构建了一个小尺度流场模型,采用二阶紧致差分对抛物型的复振幅微分方程进行求解,探究小尺度流场内的气动光学特性。应用龙格-库塔法(Runge-Kutta methods)沿光束路径做非线性积分,计算不同拓扑荷数的LG光束在不同马赫数、不同攻角、不同海拔经过小尺度流场后的光强和光程差(OPD)分布,并与高斯光束进行对比评价光束质量。仿真结果表明,在相同的流场环境下,LG光束的拓扑荷数越大,相位稳定性越好,且均优于高斯光束。在振幅稳定性上,拓扑荷数越大振幅稳定性越差,成像偏移越大,与高斯光束相比,LG光束受海拔和攻角的影响更大,当且仅当径向指数为0,拓扑荷数为1时LG光束优于高斯光束。这些特性对气动环境下自由空间光通信技术应用提供了理论参考。

该文介绍了数字式气动阀岛的阀结构与原理和它对气动技术理念的颠覆,并阐明是新技术、新思维产生了数字式气动阀。文中说明了数字式气动阀岛的特有功能,数字式气动阀岛给设计、应用带来极大的便利,以及数字式气动阀岛带来了第三种的控制模式。

为便于火星着陆器抛背罩安全性仿真,针对火星着陆器简化外形开展了背罩分离的定常数值计算,分析了着陆平台与背罩之间的气动效应,获得了着陆平台与背罩的轴向力系数随分离间距的变化规律。结果表明:初始分离瞬间,由于着陆平台嵌入背罩内部,它们之间的压力接近驻点压力,随着分离间距的增加,背罩与着陆平台之间的压力逐渐由接近驻点压力慢慢过渡到接近底部绕流压力,至分离间距为0.1倍大底直径后,背罩一直处于着陆平台的底部绕流区。分离间距为0~0.06倍大底直径时,背罩的轴向力系数大于着陆平台,容易分离;分离间距为0.06~6倍大底直径时,着陆平台的轴向力系数大于背罩,存在分离后重新结合并发生碰撞的危险,且在分离间距为1倍大底直径时,着陆平台与背罩之间由于回流作用而产生的吸力达到峰值,此时发生碰撞的危险系数最大;分离间距超过6倍......

以某涵道风扇系统模型为研究对象,基于滑移动网格技术,建立了非定常气动力计算方法,并用风洞试验对其进行了验证分析。并在此基础上计算分析了影响涵道风扇系统气动特性的黏性效应、桨-涵道间隙以及桨盘位置等因素。结果表明,黏性效应代表了桨尖和涵道之间附面层干扰的大小,考虑黏性效应能够提高气动力计算的准确性;桨-涵道间隙决定了螺旋桨影响涵道的效果,间隙越小,影响越大,在涵道产生的附加拉力越大;桨盘位置则决定了进入螺旋桨的流场品质和桨-涵道间隙,合理的位置应保证涵道截面对气流的整流效果最佳且间隙符合设计要求。

为研究乘用车内部气动噪声的空间分布规律、频率特性和车内噪声水平的影响因素,以便进行改进设计,对某款SUV在吉林大学汽车风洞内进行了噪声测试试验。结果表明,车内气动噪声主要由泄漏噪声与外形噪声组成,空间上车内噪声左右对称分布,但发现了前排泄漏噪声高于后排、而后排外形噪声高于前排这一典型现象。车内噪声水平随风速增加呈线性递增,且随着偏航角度增加,处于背风侧的位置,由于气流分离变甚,噪声明显恶化,而迎风侧的噪声变化很小。根据试验结果提出对A柱附近的衬条进行局部补强,采用泡棉封堵后视镜与车身连接处线束穿孔,采用喇叭口造型和减薄镜柄的新造型后视镜,以及在顶棚和四门钣金件加贴阻尼片等一系列车内噪声改进方案,有效降低了车内气动噪声。

以多架直升机近距离起降为研究背景,采用基于运动嵌套网格技术的计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法开展旋翼间的气动干扰研究,重点分析了旋翼间距和环境风速对旋翼升力系数和扭矩系数的影响。数值分析结果表明,旋翼之间的气动干扰对上风位置旋翼的影响较小,但会导致下风位置旋翼的升力系数降低,扭矩系数增加,且其影响随着旋翼间距的增加而降低,随着环境风速的增加而增加。

针对目前汽车气动减阻中基于工程师经验的试凑法所存在的盲目性和低效率,以及气动优化设计中车身曲面难于参数化等问题,将自由变形方法引入汽车气动减阻优化设计中,为减阻优化设计提供一种快速、有效的参数化方法.文中以外形简单的Ahmed模型为研究对象,根据正交试验设计构建样本空间,采用FFD方法对各样本点模型进行参数化,通过CFD仿真获得各样本的气动阻力系数;建立3种常用的近似模型,选择可信度最高的RBF模型构建近似模型,采用多岛遗传算法求解近似模型的最优值,根据优化结果重新构建最优模型并采用CFD计算其气动阻力系数.计算结果显示优化后的Ahmed模型气动阻力系数减少了51.96%.

为得到具有高气动性能、低噪声水平的风力机专用翼型,基于参数化非对称钝尾缘翼型,研究了尾缘厚度及其分配比对风力机翼型气动性能及气动噪声的影响。采用分离涡模拟方法和声学类比方程建立了噪声预测方法,针对改型翼型进行样条函数参数化处理,并计算其气动噪声。结果表明:随着尾缘厚度的增加,改型翼型的升力系数和升阻比均大于原始翼型,气动性能得到明显改善;钝尾缘翼型会导致气动噪声增加,当尾缘厚度为1.5%c、尾缘厚度分配比为1∶3时,翼型气动噪声增幅较小。

高超声速气动热预测技术是高超声速飞行器发展的关键技术之一。首先对国内外高超声速气动热预测方法进行分析,提炼出对飞行器气动热有影响的相关流场参数,并着重分析了边界层外无粘数值求解与边界层内工程方法相结合所需要的关联参数。然后基于神经网络来建立气动热流与关联参数之间的关系,并进行验证,提出了基于神经网络的即可快速计算又保证精度的气动热关联研究方法。

随着航空航天等领域的迅速发展,射流气动噪声问题也受到逐渐重视。射流气动噪声引发航天器的结构破坏和疲劳损坏,而且射流气动噪声影响乘客舒适度、干扰周边居民的生活、产生噪声污染。射流气动噪声的产生机理、理论预测,通过实验研究和数值模拟研究传播过程以及如何控制此类噪声成为关注焦点。在阅读大量文献的基础上,从理论研究、实验研究、数值模拟、噪声控制四个方面概述射流气动噪声的研究现状,最后展望射流气动噪声的发展趋势。