱导燃烧冲压发动机在高马赫数吸气式发动机中具有重要应用前景, 但是斜爆轰发动机是否具有足够大的净推力, 还是一个未知的问题, 因此需要对高马赫数冲压发动机的推进性能以及提高推力的方法进行理论研究. 本文主要分为3部分. 第1部分理论研究了超燃冲压发动机中的爆燃波和爆轰波的传播特性. 保证发动机稳定燃烧是提高推力的前提. 通过对爆燃波和爆轰波传播特性研究, 得到了影响发动机燃烧稳定性的关键参数和物理规律. 第2部分研究了发动机处于热壅塞临界状态下的燃烧规律和推力特性. 在临界状态下, 燃烧室入口气流速度正好等于爆轰波传播速度, 二者处于平衡状态, 这是发动机推进性能的理论上限. 第3部分研究了提高高马赫数超燃冲压发动机推力的理论方法. 对于高马赫数冲压发动机, 燃烧室入口气流速度远远大于爆轰波的传播速度, 这部分速度差就是提高推力的理论空间. 对于马赫数Ma ≥ 12的超燃冲压发动机, 理论上燃烧产生的爆燃波或激波不会引起发动机不起动, 因此可以通过进一步添加燃料和氧化剂的方法来提高其推力. 理论分析结果表明, 对于高马赫数超燃冲压发动机, 不但燃烧流场是容易稳定的, 而且可以有很多方法来进一步提高推力.
2022, 54(2): 1-11.
doi: 10.6052/0459-1879-21-350
吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值, 超燃冲压发动机是其核心动力装置. 目前飞行马赫数4.0 ~ 7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟, 发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一. 本文对飞行马赫数8.0 ~ 10.0 + 的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述. 首先论述其亟待解决的关键问题和技术, 分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术, 以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术. 然后, 进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展. 进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论, 讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点. 最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议.
2022, 54(2): 1-26.
doi: 10.6052/0459-1879-21-547
对称性是振动理论中5大美学特征之一, 然而对称性破缺又难以避免. 本文以工程中常见的易损结构—悬索为例, 探究当该系统遭遇非对称性损伤时, 对称性破缺对其面内耦合振动特性影响. 首先建立受损悬索面内非线性动力学模型, 并采用Galerkin法得到离散的无穷维微分方程. 利用多尺度法计算该非线性系统发生面内耦合共振响应的调谐方程. 截取前9阶模态, 利用数值计算方法得到无损和受损悬索的各类共振曲线及其稳定性, 通过计算最大李雅普诺夫指数来确定系统的混沌运动. 研究结果表明: 已有研究常采用抛物线模拟悬索静态构形, 然而一旦发生不对称损伤, 采用分段函数更能准确描述悬索受损后的静态构形; 对称性破缺会导致悬索固有频率之间的交点变为转向点, 其正、反对称模态均变为非对称模态; 受损后悬索的非线性相互作用系数会发生显著改变, 其内共振响应会产生明显变化; 当激励直接作用在高阶模态时, 无损系统会呈现出单模态解和内共振解, 而受损系统并没有呈现出明显的单模态解; 受损系统的分岔和混沌特性会发生改变, 系统将通过倍周期分岔产生混沌运动.
2022, 54(2): 1-11.
doi: 10.6052/0459-1879-21-542
空腔结构广泛应用于航空航天飞行器部件及地面交通工具中, 其复杂的流声特性是相关工程设计中必须考虑的关键问题. 空腔流动中的流声相互作用是空腔自持振荡的重要过程, 准确识别并解耦空腔内的流体动力学模态和声模态, 是深入理解空腔流声相互作用和能量转化机制的关键. 通过直接求解二维Navier-Stokes方程数值模拟来流马赫数Ma=0.8的亚声速空腔流动, 获得高精度流场数据; 采用动量势理论, 对动量进行流声组分分解, 获得了动量的涡熵动力学组分和声组分, 并分析各组分的空间分布特征、时间演化特性以及能量输运特性. 结果表明: 空腔流动中动量的涡熵动力学组分仅存在于近场, 集中于剪切层内呈层状分布特性, 且二者分布相似, 随主流以对流速度向下游运动; 其中涡组分携带的能量从剪切层内不断输运至剪切层外侧及空腔后缘点处, 熵组分携带的能量则不断向剪切层内输运, 并在剪切层内耗散; 声组分同时存在于近场和远场, 呈现出典型的压缩膨胀特征, 其携带的能量以声能形式由后缘点处不断以声速向上游和远场传播.
2022, 54(2): 1-10.
doi: 10.6052/0459-1879-21-569
圆球旋转入水过程对于基于先导物投放的新型入水降载方式具有重要研究价值. 采用大涡模拟方法结合均质多相流模型和VOF界面捕捉算法, 对低弗劳德数条件下疏水圆球高速旋转入水的自由运动过程进行了数值模拟, 研究了转速对入水空泡演化、流场结构和水动力特性的影响. 采用动网格与滑移网格技术实现圆球的自由运动, 并基于试验结果对比验证了数值模拟的可靠性与正确性. 旋转运动的升力效应导致圆球入水弹道发生偏转并从水面携带横向楔形射流侵入空泡内部. 采用入水砰击速度与转速进行归一化分析, 结果表明入水转速的增加显著改变了圆球的动力特性: 水平方向的速度和位移以及升力峰值都随入水转速的增加而变大, 但升力峰值受到入水速度的限制; 而垂直方向的速度和加速度以及空泡断裂深度几乎不受转速增加的影响, 并且空泡深闭合发生前圆球转速变化不大. 入水转速的增加也使液面飞溅环和空泡断裂的非对称性增强, 在较低转速时发生空泡表面闭合, 而在较高转速时则发生空泡深闭合. 对于空泡深闭合模式, 入水转速的增加带来更强的横向楔形射流, 并且抑制了空泡断裂产生的高压以及相应涡结构的生成, 致使圆球在入水砰击阶段承受更低的侧向压力.
2022, 54(3): 1-14.
doi: 10.6052/0459-1879-21-634
基于李群局部标架(local frame of Lie group, LFLG)的多柔体系统动力学建模方法可自然消除刚体运动带来的几何非线性, 使系统的广义弹性力、广义惯性力及其雅可比矩阵满足刚体运动的不变性. 本文融合李群局部标架思想和基于连续体(continuum–based, CB)的壳理论, 提出基于SE(3)群局部标架的5自由度(degrees of freedom, Dofs) CB壳单元. 与SE(3)群局部标架下几何精确壳单元相比, 该单元大大简化了插值带来的复杂性, 离散应变张量自然满足客观性. 同时, 该单元在线性化过程中不存在有限元离散与变分操作先后顺序的问题, 进一步简化了广义弹性力及其雅可比矩阵的计算. 为方便处理组合体结构, 在5 Dofs CB壳单元基础上, 通过中面变形梯度张量的极分解建立壳单元中面运动与自转(drilling)自由度之间的关系, 提出基于SE(3)群局部标架的6 Dofs CB壳单元. 为提高单元收敛精度, 采用Hellinger–Reissner两场变分原理缓解单元面内闭锁, 采用假设自然应变(assumed natural strain, ANS)法缓解横向剪切闭锁. 通过5个静力学算例验证了CB壳单元的收敛精度, 通过一个动力学算例验证了CB壳单元可消除刚体运动带来的几何非线性.
2022, 54(3): 1-16.
doi: 10.6052/0459-1879-21-584
牵引电机是铁路机车的动力源, 其关键零部件(支承轴承等)的服役性能直接影响机车传动系统的稳定性和可靠性. 对于重载机车, 传统轴承服役寿命评估方法主要基于定载荷工况, 难以准确评估轨道不平顺等复杂外部激励作用下电机轴承的服役寿命. 因此, 本文根据车辆-轨道耦合动力学理论, 考虑轨道车辆运行过程中的轮轨相互作用和齿轮啮合作用, 建立了具有牵引动力传动系统的机车-轨道耦合动力学模型; 采用线性损伤累积准则和ISO 281标准计算方法, 评估了复杂机车振动环境下牵引电机轴承的服役寿命. 结果表明, 在轨道随机不平顺激励下, 机车轮轨垂向力、齿轮啮合力、牵引电机内部转子离心力、不平衡磁拉力等明显增大; 在复杂机车振动环境中, 电机轴承内部滚子-滚道相互作用加剧, 传动端与非传动端轴承的疲劳寿命缩短; 随着线路状态的不断恶化和机车运行速度的提高, 牵引电机轴承的预测寿命里程不断减小; 由于传动端轴承承受较大的外部动态载荷, 传动端轴承的服役寿命明显低于非传动端轴承. 本文提出的评估方法可为机车牵引电机轴承的设计、选型和寿命评估提供理论指导.
2022, 54(3): 1-10.
doi: 10.6052/0459-1879-21-545
压气机流动稳定性自适应控制是未来智能航空发动机的一项关键技术. 基础研究需要回答三个关切: 如何描述系统的稳定性？如何改变系统的稳定性？如何监测系统的稳定性？为此, 本团队在压气机流动稳定性通用理论、壁面阻抗边界扩稳方法和在线实时失速预警技术等三个方面开展了系统深入的研究工作. 1)所发展的叶轮机流动稳定性通用理论既能包含流动非均匀性又能考虑叶片几何, 计算高效, 预测精度高, 为压气机气动/稳定性一体化设计提供了可靠的评估工具. 2)所发展的基于壁面阻抗边界调控策略的SPS (Stall Precursor-Suppressed)机匣处理和泡沫金属机匣处理在扩稳、降噪和保持系统气动性能方面取得实质性进展, 采用等价分布源方法建立了包含机匣处理影响的压气机失速起始预测模型, 对SPS机匣处理和泡沫金属机匣处理关键结构参数进行敏感性分析, 使其具有明确的理论设计准则. 实验结果证实, SPS机匣处理通过抑制失速先兆波的非线性演化达到扩稳的目的, 在扩稳的同时可以保持压气机的压比和效率特性; 泡沫金属机匣处理可以实现扩稳和降噪的双重效果, 也具有良好的工程应用前景. 3)所发展的基于气动声学原理的实时失速预警方法将压气机失速预警时间提高到秒量级以上, 能够在线监测系统稳定性. 综合上述理论预测方法、扩稳技术和实时失速预警技术, 发展了闭环反馈自适应控制方法, 为未来智能航空发动机提供了一种自适应扩稳控制技术.
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doi: 10.6052/0459-1879-21-560
简要介绍了第四届全国生物力学青年学者学术研讨会的会议概况, 对学术报告内容进行了总结和综述.
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doi: 10.6052/0459-1879-21-012
神经网络作为一种强大的信息处理工具在计算机视觉, 生物医学, 油气工程领域得到广泛应用, 引发多领域技术变革. 深度学习网络具有非常强的学习能力, 不仅能发现物理规律, 还能求解偏微分方程(PDE). 近年来基于深度学习的PDE求解已是研究新热点. 遵循于传统PDE解析解、PDE数值解术语, 本文称用神经网络进行PDE求解的方法为PDE智能求解方法或PDE神经网络求解方法. 本文首先简要介绍PDE智能求解发展历程, 然后从反演未知PDE与求解已知PDE两个角度展开讨论, 重点讨论已知PDE的求解方法. 根据神经网络中损失函数的构建方式, 将PDE求解方法分为三大类: 第一类是数据驱动, 主要从数据中学习PDE, 可以应用于恢复方程、参数反演等; 第二类是物理约束, 即在数据驱动的基础上, 辅以物理约束, 在损失函数中加入控制方程等物理规律, 减少网络对标签数据的依赖, 大幅提高泛化能力与应用价值; 第三类物理驱动(纯物理约束), 完全不使用标签数据, 仅通过物理规律求解PDE, 目前仅适用于简单偏微分方程. 本文从这三个方面介绍PDE智能求解的研究进展, 涉及全连接神经网络、卷积神经网络、循环神经网络等多种网络结构. 最后总结PDE智能求解的研究进展, 给出相应的应用场景以及未来研究展望.
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doi: 10.6052/0459-1879-21-617
针对机械臂一般操作过程中运动学的非完整特性进行运动规划时没有考虑机械臂与待抓取目标之间的关系与关节的实际特性, 研究了存在关节死区的漂浮基平面三连杆空间机械臂拦截目标前最后阶段的载体无扰动空间规划与控制. 首先根据拉格朗日第二类方程, 建立存在关节死区的载体位姿均不受控的漂浮基平面三连杆空间机械臂的动力学模型, 推导出三连杆空间机械臂反作用零空间的数学模型, 并对反作用零空间进行向量范数约束算法研究; 进而提出了一种具有抗干扰性与高收敛性的非奇异快速终端滑模控制算法实现系统的姿态无扰控制, 该方法采用变系数双幂次趋近率与非奇异快速终端滑模面相结合的方式, 提高系统状态收敛速度与抗干扰性. 为了消除机械臂关节存在的死区特性, 设计了自适应死区补偿器, 通过自适应控制来逼近死区特性的上界, 以消除关节死区对系统带来的影响, 确保跟踪控制的有效执行. 最后基于Lyapunov函数法证明了系统的稳定性, 并通过系统数值仿真结果验证了存在死区情况下机械臂的各关节角跟踪上无反应空间下的期望轨迹的同时载体的姿态处于稳定状态, 验证了所提方法的有效性.
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doi: 10.6052/0459-1879-21-494
剪胀性是包括岩土材料在内的摩擦性颗粒材料的重要特征之一, 其形成机制与颗粒体系内部拓扑结构的演化有关. 基于颗粒体系细观数据, 可对颗粒体系内部的拓扑结构特征及演化进行分析, 进而建立拓扑演化与宏观剪胀变形之间的联系. 采用离散单元法, 根据密实、中密和松散摩擦性颗粒材料双轴试验的宏微观数据, 从拓扑参量演化及接触网络拓扑变化所引起的三类细观结构几何特征等方面研究了颗粒材料宏观剪胀变形的拓扑机制. 研究表明: 密实和中密颗粒体系双轴试验过程存在应变软化和剪胀现象, 与细观结构的拓扑演化与几何各向异性相关, 而松散颗粒体系剪胀效应不明显; 将接触网络剖分成多边形力环结构并根据拓扑演化定义新生、消失和不变三类细观结构, 在加载过程中不同拓扑属性细观结构所占比例及各向异性存在较大差异, 且较大尺寸的力环可承担较大的几何各向异性; 新生力环结构在双轴加载过程中能够表现出更加明显的剪胀特性, 颗粒体系整体的剪胀变形受到新生结构拓扑变化及恒定结构几何变化的综合影响.
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doi: 10.6052/0459-1879-21-521
行星齿轮磨损会导致齿轮齿侧间隙非线性增大、传动精度下降、齿面冲击力增大, 进而会导致齿轮传动系统振动加剧, 因此需要对行星齿轮的齿面磨损与动力学耦合特性进行研究. 本文构建了齿轮非线性磨损与考虑齿轮齿侧间隙的非线性动力学耦合计算模型, 对行星传动齿轮磨损动力学特性进行了研究. 首先建立齿轮啮合非线性动力学模型, 获得齿轮运行过程中的非线性啮合力; 进一步将非线性啮合力与齿轮齿面磨损模型相结合, 研究齿轮齿面磨损分布规律; 并根据齿轮磨损后的齿侧间隙对齿面重构, 同时对齿轮动力学模型进行更新; 进而得到行星齿轮传动中动态啮合力和磨损特性的变化趋势, 并获得齿轮传动系统齿轮齿向振动响应. 数值计算结果表明, 行星齿轮磨损导致齿轮在单-双齿交替啮合时产生的冲击增大, 同时太阳轮-行星轮啮合齿对对磨损较为敏感, 齿面啮合条件剧烈恶化, 是造成行星齿轮传动性能退化的主要原因, 本文研究结果为行星齿轮传动系统运行状态评估与可靠性预测提供了理论基础.
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doi: 10.6052/0459-1879-21-554
超空泡射弹通过超空泡减阻技术在水下高速长距离航行，是对抗水下近距离威胁的有效手段。为了扩大防御范围、增加杀伤力，超空泡射弹具有很高的发射速度。高速超空泡射弹在入水时中受到极大的冲击载荷，发生显著的结构变形，结构变形与流场之间存在相互影响和作用，常规的基于刚体假设的仿真研究方法不再适用。为了研究高速超空泡射弹入水过程中的结构变形及其对流体动力特性的影响，通过耦合流体力学求解器和结构动力学求解器，建立了射弹高速入水双向流固耦合仿真模型，并通过与文献中的试验结果进行对比验证了该模型空泡形态计算方法和耦合方法的准确性。使用双向流固耦合的方法对高速射弹在不同初始攻角入水过程中的超空泡流动特性及结构变形特性进行了数值模拟研究，通过对比流固耦合模型与刚体模型的计算结果，得到了超空泡射弹的结构弯曲变形对流体动力载荷的影响。研究结果表明：高速射弹入水过程中流固耦合效应对超空泡流型及流体动力载荷的计算结果有显著影响；本文所研究的射弹在考虑流固耦合效应，带攻角垂直入水两倍弹长的范围内，超空泡射弹的流体动力载荷与弯曲变形之间形成正反馈；高速超空泡射弹在入水过程中受到的流体动力载荷及弹体应力应变随入水初始攻角的增加显著增大，研究对象在初速1400m/s的条件下入水时，当初始攻角不超过2°时不存在结构安全性问题。
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风洞测力试验是高超声速飞行器研发的重要环节, 随着这项技术的发展, 试验模型的大尺度化成为高超声速风洞试验的趋势. 在几百毫秒的有效测试时间内, 大尺度测力系统刚度减弱等问题会严重导致气动力辨识精度变差, 试验模型大尺度化对短时脉冲燃烧风洞精确气动力辨识带来了挑战. 对此本文提出了一种新的基于传统信号处理结合深度学习的智能气动力辨识算法, 该框架分解两个主要阶段: (1)信号分解(2)数据训练. 其中信号分解阶段通过变分模态分解将原始数据分解为不同模态子信号, 随后通过Pearson相关性分析筛除干扰子信号; 在训练阶段通过深度学习模型提取训练数据集中含有有效特征的子信号, 最终得到真实气动力信号. 此外, 为增强算法的鲁棒性, 在算法框架不同阶段通过不同方法对算法中的超参数进行优化得出最优参数组合. 此算法在气动力辨识精度以及抗干扰等方面都得到了比较理想的结果. 通过悬挂测力实验台进行验证, 结果表明该算法可以有效滤除由大尺度模型带来的传统方法难以消除的干扰分量. 最后应用于脉冲燃烧风洞的大尺度模型测力系统, 气动力辨识精度得到有效提高.
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doi: 10.6052/0459-1879-21-484
