以某款MPV车型为研究对象,建立了复杂的真实整车模型,使用Fluent软件进行数值模拟。将后扰流板分为尾翼与尾翼三角板两部分,研究了其对整车气动阻力的影响。研究表明,尾翼长度小于80 mm时,加长尾翼,风阻减小;长度大于80 mm时,加长尾翼,风阻无明显变化;加大尾翼三角板,风阻明显减小。根据以上研究结果对后扰流板进行优化。数值模拟结果显示,优化后的扰流板实现降阻1.9%。然后通过风洞试验验证了优化方案的可行性。试验结果显示,优化后风阻下降2.5%。

通过分析流体边界层分离原理，针对分离点附近剪应力变化规律，提出了用微型剪应力传感器阵列在飞行器表面贴附完成实时分离点检测的设计方案。同时提出了基于双运算放大器的恒流驱动电源设计和滤波衰减电路设计方案，并在NACA0012标准翼型上实现了边界层分离检测系统集成，最后利用低速风洞试验验证了上述检测系统对分离位置测定的准确性和有效性。

通过风洞试验研究了大跨度矩形钢拱肋气弹模型在均匀流场和紊流场中3种攻角（-3°、0°、＋3°）、多种偏角（0°～90°）条件下的涡振响应。研究结果表明：均匀流场中,发现了稳定的一阶反对称竖弯和对称竖弯涡振,紊流场中未发现明显稳定的涡振;均匀流场中,一阶反对称竖弯涡振振幅很小,风速较低,锁定区也很窄;一阶对称竖弯涡振振幅很大,风速较高,锁定区也很宽;1/4断面涡振振幅大于拱顶断面涡振振幅;可以认为当偏角大于10°时,矩形拱肋不会出现涡振。

涡激振动(vortex induced vibration,VIV)是大跨度桥梁常发生的一种振动,易造成结构疲劳破坏,掌握主梁外形对涡激振动的影响十分必要。为了研究不同位置桥侧护栏对闭口流线型箱梁涡激振动特性的影响及作用机理,通过节段模型风洞试验,分别研究了桥侧护栏位置下主梁的涡激振动响应、风压分布、升力系数、气动力相位差及涡激振动贡献系数。研究结果表明,迎风侧护栏内移有利于抑制竖弯涡激振动,但背风侧护栏内移会略微增大涡激振动响应。迎风侧护栏内移会降低主梁升力绝对值,增加气动力相位差的离散性,也降低各位置的涡激振动贡献系数,这被认为是涡激振动被抑制的原因。

对国内近年设计的具有典型先进战斗机布局的动态试验标模,采用8绳牵引的绳牵引并联机器人(WDPR-8)支撑和传统弯刀尾支撑在FL-5风洞中进行对比吹风试验。根据风洞试验环境及仿真计算系统的刚度与工作空间,设计了满足要求的WDPR-8绳系结构和支撑机构,并建造了样机;在阻塞比及两心距足够小的前提下,保证了模型在两支撑系统中的通用性,以此设计内置六分量杆式天平的试验模型;利用绳拉力信号并联WDPR-8视觉采集系统与风洞VSS采集系统,实现气动力、机器视觉和绳拉力3个采集系统同步工作;在除支撑系统以外其他试验条件保持一致的条件下,进行重复性试验、纵向试验和横向试验。数据处理时,弯刀尾支撑进行了尾支架修正,WDPR-8支撑未修正。比较对照试验结果可得两者在纵向试验的重复性试验所得升力系数最大均方差差别很小,2种支撑得到的升力系数、...

提出一种基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法,以片条内升力和力矩随攻角变化斜率为修正目标,采用多项式方程模拟片条力矩分布,使整个翼面的气动力大小和分布都与目标相符,进而使用修正后的气动力进行跨音速区的颤振分析。计算结果经跨音速颤振风洞试验验证,该方法对翼吊发动机构型的机翼颤振型、带操纵面的尾翼颤振型都有较高的计算精度,计算获得的跨音速压缩性“凹坑”特性与试验结果吻合较好。

现有风力机叶片颤振分析大多关注颤振临界状态预测,忽略了非线性更为显著的颤振后形态和能量耗散。本文基于变分渐进梁截面法设计了新型超长柔性叶片气动-刚度-质量映射一体化三维弹性模型,采用高速摄像技术和高频六分量天平进行了同步测振、测力风洞试验,分析了风力机叶片颤振敏感风向区间与临界风速组合规律,最后基于叶尖风振响应、气动阻尼和能量,系统研究了风振敏感工况风振响应下风力机叶片能量演变规律和颤振临界风速后的形态特性,揭示了风力机叶片颤振后能量耗散机制。研究表明提出的风力机叶片弹性模型设计和试验方法能有效模拟结构动力性能与颤振行为;风力机叶片的桨距角93°~96°和284°~286°区间属于风振敏感区间,在该区间内超过临界风速即可发生大幅锁频振动;存在能量积累突变界线,超过该界线对应风速后的能量积累尤...

目的探索帆翼摇帆因素(风速、攻角、频率和幅度)对帆翼气动特性和推进特性的影响。方法通过低湍流度风洞和改装扑翼测控系统开展RSX帆翼模型风洞试验,模拟实际比赛中帆翼在迎风航段滑行和以不同频率、幅度围绕前进方向正弦摇帆的情况。结果在滑行状态下,帆翼气动力随攻角和风速增加而增大,风速在5 m/s和6 m/s时帆翼的升力系数接近,但风速为6 m/s时的阻力系数明显小于5 m/s时。在摇帆状态下,帆翼气动力特征符合周期性变化;升力随摇帆频率的升高而增大,阻力随摇帆频率升高呈小幅减小。航向角35°航行时,推力系数未随攻角增加明显增大,但存在相位差,瞬时能耗系数明显增大;增加摇帆频率或幅度可以提升帆翼推力特性,同时,瞬时能耗成倍增加,但摇帆频率的增加比幅度的增加所需能耗更高。结论帆翼摇帆比滑行能更有效地改善帆翼的气动力;风速是...

目的探讨不同编队位置对核心运动员气动阻力的影响以及与单人竞走情况相比的气动减阻效果,并量化评估不同编队策略对竞走成绩的影响。方法选取由不同国家队竞走运动员人数组成的编队模拟不同竞走场景,通过风洞试验获取不同编队位置核心运动员的气动阻力。风洞试验内容包括核心运动员单人测试、双人编队测试、3人编队测试、4人编队测试。结果与单人竞走情况相比,双人编队中核心运动员位于辅助运动员的正后方时气动阻力减小最为明显,减阻率可达64.9%,此编队站位为相对最佳双人编队;3人编队中核心运动员位于其他2名辅助运动员沿着运动方向连线的中间时气动阻力减小最为明显,减阻率可达79.9%,此编队站位为相对最佳3人编队;4人编队中核心运动员位于其他3名辅助运动员组成的V型编队的正后方时气动阻力减小最为明显,减阻率可达83.8%,此编...

以组合翼伞气动特性为研究对象,通过开展8 m×6 m直流开口式风洞试验对组合翼伞气动特性开展试验研究。对组合翼伞进行风洞试验气动特性研究,通过光测系统获取稳定状态下组合翼伞实际迎角,六分量天平测试系统获取气动力(矩),得到不同迎角下组合翼伞的气动力(矩)数据。通过本次试验探索柔性翼伞风洞试验方法,积累组合翼伞真实试验气动数据,研究组合翼伞气动特性,为超大型翼伞仿真和设计提供理论支撑。