为研究工程常见的超高雷诺数下矩形柱流场特性和气动特性,以常见的起重机单箱梁截面(梁高h=1m,雷诺数Re=6.85×10^5)为例,采用雷诺平均RANS Realizable k-ε方法,对中等湍流强度来流下矩形柱绕流进行数值模拟。首先进行网格无关性验证,然后选取宽高比为0.6、0.8、1.0、1.5、2.0共5组不同截面的矩形柱结构进行流场分析与研究。通过对比不同宽高比柱体截面周围的气动特性参数,以及尾流区的尾涡、回流参数等特征量表明:阻力系数、平均背压系数、升力系数均方根、斯托罗哈数等均随着宽高比增大而降低,尾涡宽度和距离随着宽高比增大而减小,回流长度和最大回流速度随宽高比增大而增大。同时,通过与相关雷诺数(Re=10^4~10^5)的风洞实验和仿真结果进行对比,发现其在数值上和参考值相差很小,说明高雷诺数对绕流参数的影响很小,可为相关工程设计提供参考。

直接数值计算方法对航空飞行器机体气动噪声产生机理研究及噪声预测非常关键。本文基于在格子玻尔兹曼方法(LatticeBoltzmannMethod,LBM)框架下的大涡模拟方法(LargeEddy Simulation, LES)对SD-7003仿生翼型在较低马赫数条件下的气动噪声进行了直接数值计算,雷诺数选取为8.0×10~5。LBM方法采用多松弛时间近似,格子离散速度模型为D2Q9模型,LES方法的亚格子模型是动态Smagorinsky模型。噪声直接计算结果表明:LBM-LES方法能较精确地预测低马赫数及中低雷诺数条件下翼型气动噪声远场的声压,与实验结果相比,误差在10%以内;同时可以直接得到噪声声场及传播过程,并能揭示噪声的生成机理。

基于FLUENT流体动力学软件对新月形覆冰双分裂导线绕流场进行了数值模拟,获得了各子导线阻力、升力及扭矩系数随子导线之间间距和风攻角的变化规律。进而利用ABAQUS用户自定义单元实现了随两子导线相对位置及风攻角变化的气动力、随子导线间间距变化的电磁力的施加,研究了随子导线间距变化的气动载荷以及电磁力对覆冰双分裂导线舞动的影响。分析了不同电流强度下双分裂导线的位移时程、运动轨迹、频率和子导线间间距时程等振动特征。结果表明,覆冰子导线相对位置变化对背风侧子导线的气动特性影响明显,电磁力及变化的气动力对分裂导线舞动特征的影响不可忽略。

自适应结构选用压电材料作为功能材料进行振动减缓是一种有效的方案.本文对自适应减振压电结构研究了自适应结构的综合建模、自适应结构的最优控制和自适应减振评估与验证.阐述了综合建模的正确性是进行减振控制的基础;应用小生境遗传算法进行控制增益与压电片布置同时优化的有效性;采用试验的方法进行自适应减振评估与验证的重要性.

根据导致超音速冲击射流离散频率噪声的反馈机理,提出了一种能够有效地破坏反馈环的形成,从而抑制超音速冲击射流离散频率噪声的喷嘴屏蔽方法.这种方法是通过阻隔反馈波使其不能到达喷嘴唇口从而破坏反馈环、同时屏蔽罩不与射流接触来实现降噪的目的的.本文介绍了这种方法的基本思想并提出了屏蔽罩的设计要点.实验结果表明,对于合适的屏蔽罩的参数,降噪效果达5分贝以上.应用LDV方法对超声速射流轴线速度进行了测量和比较,发现应用屏蔽降噪方法以后射流轴线速度显著增加,核心区长度增加50%左右.分析表明这种降噪方法对射流冲击障碍物的推力和除尘除水效率的提高有帮助.

建立了具有刚性运动基的折叠式柔性结构振动主动控制实验系统,采用带实时预测误差修正的预测控制算法进行了这类结构振动主动控制的实验研究.实验结果表明,在实验建模的基础上设计预测控制器对折叠式柔性结构进行振动主动控制,能够有效地抑制柔性结构的振动和提高刚性基姿态定向精度.

为了验证某型大展弦比电动飞机气动设计的合理性以及为飞行性能及品质计算提供数据,采用有限体积法离散求解三维可压雷诺平均Navier-Stokes方程,并选用Spalart-Allmaras湍流模型对该电动飞机流场进行CFD数值模拟。结果表明,该型电动飞机气动设计合理,巡航速度升阻比最高可达23,具有较高气动效率;通过CFD数值模拟得到了全机升力系数、阻力系数和升阻比。为了验证CFD计算结果,对该型电动飞机进行了缩比模型风洞实验,结果显示,CFD数值模拟法计算结果与风洞实验结果高度吻合,说明CFD计算结果准确。该方法可为大展弦比电动飞机气动设计提供指导。

为了提高扑翼飞行器的飞行性能,借鉴大型鸟类的飞行运动特征,设计了一种以凸轮摇杆为扑动机构的新型扑翼飞行器,建立了扑动机构的运动学和气动力学模型。结果表明通过大型鸟类翅翼扑动规律对凸轮机构进行优化设计,得到了扑翼下扑占据整个扑动行程的60%左右;而提出的凸轮摇杆扑动机构的运动学模型,能够求解扑翼飞行器的相关运动参数。基于条带理论和扑翼飞行器的气动力模型,分别对凸轮摇杆扑翼飞行器、传统的双曲柄双摇杆机构扑翼飞行器的气动力进行计算比较,前者的平均升力为后者的1.382倍,前者平均推力为后者1.224倍,凸轮摇杆扑翼飞行结构具有更好的气动特性。

目前针对既受气动静压力又受声载荷的结构,试验考核时大部分是静强度与声疲劳寿命分开考核,但是气动静压产生的拉伸平均应力会影响结构的声疲劳寿命,本研究提供一种气动环境下结构噪声载荷谱编制方法,将气动静压对结构寿命的影响等效到声载荷中,便于在实验室中进行疲劳寿命验证。通过有限元研究了气动静压对结构振动特性和响应特性的影响,计算得到了不同压力情况下结构的振动特性,并且得到了气动静压与声载荷联合作用下结构的响应,根据相应材料的随机S-N曲线计算得到不同静压下结构的声疲劳寿命,得出了气动静压达到一定值会严重影响结构声疲劳寿命的结论。随后利用修正Goodman公式将平均应力非零状态的动应力转化为零平均应力时的动应力,然后根据损伤等效关系将气动静压对结构寿命的影响等效到声载荷中。研究给出了气动环境下...

制造和装配的误差使滑阀副不可避免的存在几何形状和同轴度误差，径向缝隙流动会对滑阀副换向过程中的力学特性产生影响。在分析径向缝隙流动及经过阀口的粘性流动的基础上，建立了阀芯换向过程的运动微分方程，得出了缝隙间的库埃特流动会使阀芯运动更平稳而泊肃叶流动对阀芯移动有正反两方面的影响。最后仿真分析并试验验证了偏心及缝隙越大阀芯运动越不平稳的结论。