频繁启停是高速地铁在隧道内运行的特点,文章采用动模型试验数据验证了基于重叠网格技术的数值计算方法的准确性,分析了4种不同的启停模式对高速地铁隧道空气动力学效应的影响,并与匀速通过隧道的工况进行了对比。结果发现启停模式对列车通过隧道的气动特性影响较大,启动加速的时间越短,车体压力波峰峰值和气动阻力越大,且列车启动位置距隧道口越近,车体表面压力波峰峰值和气动阻力就越大,但气动阻力的增加幅度较小;相比于匀速通过隧道,列车在隧道内启停过程加减速时间为5 s时,车体表面压力波峰峰值和气动阻力都明显增大;加速时间为5 s与15 s相比压力波峰峰值增加20%。列车在隧道中心停车时,隧道和车体表面仍然存在压力波动,且在停车30 s内压力波幅值基本不变,对于大阻塞比高速地铁列车,应该适当考虑站台停车时压力波对车内乘客安......

为了研究高速电梯轿厢的气动外形设计对气动噪声的影响,采用Transition k-kl-omega模型分析了3种轿厢外形与气动噪声的关系,研究了高速电梯轿厢及其上下两端分别安装锥形整流罩和拱形整流罩时,轿厢周围流场与气动噪声特性以及整流罩对轿厢气动噪声的影响。利用Fluent软件对轿厢高速运行产生的流场进行了仿真,获得了轿厢表面的空气流速和静压力。仿真结果表明拱形整流罩相比于锥形整流罩气动性能好,风噪消减效果更显著,同时,给出了整流罩拱顶高度的优化值,为高速电梯整流罩的设计提供了有益参考。

通过风洞试验对某高速动车组整车、受电弓及转向架远场气动噪声特性进行分析。试验结果表明,高速动车组远场气动噪声是一宽频噪声,总声能随速度的6.6次方增加;由受电弓引起的远场气动噪声主要集中在中高频,噪声峰值频率随速度变化线性增加;由转向架引起的远场气动噪声主要集中在中低频,噪声峰值频率与速度无关。在此基础上,通过大涡模拟和声扰动方程获得该高速动车组近场噪声。高速动车组远场噪声测点仿真结果与试验结果的最大差值2.2dB(A),最大相对误差2.5%,表明仿真模型的准确性。仿真结果表明,车头近场噪声以车头鼻尖为界,底部气动噪声能量大于上部流线型气动噪声能量,其中转向架舱位置噪声能量最大,因此进行车内外降噪方案设计时,应重点关注车头转向架舱位置。

以流体力学和气动声学为理论依据,建立了高速动车组包括头车、中间车、尾车、车底转向架、车顶受电弓于一体的气动噪声计算物理模型,并对其进行了噪声仿真分析,结果表明转向架部位、受电弓部位气动噪声级达到130 dB以上,高于车头部位的气动噪声,并且入流端第一转向架部位气动噪声最大;车体侧面气动噪声相对较小,总体来看,随着速度的增加,气动噪声明显增大。

飞机电子设备舱内环境温度直接影响舱内设备的可靠性及寿命。严酷的气动热作用、舱体结构的复杂性以及换热方式的多样性使得高速飞机电子设备舱内环境温度监测具有较高难度。提出考虑气动热影响的整体热分析策略,求解高速飞机电子设备舱内环境,即利用气动加热工程算法与数值仿真联合获得设备舱外部环境温度,再将其作为边界条件,求解设备舱内部温度场。对典型高速飞机电子设备舱内环境温度进行了数值仿真,计算中考虑气动热影响,获得了电子设备舱内环境温度分布,并验证了分析方法的有效性。

适应现代战场需要,红外探测技术被不断延拓应用于军事领域,高速飞行条件下红外探测关键技术日益成为国内外的研究热点。通过归纳分析高速飞行条件下红外探测系统平台、气动光学效应防护、红外图像处理等关键技术,为红外探测技术在军事领域的推广与应用提供参考建议。

针对多级航天器级间分离研究的地面试验需求,在高速风洞中发展了能够同时模拟前、后级运动的级间分离试验技术。利用风洞的上、下迎角机构,配置电机、传动系统和控制系统,建立了可变迎角和x向位移的上驱动机构,以及可变迎角、x向位移和y向位移的下驱动机构。分别将多级航天器的前、后级模型及测力天平与风洞上、下驱动机构连接,在级间分离计算机控制下,可开展前级迎角、后级迎角、前后级x向和y向相对位置协同模拟的轨迹模拟试验。调试和应用结果表明上驱动机构可实现迎角–15°~15°、x向0~200 mm范围内的受控运动;下驱动机构可实现迎角–11°~49°、x向0~680 mm、y向0~507 mm范围内的受控运动;系统可用于常规测力试验、投放试验、网格测力试验和轨迹捕获试验。

尾翼是改善高速车辆行驶稳定性的重要装置。利用CATIA软件建立了MIRA三维模型,对其外流场进行了数值模拟,利用Profili软件对尾翼进行了设计,对加装尾翼高速轿车的外流场进行数值模拟,分析了尾翼的翼型与攻角形式对高速轿车气动升力的影响。结果表明,随着翼型的弯曲程度逐渐增大,升力系数逐渐减小,当尾翼翼型为S1223型,整车气动升力系数最大;随着攻角增大,汽车阻力系数逐渐增大,而升力系数逐渐减小。

以高速公路声屏障为研究对象,基于某市某段高速公路的工程概况确定声屏障的长度以及高度,对声屏障孔型结构进行优化设计,并利用Fluent流体力学计算软件对不同方案的声屏障进行气动噪声数值模拟计算以达到降噪要求。结果表明菱形孔型结构声屏障较其他声屏障优化设计方案降噪效果更明显,在噪音监测点30 m处降噪19.17 dB,平均降噪11.26 dB,符合4a类声环境功能区划分噪声限值,达到降噪要求。

为了探究进气道低马赫数不起动时的振荡特性,本文结合一体化前体/进气道构型,通过非定常仿真手段,对比研究了来流马赫数变化对进气道低马赫数不起动振荡流场以及飞行器气动力的影响规律。结果表明低马赫数不起动时出现了稳定的振荡周期,且周期随着来流马赫数的增大而增长。由于拥塞发生在喉道处,其振荡流场单纯地表现为口部分离包的涨大和缩小,并且沿程压力的均值和幅值都呈现出喉道高两头低的分布趋势,而马赫数的增大会加剧此趋势。喘振周期中升力系数CL和阻力系数CD的变化趋势大致相反,升阻比曲线则表现为随分离包吐出而增大、吞入而缩小的趋势。CL和CD随着马赫数增大是整体下降的,但是脉动幅值变化不大,升阻比对马赫数的变化也并不敏感。此外,在进气道实现自起动过程中,当喉道瞬时流量高于起动时的流量一定程度,口部分离包......