冲压空气涡轮(RAT)是飞机应急能源系统的能量提取部件,涡轮叶片设计和气动性能研究是实现风能高效利用的关键。针对某型飞机应急能源系统的功率需求,依据叶素-动量理论设计RAT叶片,采用计算流体力学(CFD)方法以多重旋转坐标系(MRF)模型模拟可变桨距RAT全三维混合流场,研究涡轮输出功率和风能利用系数随来流速度和飞行高度变化特性,分析涡轮叶片上流体压力和流速分布特点。结果表明:RAT输出功率和风能利用系数随来流速度和桨距角而变化,飞行包线内不同飞行高度下RAT具有不同的动力性能;通过调整桨距角可以实现RAT的恒功率输出;整个流场流动状况比较理想,但仍有改进空间。

针对高超声速飞行器热环境预测上有着重要应用的关联方法缺乏构造机制和适应性分析的问题,从驻点热流的Kemp-Riddell公式出发,推导了驻点斯坦顿数和雷诺数之间的经典关联关系,从理论上分析了上述关系的适应性。结果显示斯坦顿数和雷诺数关联关系受马赫数的制约,飞行条件和试验条件马赫数变化范围较大的情况下,更适合采用雷诺数和马赫数的组合变量开展关联分析。当试验来流静焓较低的情况下,过低静焓对热环境的关联特性有不利影响,需要提高试验来流马赫数,远离临界马赫数确保地面数据同飞行条件之间的关联性。在国内4座风洞上开展的风洞试验和DSMC/CFD的数值仿真分析工作,校验了上述结论在连续流区域的正确性。

为满足战术导弹方案设计初期对计算精度和效率的需求,建立了一种具有中等计算精度的亚声速导弹气动力快速评估方法。采用涡格法计算导弹升力、压力中心、尾舵效率以及动导数,基于部件叠加原理来评估阻力。对某战术导弹计算分析后,结果表明:当马赫数在0. 3～0. 6,攻角在0～8°范围时,该方法各气动参数的最大计算误差在15%以内,且单个状态点的计算时间不超过20 s,在概念设计阶段具有较好的计算精度和较高的计算效率。

该文基于重叠网格方法,建立了移动列车的数值模型,研究了横风作用下三维车桥系统的绕流气动特性。通过与相关试验和文献对比,验证了重叠网格方法可以较好地模拟列车的运动;然后对横风作用下车桥系统的绕流流场进行分析,讨论了考虑列车运动后车桥气动力的变化。研究结果表明:由于列车风与横风的叠加以及车桥之间的气动干扰,使车桥系统横风绕流流场发生明显的改变;列车运动对前方空气的压缩作用使头车所受气动力最大,同时桥梁气动力也会发生突变。

为提高小型巡飞弹气动参数估计的收敛速度和稳定性,提出了一种保证预设性能的气动阻力系数自适应估计方法。根据建立的巡飞弹动力学模型,获得线性参数化速度方程。针对以往参数估计方法中估计误差收敛过程的瞬态性能无法直接设计的问题,通过将预设性能函数引入到自适应参数估计,并对气动阻力系数估计误差进行误差变换,设计出保证参数估计瞬态性能的自适应气动阻力系数估计方法。仿真结果表明,与传统自适应参数估计相比,该方法能在较短时间内实现参数估计的收敛,保证了气动参数的瞬态性能和稳态性能,证明了该方法的有效性。

首先采用SIMPLE、SIMPLEC、PISO、Coupled算法对NACA0012翼型进行气动性能计算,并比较计算结果,得出Coupled算法能够准确反映翼型的气动性能;然后利用统计试验中的均匀试验方法对Coupled算法的主要参数进行多次试验,确定了其中对结果影响最大的参数为PE-RF(Pressure Explicit Relaxation Factors),表明了通过改进算法的参数可以实现更好的收敛特性,以及更准确的数值模拟值;最后利用NACA2412翼型验证算法参数设置的准确性。结果表明,应用改进的Coupled算法可以准确预测翼型的气动性能,并为以后的气动性能计算提供依据。

在Open FOAM求解器中采用改进型延迟分离涡模拟(improved delayed detached eddy simulation,IDDES)方法对串列双圆柱的绕流流场进行数值模拟,使用K-FWH方程分析其气动噪声特性,比较不同来流速度、圆柱间距比和圆柱直径的双圆柱绕流的气动噪声特性。分析结果表明:来流速度、圆柱间距比和圆柱直径对串列双圆柱的气动噪声特性都有显著影响,在特定情况下还会出现冲击纯音噪声、高分贝噪声等声品质恶化现象。

船舶喷射推进装置经历了早期的喷射推进、液压推进、间歇性喷水推进、底板式喷水推进等演变,目前作为一种高效绿色的推进方式,在高性能舰艇上获得普遍应用。本文研究了喷气推进装置的运动状态和特性,基于喷气推进装置的运动学和动力学模型,对其驱动和控制的关键技术进行了深入有效的分析,以一艘快艇为研究对象,设计了适合于快艇喷气推进装置的控制系统和驱动系统,利用数值水池进行推进性能分析,本研究对高性能舰艇推进技术发展及应用具有一定参考价值。

基于三维、不可压和定常N-S方程的数值模拟计算方法,从空调机组的安装位置和高度等2个方向着手,分析不同方案下列车运行时的气动特性。研究结果表明:当头车空调位置远离车头、尾车空调位置靠近车尾时列车总阻力最大,较之其他方案大2.66%左右;空调阻力随着车体高度增加而逐渐减小,当车体增加高度达到350 mm时,3节车总阻力下降7.55%,但与此同时,列车在横风环境下运行稳定性变差。

为研究某六尾翼火箭弹的气动特性,对火箭弹进行了建模以及数值仿真,对比了风洞实验数据,验证了数值方法的可靠性。分析了火箭弹在不同攻角下流场的压力分布,得出了火箭弹阻力系数与攻角的关系。通过旋转坐标系模型模拟火箭弹的定常旋转,对火箭弹在不同转速下的翼面压力分布进行了分析,得出了火箭弹的转速与滚转力矩系数的关系。再采用相同的方法分析了火箭弹平衡转速与马赫数之间的关系。结果表明:在非旋转条件下,火箭弹的阻力系数在小攻角时随着攻角的增加而线性增加;在旋转条件下,火箭弹的滚转力矩系数随着转速的增加而线性减少;火箭弹平衡转速随着马赫数的增加而增加,基本处于线性递增的关系。