通过对旋轴式通风机噪声产生原理进行测试,对不同工况下的通风机运行数据进行记录及分析,对噪声声频曲线进行分析,对两级叶片的气流模式进行分析;通过叶轮片数目的合理选择,二级叶片的优化,选择流动损失较小的翼型等手段进行优化。

提出了一种用于航空翼型的气动力优化的PAREADJ方法,采用该方法可以优化得到气动性能更佳的航空翼型,为机翼的设计提供理论方法。首先,由函数Rosen Brock的求解,说明PAREADJ方法的正确性;然后,以NACA-63-215翼型的反设计为例,以采用RANS方法计算的该翼型的气动力结果作为目标及约束,验证该方法的可行性和有效性。

以NACA0012为基准翼型,生成C型结构网格,采用SA湍流模型求解NS方程,获得基准翼型压力分布数值模拟结果。找出翼型上表面前缘低压区域和后缘高压区域,在两个区域进行开孔,让后缘高压区域气流通过导流管引流到前缘区域,加速翼型上表面气流流动,增大翼型速度环量。通过基准翼型与开孔翼型气动特性对比分析可知:小迎角下,基于压力分布的开孔翼型阻力系数略有增大,但能有效提高翼型的升力系数。

为了研究火箭弹气动外形对弹道特性的影响,设计了不同气动外形的火箭弹模型;利用ANSYS FLUENT对不同火箭弹模型飞行流场进行数值模拟,获得其气动特性参数;建立质点弹道模型,利用已经获得的气动力参数进行外弹道仿真,分析气动外形对火箭弹射程的影响。结果表明,经过优化设计的火箭弹模型可以提供0.08～164.53 m的射程变化量。研究结果可以为火箭弹气动布局优化设计及其工程应用提供理论和技术支持。

以1:8缩比3节车体构成的某型高速列车简化模型为研究对象,综合大涡模拟(LES)和基于FW-H方程的声类比方法,在车速为350 km/h的条件下,研究和对比某型高速列车既有全包风挡和既有半包风挡的两种不同风挡类型对各车体及车端连接处气动噪声的影响规律。分析结果表明:车端风挡处产生的噪声是宽频噪声;相对半包风挡,采用全包风挡可有效避免气流在车端间隙内剧烈扰动,降噪明显。采用全包风挡,列车运行方向(X方向)声压级最大降幅为3.1 d B(A),横向(Y方向)声压级最大降幅为3.04 d B(A),垂向(Z方向)声压级最大降幅为2.4 d B(A)。研究结果可为了解高速列车气动噪声分布特点、优化结构和降噪提供一定的科学依据。

针对高超声速滑翔飞行器的气动性能评估方法,建立了考虑总体约束的气动性能评估指标体系。介绍了几种当前常用的性能评估方法,如层次分析法、网络分析法和物理规划法,重点对层次分析法进行了阐述。最后,给出了高超声速滑翔飞行器气动性能评估流程,并依托层次分析法对典型高超声速滑翔飞行器的气动性能进行了评估案例展示。结果表明:该评估方法能够有效地实现高超声速滑翔飞行器的气动性能评估,可为相关研究提供借鉴。

本文对飞行器气动力参数辨识技术的原理,发展现状和应用领域进行了介绍。

在扭转方向,结合脉动风荷载的相干函数,采用数值积分的方法计算得出了非理想振型对高层建筑广义气动力谱的修正公式,并通过刚性模型测压试验证实了该公式的可靠性。以振型指数为参数,本文讨论了非理想振型对高层建筑广义气动力谱的影响:当振型指数大于0时,修正系数均小于1,即理想振型的广义气动力谱均大于非理想振型的广义气动力谱,实际振型的计算结果是偏于保守的。基于理想振型得到的广义气动力谱,采用0.5的修正系数进行修正,可应用于建筑结构荷载规范所采用的振型。

在传统三维内乘波进气道设计方法的基础上,发展了一种具有乘波压缩特征的前体三维内转进气道气动融合设计方法。通过构造合适的双波入射基本流场,结合斜激波理论,可以推导出一种上游二维乘波流动叠加下游三维内收缩流动的基准流场。在此流场基础上进行流线追踪与气动融合设计,获得了一种乘波前体加三维内转进气道的气动布局方案。对该进气道方案数值模拟研究结果表明:在Ma6.0的设计状态下,该方案流量捕获系数能够达到0.96,总压恢复系数为0.53;而在Ma4.0的非设计状态,该方案流量捕获系数能够达到0.71,总压恢复系数为0.70。此外,与典型的前体二维混压进气道进行对比研究,乘波前体三维内转进气道方案总体性能提升明显,尤其是进气道流量捕获系数在设计状态下较二维方案上升了4.1%。

为了研究不同湍流模型对风力机翼型气动性能模拟的影响,以风力机专用翼型DU97-W-300为研究对象,使用网格划分软件GAMBIT对翼型流场区域进行划分网格,采用FLUENT16.2对翼型进行气动性能分析,比较全湍流S-A模型及带转捩修正的Transition SST模型的模拟结果。研究结果表明,S-A模型计算的升力系数更接近实验值,T-SST模型在小攻角时计算的阻力系数与实验值基本一致,大攻角时有一定误差,但趋势都与试验结果相同。研究结果对风力机翼型的气动性能分析具有一定的参考价值和指导意义。