为了提高飞翼布局无人机的起降气动特性,引入了一种新颖的低速控制装置——腹襟翼。基于CFD技术研究了腹襟翼对飞翼布局无人机低速气动特性的影响,并对腹襟翼安装位置,偏角和实度参数进行了气动优化设计研究。经过优化设计的腹襟翼能够大幅提高无人机起飞离地迎角的升力系数和俯仰力矩系数,能够提高无人机的起降气动特性。

为研究螺旋型电磁炮射弹结构的气动阻力并探讨其减阻方案,采用ANSYS Fluent数值模拟了40 mm射弹高速飞行的气动特性,研究了马赫数、攻角对射弹阻力的影响规律,并通过弹体结构优化分析了其减阻效果。研究结果表明:电刷与轨道凹槽设计增加了射弹飞行阻力,其中定子电刷增阻作用最大;受弹体表面固有缺陷限制,增大射弹攻角后阻力系数与速度成正比,7 Ma条件下6°攻角与0°相比阻力系数提高了1倍;高压强梯度结合面圆角处理以及射弹底凹设计均可减阻,但前者的减阻效果更优。

采用计算流体力学和实验方法研究了不同网板结构对弧形滤毒罐气动特性影响。采用三维纳维-斯托克斯方程和低雷诺数修正k-ε湍流模型求解,主要分析了同一气流流量下7种弧形滤毒罐模型的通气阻力、吸附层流场结构,并进行了5种滤毒罐通气阻力和防护性能实测。研究结果表明,滤毒罐通气阻力的实验值跟模拟计算值误差较小,均在5%以内;上下网板为方形孔时,可以减小滤毒罐的通气阻力;上网板和下网板中心处孔封闭的越多,气流阻挡作用越强,相应中心区域活性炭利用低,滤毒罐防护时间缩短。

为了研究桨距角的大小对螺旋桨的整体气动性能的影响,基于滑移网格和动网格技术,使用CFD软件求解非定常不可压流动的N-S方程和S-A湍流模型,分别对桨距角静态变化和动态变化下的螺旋桨气动特性进行了模拟分析,桨距角静态变化角度分别为0°,3°和6°,桨距角动态变化时桨距角按照正弦变化曲线从0°增大到4°.数值计算结果表明:在桨距角静态变化过程中,螺旋桨的拉力和扭矩均随桨距角的增大而增大,而效率降低,相对于桨距角0°,桨距角3°时的拉力提高了20%～30%、扭矩提高了将近30%～40%.在桨距角动态变化过程中,随着桨距角的增加,拉力、扭矩及需用功率均呈线性增加,效率减小,此外,桨距角静态变化时的桨距角3°与桨距角从0°增大到4°动态变化时的桨距角3°所对应的气动参数大致相同.

翼型是风力机叶片的核心要素。应用FLUENT软件对大型风力机叶片的翼型进行气动特性分析，将计算结果与试验结果进行对比，验证并修正软件模型和相关参数。所采用的方法可以应用于其它翼型的气动特性分析。

为更加真实可靠地反映扑翼飞行器在大气边界层中的飞行状态,采用基于标准的k-ε湍流模型,以大气边界层中四种具体地貌的风速剖面为入口边界条件,结合Fluent的滑移网格技术,分别对扑翼飞行器位置高度在标准高度以上和以下位置的气动特性进行数值模拟,分别得到两个位置的升阻力系数。计算结果表明,在翅翼扑动频率、入口风速剖面和迎角不变的情况下,地面粗糙度对扑翼飞行器升阻力系数的影响由扑翼飞行器相对于标准参考高度的位置决定。

设计一种新型单旋翼无人机，采用动力直驱模式，基于Flunet软件数值计算其悬停状态的旋翼气动性能和螺旋桨推力及力矩性能。研究结果表明，悬停时，旋翼升力、阻力矩与转速成正比;验证飞行模型，在转速达到24rad/s可满足悬停条件;转速增加时，螺旋桨推力和阻力矩均增加，而来流速度增加时，推力单调减小，阻力矩先增加后减小且变化较为缓慢。经过飞行试验，证明研究结果正确，该单旋翼无人机具有较好的飞行性能。

为了研究侧风对螺旋桨气动性能的影响，基于滑移网格技术，使用CFD软件求解非定常不可压流动的N-S方程和S-A湍流模型，数值模拟不同侧风倾角下螺旋桨的气动特性.数值计算结果表明:在侧风条件下，螺旋桨的瞬时气动力，包括拉力、侧向力和扭矩，在旋转一周的过程中呈现周期性非定常变化，并且这种周期性变化随侧风倾角的增大更加明显.将一个周期内的瞬时气动力时均化处理得到时均气动力，时均的拉力、侧向力、扭矩以及效率均随倾角的增大而增大，由于拉力的增加幅度大于扭矩的增加幅度，螺旋桨时均效率从0°倾角的54.3%增加到30°倾角的64.3%.通过分析桨叶表面压力分布得出，螺旋桨桨叶迎风面和背风面的共同作用导致螺旋桨气动力的非定常变化，在螺旋桨旋转过程中，迎风面压力增大和背风面吸力增大导致气动力增大，迎风面压力减小和...

以Ahmed车辆为研究对象,采用CFD数值模拟的方法,研究非光滑棱纹仿生结构对车辆空气动力学特性的影响。对不同行驶速度下原车尾涡速度矢量分布以及升阻力系数的仿真计算,并根据风洞试验结果验证数值模拟的有效性。在原车尾部设计非光滑棱纹仿生结构,以阻力系数和升力系数为优化设计目标函数,以仿生结构的几何尺寸,空间布置尺寸,以及行驶车速作为设计变量,建立Kriging近似模型,并采用多目标遗传算法进行带有棱纹仿生结构的Ahmed车辆模型优化分析。经CFD验证,优化后的带有棱纹仿生结构的Ahmed车辆模型阻力系数降幅约为5%,升力系数降幅约为29.35%,能够起到显著的减阻增稳效果。计算结果也表明,建立的Kriging近似模型的误差为2%左右,可信度较高。

利用CFD软件Fluent,根据Spalart-Allmaras模型建立了飞行汽车外流场的三维湍流流动模型.通过数值模拟,得到飞行汽车在不同攻角下的升阻力系数变化规律.研究结果表明,在所选攻角范围内,随着攻角的增大,飞行汽车的升阻力系数不断增大,当攻角达到14＆#176;左右时,飞行汽车由于气流分离而发生失速.Fluent为飞行汽车的气动特性分析提供了重要依据.