为研究串列多方柱的气动特性,采用刚性模型测压风洞试验的方法研究了雷诺数为3.2×104时,间距比在1.2~8范围内,串列双方柱和串列三方柱在不同间距比下的风压系数、升阻力系数以及斯托罗哈数。结果表明串列双方柱的临界间距比在3~3.5之间,串列三方柱存在两个临界间距比,分别在2.5~3和3.5~4。通过串列双方柱和三方柱的对比可以看到在双方柱下游增加一个方柱会显著影响其气动特性,平均阻力系数的绝对值、脉动升力系数和斯托罗哈数均在间距比L/D≤3.5时减小,但在间距比L/D≥4时这种减小效果减弱。风压分布与原双方柱相似,但数值有所不同,在间距比为3.5时差异最为明显。位于双方柱下游的方柱其气动力及风压系数在间距比为2.5~3时突然增大,在间距比为3.5~4时则相反。

通过刚性模型测压风洞试验,在均匀流场中对比研究了不同数量和不同间距串列多圆柱气动力的干扰效应。串列多圆柱两相邻圆柱的中心距L与圆柱的直径D之比L/D的变化范围为1.2~12.0。圆柱数量的变化范围为1~4。试验的雷诺数为3.4×104。试验结果发现串列多圆柱发生流态切换的临界间距比(L/D)cr为3.5~4.0,在临界间距附近,前两个圆柱的时均阻力系数和脉动升力系数突升,其余圆柱则突降,所有圆柱的斯托罗哈数均突升;气动干扰对串列多圆柱时均阻力系数和斯托罗哈数的影响主要表现为减小效应;后方干扰圆柱数量的增加对上游第一个圆柱气动力的影响基本可以忽略;前方干扰圆柱数量的增加对下游最后一个圆柱的气动力影响显著。

针对大型民用飞机复杂机翼-副翼系统,利用双协调动态子结构法建立了缩比三维机翼-副翼带间隙操纵面颤振分析模型,得到非线性气动弹性方程,并分别在频域及时域内建立了求解方法在频域内,利用谐波平衡法进行求解,通过引入间隙刚度的描述函数及相对舵偏振幅,建立了可利用V-g法进行颤振计算的方案;在时域内,利用有理函数拟合和时域推进法进行数值仿真,得到了与频域法结果相吻合的操纵面颤振极限环振荡特性规律。对三维矩形机翼模型开展风洞试验,揭示了间隙对操纵面颤振特性间的影响间隙非线性使系统出现极限环振荡并使系统振荡发散风速明显降低。

倒角和切角措施对方柱的气动力及流场影响很大,常作为方柱流动控制的手段,采用大涡模拟方法,以雷诺数22000的方柱为研究对象,考虑了角部措施(角部变化率10%)的影响,对均匀流场下标准方柱、倒角和切角方柱周围流场及气动性能进行了模拟研究。通过将标准方柱大涡模拟结果与相关文献的试验和数值模拟结果对比,验证了该方法及参数取值的有效性;研究分析了倒角和切角措施对方柱风压分布和气动力的影响,并着重从时均流场和瞬态流场角度分析了角部处理措施对方柱气动性能的影响机理。结果表明,倒角和切角措施对方柱表面风压分布和气动力均有一定影响,其中对方柱表面流动分离区的风压系数影响更为显著。采用角部处理措施后,方柱前缘角区的流动分离受到影响,分离剪切层扩散角更小,侧面的分离涡更贴近壁面,从而在方柱侧面形成再附,尾流变...

为满足地面颤振模拟试验中气动力计算的实时性以及插值点数量要求,提出一种基于计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)的非定常气动力重构方法。首先,通过模态激励的方式建立广义坐标下的气动力降阶模型(reduced order model,ROM),提高气动力计算效率;然后,利用提出的物理坐标与广义坐标物理量的转换关系将模型转换至物理坐标下,并基于优化算法对插值点进行缩聚处理;最终,采用标准模型AGARD445.6对建立的非定常气动力进行仿真。分析结果表明,基于重构的气动力模型获得的颤振边界与计算流体力学/计算固体力学(computational fluid dynamic/computational solid dynamic,CFD/CSD)直接耦合及风洞试验结果吻合较好,证实了该方案的可行性。

为解决现有弹射器红外目标明显、能量不稳定、结构复杂等问题,进一步提升弹射效率、弹射稳定性,该研究在现有压缩空气弹射器的基础上提出一种可自主增长气缸边界的柔性气缸弹射器,实现高压气体在柔性气缸约束下的长距离做功。在显式动力学基础上,建立多工况下的大尺度柔性气缸弹射负载有限元模型,实现基于粒子法模型的大尺度柔性结构弹射负载的流固耦合数值仿真。研究结果表明在充气量一定时,柔性气缸弹射器比压缩空气弹射器弹射速度增加11.7%,火箭最大过载减小71.6%。进一步研究表明,同种织物漏气的主要影响因素为柔性气缸内外压差,针对不同材料漏气,选取三种材料,其中棉纶66C为柔性气缸织物的弹射系统的弹射指标最佳。对比不同环境压力,外界大气压越低,弹射动能越高,70 kPa环境压力下,比标准大气环境压力下,动能增加15.8%。

针对柴油机气缸故障诊断时的噪声干扰问题,提出一种自适应加权多尺度形态分解(adaptive weighted multi-scale morphological decomposing, AWMMD)方法,从各个缸盖表面振动信号中提取故障特征。基于三种组合算子构造一种新的组合差值形态滤波器,用于对振动信号进行多尺度分解;以Teager能量峭度作为评判指标,设计基于遗传算法的各尺度形态模式分量(morphological mode component, MMC)权值自适应分配算法,提出加权多尺度形态分解方法;将自适应权值与多尺度分解的形态模式分量进行绑定,得到优化的故障特征提取结果。仿真信号测试与柴油机故障模拟信号分析结果表明,该方法能有效抑制噪声干扰并提取故障特征。

针对磁流变液阻尼器存在磁场利用率不高和磁流变液沉降导致控制特性劣化的问题,提出一种基于多级径向流动模式的磁流变脂阻尼器方案,将磁流变脂的多级径向流动分解为源流与汇流的对称组合,建立了磁流变脂径向流动的分析模型。利用磁流变脂微单元平衡得出了磁流变脂尊静态径向流动微分方程,采用磁流变脂双粘度本构模型和无滑动边界条件,导出了磁流变脂径向流动速度分布函数和径向压力梯度分布函数。绘制了磁流变脂在不同半径处流动速度分布图,得到了磁流变脂阻尼器的阻尼力计算方法。按照轨道车辆抗蛇行减振器的技术要求,设计制作了基于多级径向流动模式的磁流变脂阻尼器样机,利用J95-I型油压减振器试验台对其示功特性进行了测试,结果表明在不同激励电流下的磁流变脂阻尼器理论示功特性与实验示功特性能较好吻合。

针对磁流变液减振器体积补偿与活塞换向时阻尼力非圆滑过渡问题,提出一种具有串级环形通道、并联旁通小孔、浮动活塞充气补偿的磁流变液减振器结构。依据磁流变液流变学测试数据确定Biplastic-Bingham本构模型参数;建立阻尼通道内磁流变液准稳态流动微分方程,结合本构模型得到流经活塞流量与上下腔压力差的关系;研究活塞旁通小孔节流、导向环状间隙节流、浮动活塞补偿和各部件间摩擦力共同作用下阻尼力的计算方法;依据国产某型号轿车悬架技术参数,设计制作磁流变液减振器样机,并对样机进行示功特性测试。测试结果表明:减振器示功曲线圆润饱满,各种励磁电流下磁流变阻尼器的理论阻尼值与测试值能较好吻合。

采用环形缝隙和阻尼孔并联结构的液压缓冲器利用液体的可压缩性和活塞腔流体出流面积迅速缩小使活塞腔压力瞬间升高对被测试件实施冲击。建立该缓冲器的数学模型对其冲击波形进行仿真。结果表明环形缝隙和并联阻尼孔面积是影响冲击波形的关键因素减小环形缝隙或并联阻尼孔面积冲击时间缩短冲击加速度峰值增大调节并联阻尼孔面积可以调节冲击波形。该缓冲器可用于跌落式冲击试验机或双波冲击试验机中对被测试件实施较为严酷的冲击。