目的对含弹的内埋弹舱模型进行噪声仿真和试验研究。方法计算采用"CFD+CAA"的混合方法,采用DDES计算流场,基于M?hring声学类比方法得到测量点的噪声信息。采用该方法与空腔M219标准试验结果进行对比。内埋弹舱吹风试验在全消声室中进行,并采用传声器阵列识别主要噪声源。结果计算与试验得到的不同来流条件下,不同测量点的噪声频谱曲线基本一致。弹舱内最大声压级出现在中间弹翼附近的侧壁上,与声源识别的主要噪声源的位置一致。结论该研究可为内埋弹舱的设计提供参考和技术支持。

由于加工误差、外物损伤等原因,压气机叶片前缘容易产生钝头变形。为分析其带来的影响,使用SST湍流模型并结合γ-θ转捩模型进行了数值模拟。通过叶片吸力面边界层形状因子、法向平均间歇因子和叶栅出口总压损失系数等参量,研究了钝头前缘对边界层发展所带来的影响。同时针对一种前缘曲率连续的改进叶型进行了研究。结果表明在很宽的攻角范围内,压力面边界层受钝头变形影响极小。吸力面边界层受影响程度则会随着攻角增大而提高,当攻角超过一定范围,钝头前缘会显著改变边界层发展,影响整个主流流场。

高超声速飞行器在飞行过程中承受着严酷的气动力与气动热载荷,这些载荷与结构弹性力、惯性力相互耦合,严重的耦合效应将有可能导致飞行器壁板结构发生颤振,引发灾难性事故,危及飞行安全。本文给出基于三阶当地流活塞理论的升力面非定常气动力计算公式,基于PCL和DMAP语言自主研发了非线性热气动弹性响应分析软件。以复合材料壁板为研究对象,分别建立基于三阶经典及当地流活塞理论的气动模型,分析了常温及考虑温度梯度的非线性热气动弹性响应,并与文献结果对比,验证了方法的正确性。

为研究高温气冷堆中燃料球的气动力提升过程,本文采用三维计算流体力学数值模拟与三自由度动力学仿真解耦的方法对燃料球的运动轨迹进行了模拟。通过计算流体力学方法计算了燃料球在提升管内所受的气动力,运用三自由度动力学仿真给出了燃料球在输送管道内的运动轨迹。将数值模拟的运动轨迹与实验测量的结果进行对比发现,本文数值模拟可准确地预测燃料球的运动轨迹和碰撞次数,与实验结果相符。这表明本文方法可用于模拟高温堆燃料球的气动力提升过程。

发展了一种1.5D、非定常的计算流体力学(CFD)模型用于快速准确地预测大型动叶可调轴流风机的气动性能。该模型基于求解1.5D的欧拉方程附加源项,其中源项用于模拟叶片排、摩擦和流道变化对气流的影响,并可以通过求解叶片排的进出口速度三角形求得。附面层模型、损失模型和落后角模型用于求解叶片排进出口气动性能参数。根据给定的单级动叶可调风机在设计转速下的实验气动性能曲线,优化模型中的损失系数和落后角系数使得计算结果和实验计算相近。改变动叶可调风机的安装角,本模型预测得到的该风机在安装角变化(+10°,+5°,-5°,-10°)的性能曲线与实验结果误差小于2%,这证明了本模型在经验参数优化后能够较为准确地预测出动叶可调轴流风机的气动性能,具有较强的工程应用价值。

介绍了一种用于装截船检测吃水深度的传感器气动头的设计,它利用空气动力学的原理,通过衡定流量的压缩空气,向船底发射气泡,利用气动头检测压力的变化并加以放大来实现对装截船吃水深度的检测。它由气泡发射装置、海水止回装置、过压保护装置和信号放大处理装置等四部分组成。

为更加准确预测发动机进气噪声,发展了采用瞬态边界计算进气歧管流场的方法,并联合声学软件进行声场预测。从一维仿真模型获得可靠的压力和速度边界用于流场计算;采用大涡模拟(LES)和分离涡模拟(DES)两种求解算法模拟歧管内的流场;通过声学有限元方法计算进气口辐射的气动噪声。LES和DES两种方法的流场结果对比表明,DES结果与LES非常接近,同时耗时更少;声场结果与实验结果吻合较好,证明了本文预测方法的准确性;模拟结果和压力边界频谱图的对比分析使空滤器和进气歧管设计更具针对性。

针对大型风电机组气动不平衡故障的安全监测问题,对风电机组在气动不平衡故障时表现出的振动特性进行了理论研究,对风电机组在气动平衡和不平衡时机舱不同位置的轴向和横向振动进行了测试。根据测试结果提出了一种基于风轮1P转频振动的在线监测与保护系统,实时监测风轮1P转频振动有效值幅值,采用时间累积的延时报警策略以防止误报。研究结果表明:气动不平衡故障时风轮1P转频振动幅值明显增大,且轴向的振动变化相比横向振动更加明显;所提出的在线监测系统故障断路响应迅速、可靠性高,对保障风电机组稳定安全运行,促进叶片监测诊断技术发展具有重要意义。

通过对节段模型进行风洞测压试验,采用区域性功率谱分析的方法,对桥梁钝体断面在不同攻角下发生"软"颤振时所受气动力高次谐波分量进行了研究。试验结果表明,气动升力中的表现比在气动扭矩中的更显著,发现了"软"颤振时模型所受气动力中高次谐波分量随风攻角变化的规律,以及同攻角下模型表面高次谐波分量分布规律。

对长径比L/D=2的悬臂圆柱在来流风速5～20m/s(Re=1.73×10~5～6.90×10~5)下进行层流来流和湍流来流(Iu=9.5%)风洞试验,研究亚临界至超临界雷诺数、高湍流度下悬臂圆柱绕流的气动力特性,包括阻力系数、平均风压分布、脉动风压分布等。结果表明:(1)层流来流下,悬臂圆柱长径比越大,临界区间阻力系数降幅越明显;超临界区间,悬臂圆柱长径比越小,阻力系数越大;亚临界区间脉动风压峰值在距驻点70°位置出现,超临界区间峰值位置后移至110°～115°且脉动风压分布出现明显尖峰。(2)湍流来流下,L/D=2悬臂圆柱脉动风压峰值位置与层流来流超临界雷诺数下的结果一致,峰值大小随雷诺数的变化较为平缓。