文中主要研究了扁平箱梁气动力的展向相关特性,主要手段采用风洞节段模型测压试验。首先通过CFD数值模拟进行了主梁的气动力特性及外部绕流特性分析,明确了试验布点方案,最后进行了风洞节段模型试验,分析了改变风攻角和展向间距时,气动力、测点压力的展向相关性。结果表明扁平箱梁的气动力展向相关性在展向间距增大时减小;正攻角时,风攻角越大,上表面测点压力的展向相关性越强,而负攻角时变化不敏感。

针对箔片在运动过程中存在变角速度的转动现象,对箔片的转动问题进行了研究。首先分析了气动阻尼对箔片转动的影响,建立了箔片的运动模型及转动模型,并应用CFD计算箔片的气动力系数。然后,通过高速相机计算了箔片的转动角速度并与转动模型的仿真结果进行对比,验证了模型的准确性。最后对箔片的转动特性以及箔片云的运动扩散过程进行仿真分析,得到了箔片的转动影响箔片的运动过程并决定着箔片云的运动扩散性能的结论。

以实际工程为研究背景,采用CFD数值模拟方法分析了串列不规则截面桥塔的抗风性能。在不同风向角或间距比条件下,计算并对比了单个塔柱和双塔柱的气动力系数和斯托罗哈数,分析了双塔柱周围流场的时均压力和时均旋涡流线情况。结果表明两个塔柱的阻力系数和斯托罗哈数相比单个塔柱均发生不同程度的降低。随着风向角的增大,单个塔柱和上游塔柱的阻力系数为降低趋势,而下游塔柱为上升趋势。斯托罗哈数对风向角和间距比的变化并不敏感。随着间距比增大,上游塔柱的阻力系数增大,逐渐接近单个塔柱。在间距比为4时,两个塔柱的阻力系数发生较大变化,斯托罗哈数达到最小值,此时两柱之间的大旋涡破裂,同时在两塔柱附近出现独立的旋涡。

为了研究直升机前飞时不同舱门打开程度对机身气动性能的影响,采用基于SST k-ω(k-ω shear-stress-transport)模型的计算流体力学方法,对舱门开度1/4、1/2、3/4、全开4种情况进行数值模拟,计算得到直升机机身的阻力、滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩等参数,通过流场分析,研究了舱门开启程度对机身气动特性的影响。研究结果表明舱门开启后,机身流场不对称现象明显,机身内部形成空腔流动,使机身阻力、俯仰力矩、偏航力矩增加。

串列翼飞行器由于其前后翼以及机身之间的相互干扰,气动特性复杂且难以预测。针对一款串列翼飞行器,以前后翼之间的垂直距离为变量,设计了五种气动布局,并使用CFD方法进行了数值模拟计算。通过对五种布局升阻特性与俯仰特性的比较及分析,发现前后翼垂直方向距离会显著影响整机升阻比、俯仰稳定性、气动中心位置以及压力中心位置。两翼间垂直方向上的距离越大,飞行器升阻比越高,且气动中心更加靠后。而在两翼间距离相同的情况下,前翼在下的布局拥有更高的升阻比,而前翼在上的布局拥有更好的俯仰静稳定性。

气动力设计是单通道窄体客机的重大关键技术,对飞机性能影响重大。初步梳理和简要分析窄体客机的气动力设计技术,主要方法是典型机型的实例研究和相关数据统计分析和对比,内容包括机翼气动力设计、增升装置、翼梢小翼、CFD技术应用等。机翼气动力设计分析部分首先概述设计重要性和要求;之后给出典型飞机机翼气动力设计实例及主要参数统计数据,包括翼型、平面形状、飞机性能参数等;列出机翼内段-翼根区域气动设计、短舱-吊挂-机翼一体化设计等设计研究课题并简析。增升装置部分首先分析设计难点和问题,之后统计分析波音737和A320各代机型的增升装置设计,包括前缘后缘增升装置类型和主要参数等。翼梢小翼部分给出融合式小翼、双羽小翼减阻数据和展向升力分布改善图。最后简要介绍了波音公司、空中客车公司和我国CFD技术发展应用...

漂浮式风电机组浮式平台在风浪流耦合作用下存在六自由度运动,使风轮旋转平面内的气动力不均匀,导致风轮产生气动失谐。而风剪切使风电机组的失谐特性更加明显。文中使用计算流体力学方法(CFD)研究风剪切来流与平台纵摇运动分别对风电机组总体性能与叶片不同展向截面气动载荷的影响。结果表明纵摇运动使风电机组的总体性能发生波动,且随着幅值的增加而增加。风剪切0.2与0.3使风电机组总体气动性能增加,且随着风剪切系数的增加而增加。平台纵摇使截面气动载荷的波动从外叶展到内叶展逐渐增大,风剪切造成的截面气动载荷的波动从外叶展到内叶展逐渐减小。风剪切与幅值较低的纵摇运动对截面气动载荷的影响相当。

本文呈现了一种高涵道比低压比风扇的初步气动设计和对该设计的CFD模拟分析,目标是设计一种涵道比达到15,压比为1.35,外涵道级间效率达到0.92的高涵道比高效率风扇。最终模拟结果显示该风扇达到设计压比和涵道比,外涵道级间效率为0.9,内涵道级间效率为0.8。外涵静子高效,内涵静子效率小于设计目标,需要重新设计。拥有双圆弧叶栅的转静子初步气动设计是令人满意的。该风扇的气动设计可为大中小涵道比风扇的气动设计提供一定参考。

尾翼是改善高速车辆行驶稳定性的重要装置。利用CATIA软件建立了MIRA三维模型,对其外流场进行了数值模拟,利用Profili软件对尾翼进行了设计,对加装尾翼高速轿车的外流场进行数值模拟,分析了尾翼的翼型与攻角形式对高速轿车气动升力的影响。结果表明,随着翼型的弯曲程度逐渐增大,升力系数逐渐减小,当尾翼翼型为S1223型,整车气动升力系数最大;随着攻角增大,汽车阻力系数逐渐增大,而升力系数逐渐减小。

为探究共轴式刚性双旋翼的上下旋翼总距差与气动载荷的关系,平衡上下旋翼力矩差,从而提高双旋翼系统稳定性,以直升机的共轴式刚性双旋翼为研究对象,应用非结构运动嵌套网格技术及计算流体力学(CFD)方法开展直升机共轴式刚性双旋翼在悬停状态下的气动载荷分析研究。计算结果表明下旋翼浸没于上旋翼产生的下洗流中,导致下旋翼的气动性能降低,下旋翼拉力低于上旋翼;在保持下旋翼总距角不变的情况下,随上下旋翼总距差的增大,上旋翼拉力与力矩出现先减后增再减的现象,而下旋翼拉力与力矩则一直呈增大趋势;为实现上下旋翼力矩平衡,通过调整上旋翼总距角,分析了上下旋翼总距差在-1°~0°时上下旋翼气动载荷的变化规律,确定了最佳上下旋翼总距角分别为5.6°和6.0°,实现对双旋翼的力矩平衡。