基于三维、可压缩、非定常N-S方程和k-ε双方程湍流模型,对不同主型线头部列车隧道交会气动效应进行数值模拟,得到列车在隧道内交会时的侧向力、总阻力以及隧道壁面压力变化。研究结果表明:隧道壁面和列车表面压力测点数值计算结果与动模型实验、实车试验结果较吻合,相对误差均在5%以下;单拱型列车隧道交会气动性能略优于双拱型;纵剖面型线对列车隧道交会气动力影响较大,纵剖面型线从下凹变化到上凸,头车、中间车和尾车侧向力幅值系数分别增加11.2%,14.0%和23.7%,最大总阻力系数增加7.2%;水平剖面型线从最宽外形变化到最窄外形,头车、中间车和尾车侧向力幅值系数分别增加3.4%,2.4%和4.6%,最大总阻力系数减小4.0%;改变头部主型线对隧道壁面压力变化影响较小,最大相对误差为1.7%。

针对火星和地球大气分子热力学和化学行为的差异性,采用理论分析和数值模拟两种手段,研究探测器进入过程高超声速流动的分子振动激发、离解反应及热力学和化学非平衡等真实气体效应,获得不同气体模型条件下的高超声速气动加热规律,探究引起地火差异的根本原因。分析认为,探测器进入火星大气层的稀薄气体效应明显;激波层内发生CO_2气体为主的大规模离解,在极高温环境下O_2和CO也将离解;沿进入轨道的高超声速流动基本处于化学非平衡但热力学平衡状态;激波层内能量储存和分配模式因分子振动激发和化学反应而改变,分子振动激发会增强气动加热量,但均介于化学反应模型的完全非催化和完全催化壁结果之间;相同来流条件下CO_2介质高超声速气动加热强于空气介质,但真实的火星进入热载荷因大气稀薄而弱于地球再入环境。相关研究为我国未来......

扑翼飞行器是一种模仿鸟类和昆虫飞行方式的新型飞行器.翼型参数设计对提高扑翼飞行器性能至关重要,为研究扑翼翼型厚度和翼型弯度对前飞扑翼气动性能的影响,基于自然界中飞行生物的实验观测结果建立了前飞扑翼气动特性计算模型,针对不同厚度和弯度的NACA系列标准翼型,采用计算流体力学方法求解二维不可压缩非定常Navier-Stokes方程,基于有限体积法并结合动态网格技术,分析了低雷诺数条件下对应不同来流速度的刚性前飞扑翼气动力、能耗、气动效率以及周围流场结构随翼型厚度和弯度的变化规律.结果表明,不同来流速度条件下扑翼推力和能耗均随翼型厚度的增大而逐渐减小,随着翼型厚度的增大,扑翼推进效率最大降幅达15.9%;翼型厚度的增加,降低了前缘涡强度并延迟了前缘涡的脱落.翼型弯度可以改变翼型的有效气动攻角,翼型弯度的增加可以显......

以某型航空发动机压气机转子为研究对象,考虑叶盘间动静干涉的影响,对压气机叶盘转子内部的三维流场进行了模拟。通过静频试验引入叶片失谐量,基于Kriging模型完成了耦合界面载荷数据的传递,分析了压气机转子叶片表面非定常气动载荷的分布规律,并讨论了失谐和气动载荷对压气机转子叶盘系统振动特性的影响。结果表明:压气机叶片受到的气动载荷为非定常脉动压力,主导频率为动静干涉频率f0的倍频;在干涉周期T内,压力面和吸力面气动载荷的变化呈相反趋势,且压力面气动载荷的非定常性明显大于吸力面气动载荷的非定常性;失谐和气动载荷的作用加剧了叶盘系统的振动。研究结果为压气机叶盘转子系统的动力学设计提供了理论依据。

飞机/发动机噪声控制技术是目前绿色航空概念的主要目标之一,也是航空领域大国间竞争的关键技术。经过半个多世纪气动声学理论和飞机/发动机噪声控制技术研究后,进一步降低飞机噪声遇到了技术瓶颈。湍流宽频噪声由于其物理机制的复杂性、流动过程的无法避免性和在飞机/发动机流场中存在的普遍性,已成为当前气动噪声控制的难点和重点。以"师法自然"为核心的仿生学气动噪声控制,得到了前所未有的重视和研究,为气动噪声控制提供了新的思想,并构成了气动噪声控制的新方向。以飞机/发动机湍流宽频噪声控制为对象,首先回顾了仿生学气动噪声控制技术的研究历史,并详细介绍了机翼/叶片尾缘和前缘的仿生学降噪研究现状和发展动态,分析了目前仿生学气动噪声控制理论和技术的主要问题及未来的研究重点和发展方向。

随着列车运行速度的提高,列车产生的噪声对周围环境产生的影响愈发严重。高速列车受电弓位于车顶,其产生的气动噪声成为高速列车主要噪声来源之一。选取某典型受电弓结构建立受电弓的流体及气动噪声的仿真分析模型,通过大涡模拟方法计算流场场量的分布特征及气动噪声大小。根据仿真分析结果研究受电弓气动噪声产生的机理,并在此基础上引入翼缘仿生结构对当前受电弓结构进行优化改进。研究结果表明,仿生优化后的受电弓能够有效降低受电弓尾涡脱落量,降低了气动噪声,并且其宽频噪声品质表现较好,具有比较良好的空气动力学性能。另外,优化后的受电弓适当的提高了受电弓的升力,可以减小跳网情况的发生,有助于受流稳定,具有一定的工程参考价值。

在无再入观测数据条件下,为了对弹道导弹的落点和气动阻力参数进行高精度联合预报,基于导弹末端速度变化范围的限制,预估气动阻力参数变化范围;将气动阻力参数作为随机过程建模并增广为目标的状态,基于无迹变换法建立了考虑气动阻力、地球自转和J2摄动的落点预报和误差分析模型,计算了落点误差散布椭圆。仿真结果表明,该方法能有效预估气动阻力参数范围,显著提高了落点预报和误差分析的精度(尤其是落地时刻),对于导弹早期预警具有较高应用价值。

结合自主设计的助燃激励器结构,在5400V电压条件下对氩气电离过程进行了数值模拟分析,得到了电子密度、活性粒子浓度、气体运动速度等随时间的变化规律。结果表明,电子密度在放电开始阶段迅速增加,之后逐渐下降,电子密度消失的速度从电离区间的中部向着两极逐渐减缓,最后急剧减少; Ar+离子浓度在放电开始后急剧增加,之后随着时间推移以每0. 01s降低一个量级的速度下降,当t=0. 35s时摩尔分数基本达到初始状态;等离子体对流场的扰动从放电开始的0. 005 m/s不断地波动式的减少,当总电场不能使放电继续产生时,等离子体的气动效应随即停止。

为提高纯气动毛边折入装置的折入效率以及稳定性,对纯气动毛边折入装置的折入机制进行研究,建立纯气动折入装置二维纱线-气流场流固耦合模型,对不同长度的纱线线头整个折入过程进行流固耦合仿真。对比实验中不同长度的纱线线头最终的折入状态,分析纱线与斜吹、折入气流场之间的相互作用以及纱线在该气流场中的运动规律。在仿真模拟中,斜吹气流作用在纱线线头上时,驱使线头向-y方向移动;当纱线线头弯曲到一定程度时,开启折入气流,关闭斜吹气流,使纱线头端开始向-x方向移动,并完成折入过程;随着长度的减小,纱线线头折入难度逐步加大。结果表明:在空间异向射流气流场的作用下,长度为10 mm的纱线可在5.7 ms内完成折入过程,可用于转速为800 r/min的无梭织机的光边处理。

在常规气动声学研究中,机翼结构往往被视为不会与流体发生耦合作用的刚性体,认为流体压力不会引起机翼结构振动。但实际上机翼结构在外部流体激励作用下会产生振动,结构振动会起流场变化进而引起气动噪声变化。对于弹性较大的机翼结构忽略这种流固耦合振动噪声效应会导致数值模拟结果偏离实际情况。为了研究流固耦合振动效应对气动噪声预测结果的影响,以NACA0012翼型为对象,采用CFD/CSD耦合数值方法求解翼型流场和结构场的非定常响应,再通过FW-H方程评估翼型的远场辐射气动噪声。仿真结果表明考虑流固耦合效应时翼型的气动噪声要显著大于刚体模型情况,并且噪声声源指向性发生明显改变。对机翼表面涡量分析发现,机翼的振动改变了机翼表面压力分布,导致机翼表面湍流动能增强,进而造成机翼辐射气动噪声的增大;并且弹性机翼辐射的气动......