针对自主设计的宽体客机大涵道比涡扇发动机反推格栅,在栅前马赫数Main分别为0.18、0.30和0.35这3种典型工况下进行了实验与数值模拟研究,获得了反推格栅的气动性能和流场特性,并验证校准了反推格栅的数值模拟方法.数值模拟与实验测量的对比结果表明:数值模拟可以较准确地预测反推格栅的性能;反推格栅的出口总压恢复系数及出口落后角分布均与实验值较为吻合.

针对高负荷跨音速风扇级内部强逆压力梯度、强黏性剪切与可压缩跨音速流动特征,基于通道几何曲率控制技术开展高负荷跨音速风扇级的气动优化设计。通过合理调整通道几何曲率分布规律,在设计条件下,获得了一个高负荷风扇级气动新结构。结果表明:优化后的高负荷风扇级总压比达到2.490,绝热效率大于87%,质量流量达到25.8 kg/s,具备了较宽的高效率工作范围;叶片通道几何曲率从动力学层面上对通道附面层乃至主流具有重要的导流以及整流效果。

为了有效改善轴流风机气动和声学性能,以带后置导叶的OB-84型单级动叶可调轴流风机为对象,利用Fluent软件和Ansys有限元分析模块,对比叶片弯曲前后风机的气动性能和内流特征,分析其静力结构特性并进行了噪声预估。结果表明:叶片弯曲后风机全压提高,大体积流量侧气动性能改善效果明显,设计工况点前弯3.0°性能提升最佳,全压和效率分别提升了3%和0.16%;前弯叶片增大了叶根区轴向速度,延缓了叶根区分离流动的出现,提升了叶片中下部做功能力,减小了叶顶区吸力面与压力面间的压差,有效抑制了叶顶泄漏流的产生;弯曲叶片对降低声功率级影响较小,但可缩小高噪声区分布,从而降低风机噪声。

为研究叶型前缘加工误差对叶栅气动性能敏感性,以NASA Rotor 67转子70%叶高截面基元级叶型为研究对象,选择Clamped型非均匀B样条曲线实现叶型前缘数学描述。采用单因素法建立叶型前缘加工误差模型,提炼出叶片弦长误差、前缘轮廓度误差、几何进气角误差三个误差模型;随后结合L9(34)正交实验及数值模拟方法研究超声速来流条件下三维直列叶栅不同前缘误差类型对叶栅气动性能的敏感性。正交实验极差分析及显著性分析均表明:前缘轮廓度误差FP是影响叶栅气动性能的主要影响因素(75%以上可能性),叶栅性能随前缘轮廓度增加呈现恶化趋势,即叶型前缘越厚,叶栅总压损失越大,扩压能力越小。进一步分析轮廓度误差对叶栅性能影响机制得出:激波损失是叶栅性能随轮廓度误差加大而恶化的重要原因。

基于计算流体力学(CFD)方法,计算风对桥梁的静力作用。首先在二维和三维风场环境中,分别计算了同一桥梁断面的三分力系数,将其与风洞试验结果进行了对比。然后在三维风场下,分别以扁平箱梁、分离式双边箱梁和∏型梁三种经典桥梁断面为结构模型,建立-5°～+5°共11个风攻角下的流场模型,以剪切应力输运k-ω模型为湍流模型,提取不同攻角下的三分力系数,绘制了桥梁结构模型周围的风场特征图,包括压力云图、速度和旋涡的分布图,分析不同桥梁断面形式的抗风性能。结果表明,三维的计算结果更加接近试验值,其阻力系数和升力系数与试验值的误差分别为1.36%和0.054%。通过三维数值分析得到的数据可以初步确定抗风性能好的断面类型,能为大跨度桥梁的设计与研究提供重要参数。

在NACA0018翼型吸力面布置固定气动弹片后,比较了原始翼型和弹片翼型的气动性能及噪声特性。采用数值模拟方法,在6°~24°范围内计算攻角气动弹片对翼型气动性能及噪声特性的影响,并分析了其流动控制机理。结果表明:气动弹片在大攻角下的效果较好,升力系数可提高37.11%,且可减缓流动分离向前缘发展,提高气流下洗能力;攻角较大时,气动弹片可以减小翼型在接收点处的噪声总声压级的4.23%,且翼型噪声总声压级在指向性分布上呈现偶极子特性。

以周向均布四组共轴单元组成的八旋翼飞行器为研究对象,采用计算流体力学的方法,通过商业软件FLUENT对整机飞行器进行数值模拟研究,得到旋翼附近流场的涡流粘度云图、压力云图和流线图.由结果分析可知,采用单相流模型及Spalart-Allmaras湍流模型可以有效地模拟该共轴八旋翼在工作转速下的气动特性.当旋翼旋转时,靠近旋翼壁面的流速明显变快,并在旋翼横截面曲率最大处达到最大值.由于上旋翼尾迹的影响,压差大的区域主要集中在旋翼桨尖附近,此时流线分布也表明共轴上下旋翼之间以及相邻共轴旋翼单元之间存在强烈的气动干扰,这部分干扰可能有利于提高整机升力.

牵引电机冷却风扇是高速列车安全运行不可缺少的部件。由于列车方向交替运行,冷却风扇设计为正反转,要求冷却风扇正反转时具有相似的性能。因此,冷风风扇采用直叶片和对称壳体结构,其气动性能相对较差,与常规风扇相比,气动噪声相对较高。为了研究特殊电机冷却风扇的气动特性和气动噪声,在不同转速下对模型进行了三维数值模拟。采用声类比方法对离心冷却风扇噪声进行了分析,并在半消声室对牵引电机冷却风扇的运行噪声进行了测试。结果表明:在不同转速下,风扇出口处的流动特性相似,并给出了风扇出口的速度分布;随着转速的增大,总声压级呈线性增大。研究结果可以更好地理解气动噪声机理,改进离心式冷却风扇的结构,以降低空气动力噪声。

利用Fluent软件预测了风力机翼型在覆冰状态下的气动性能和气动噪声,采用大涡模拟与基于Lighthill声类比的FW-H模型相结合的方法模拟了不同覆冰状态下的声压级频谱和功率谱密度分布特征,分析了攻角和来流风速对声压级频谱和功率谱密度分布特征的影响。结果表明:覆冰使翼型的气动性能下降,升力减小,气流与壁面提前分离并进入失速区;明冰对翼型气动性能的影响最显著,霜冰次之;翼型覆冰后气动噪声明显增大,尤其覆明冰时翼型的气动噪声更突出;翼型覆冰前后气动噪声均随攻角增大而提高,未达到和超过失速攻角时气动噪声分别呈低频离散特性和宽频特性;来流风速对气动噪声的影响体现在总声压级上,各监测点的总声压级均随来流风速的增大而增强。

基于压头圆角等效原理和边缘应力集中理论,建立了接触边界形状时刻变化的含单个相贯孔阀套的动态摩擦力计算模型;同时,引入多组相贯孔的耦合原理,建立了含多个相贯孔阀套的摩擦力计算模型,并与其实验结果进行对比,分析了气动调节阀阀套相贯孔与阀芯密封接触面的微间隙往复式动态摩擦特性.结果表明:所建立的摩擦力计算模型可行有效;相贯孔所产生的边缘应力集中效应对于摩擦特性的影响较大;含相贯孔阀套的摩擦力高于无孔阀套的摩擦力,且随着相贯孔接触线长度的增加,其摩擦力增大;较大的圆角半径可以减小相贯孔与密封面的摩擦力,而且圆角半径越大,其影响越显著.