散热器通过翅片表面实现冷却空气与冷却液之间热交换,翅片的布局将直接影响到散热器的冷却性能。针对翅片的结构参数影响进行分析。根据翅片的结构特点,获取表面散热带面积的数学模型,分析主要影响因素。采用计算流体力学方法,搭建8*3散热器的冷却场分析模型。分析不同的翅片间距、厚度及宽度等,对散热器冷却性能的影响,获得参数的影响规律。依托于汽车散热器冷却系统试验台,对翅片参数变化的影响进行试验测试,并对仿真分析进行验证。结果可知散热器的翅片间距、厚度与散热面积呈负相关,而宽度则呈现正相关;冷却液沿翅片流动方向的流场分布稳定,而在冷却风流动方向则呈现阶梯变化;无外部因素影响时,出入口冷却空气设置对散热器冷却性能影响较小;考虑车辆行进方向时,吸风布置的散热效率更高;相同工况和参数条件下,散热器温差的...

汽车发动机舱温度场的研究对于机舱热管理分析有着重要的作用。为能够获得机舱内准确的温度场分布,针对表面结构较为复杂的排气歧管隔热罩部件,建立简化机舱结构的三维耦合数值仿真模型,对隔热罩模型表面进行分区,并进行了不同热源下热浸工况中机舱内温度场实验测试。通过实验数据修正的方法对机舱内对流换热系数进行修正,对比模拟台架实验测试结果与仿真数据,验证了采用此方法可提高仿真计算的效率和准确性,并为机舱热分析提供了可靠的温度场数据。

在气动仿真中,Realizable k-ε两方程模型和SST k-ω两方程模型应用较广。通过对超声速炮射修正尾翼弹的气动仿真,分析了这两种模型在解决该类外形复杂的弹丸的仿真计算的适应性。先进行了两种模型的数学分析,然后,对仿真计算结果进行了分析。计算结果表明SST k-ω两方程模型其湍流动能和湍流动能耗散率比Realizable k-ε两方程模型更稳定,更适合计算修正尾翼弹的气动。

随着风电机组叶片长度和单机容量的增加,以及叶片轻量化设计要求的提出,采用大厚度的翼型成为叶片设计的趋势。为了改善采用大厚度翼型的风电机组的气动性能,在叶片表面安装涡流发生器是一种有效手段。建立了某型号风电机组的仿真模型,对采用计算流体力学(CFD)仿真分析方法得到的仿真结果与风电机组仿真软件GH-Bladed的计算结果进行了对比;然后对该风电机组叶片安装涡流发生器前、后的气动性能进行了仿真分析,并对比了叶片变桨前典型工况下安装和未安装涡流发生器的风轮轴功率。研究结果表明CFD仿真结果与GH-Bladed计算结果基本一致,验证了CFD仿真分析方法的准确性;在风速较高、风轮转速较大时,安装涡流发生器可使风轮轴功率提升1.94%,证明安装涡流发生器可以有效提升风电机组的气动性能,从而提高风电机组的发电效率,该方式可以在实际...

基于计算流体力学(CFD)建立了适用于多旋翼飞行器的流场计算模型,采用嵌套网格方法模拟旋翼运动、双时间方法进行时间推进,分析变距四旋翼飞行器的气动力特性。在此基础上,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程计算了变距四旋翼飞行器的噪声特性(包括考虑和不考虑旋翼间气动干扰两种情况)。计算结果表明,由于旋翼间的气动干扰,致使变距四旋翼的载荷噪声较大,进而导致总噪声较大。在对变距四旋翼飞行器噪声进行仿真时,考虑旋翼间气动干扰是必要的。

为降低冷却风扇的气动噪声并保证其气动性能不下降,参照试验,建立冷却风扇流场和声场的计算模型,通过计算流体力学(CFD)/计算气动声学(CAA)联合仿真方法,对风扇的气动性能和气动噪声性能进行仿真预测。将带有不等高、角度倾斜特征的叶片后缘锯齿结构引入冷却风扇结构设计中,进行参数化建模,结合正交试验研究了各参数对风扇风量以及噪声值的影响程度及影响趋势。结合响应曲面法(RSM),得到了叶片后缘锯齿结构优化方案,优化后的风扇模型气动噪声性能和气动性能都有改善,为车辆冷却风扇的参数设计提供了新的思路。

为了降低发动机冷却风扇的气动噪声值,并保证气动性能不被减弱,基于计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)与计算气动声学(CAA)理论对冷却风扇的气动噪声进行求解,并将气动噪声试验的结果与其对比,验证了该气动噪声计算方法具有可靠性。借助该噪声预测方法,通过正交试验研究各平面叶型参数对风扇噪声性能与气动性能的影响程度及影响趋势。综合分析正交试验分析结果,经Box-Behnken试验拟合出噪声代理模型,求解得到最低噪声参数组合。CFD/CAA联合仿真结果显示,优化后的风扇模型的气动噪声性能和气动性能都有改善,为车辆冷却风扇的参数设计和降噪研究提供了新的思路。

为研究差动舵位于攻角平面内时旋转稳定二维弹道修正弹的侧向气动特性,基于雷诺平均Navier-Stokes方程,采用有限体积法、SLAU2计算格式和标准可压SA-noft2湍流模型,建立了一套数值计算方法,并通过M910子母弹对方法进行了验证。通过对不同攻角下"+"形修正组件布局的二维修正弹进行仿真,得到了侧向气动力和力矩随攻角的变化关系,分析了修正组件对局部流动和弹丸表面压力系数分布的影响规律。结果表明,在有攻角的情况下,差动舵能使空气产生侧滑角的效果,形成侧向效应,侧向力和力矩随攻角呈线性关系。静态侧向力矩与动态侧向力矩量级相,方向由迎风区鸭舵造成的偏流所主导。

计算流体力学在航空航天领域正发挥着越来越重要的作用,但传统串行计算和小规模并行计算由于其规模和速度的限制,计算精度和计算效率难以满足实际工程要求。在超级计算机上应用计算流体力学软件CFD++,依次对串列双圆柱、30P30N高升力多段翼和翼身组合体的气动力进行大规模并行模拟,输出各种气动条件下的表面压力系数、升力系数和阻力系数,并将模拟结果与实验结果相比较。对比结果显示模拟结果与实验结果相符合,准确地模拟了各类复杂流动,可以对大规模高性能计算进行性能评估,获得较好的并行效率和加速比。

飞行器通风冷却系统的进排气口加设格栅有助于提高整个系统的气动特性和电磁屏蔽特性。以X-47B飞行器为研究对象,设计了内埋于机身的通风冷却系统四边形开口进气道和排气道及其格栅,基于CFD方法深入分析了进/排气口格栅的4个设计参数导流角、格栅厚度、孔径形状和孔径大小,对管道系统流阻特性的影响。结果表明,进排气道的格栅导流角越小,越接近常规进排气道,表现出更好的流阻特性;而对于进气道,格栅厚度越大,整流效果越佳,而排气道的出口需要适宜厚度的格栅兼顾整流和排气阻力;圆形孔格栅在进排气道口都表现出了较好的作用效果;进气道小流量需要使用较小孔径的格栅增加整流效果,抑制内外流干扰而排气道则小流量采用大孔径格栅,大流量使用小孔径格栅提高内流向外流的掺混整流效率。