流场内流激振动是诱发调节阀流激共振和流致噪声的主要原因。以DN250多级降压调节阀为研究对象,采用Fluent软件对其流场流动特性进行数值模拟,得到典型开度下体积流量、流速、压力的分布规律。设计了循环式并联流量测试装置,对阀进行流量实验,验证了流量数值模拟的可靠性。采用监测流场漩涡脱落过程中横流会形成平均升力和监测流场湍流压力脉动的不同方法,得到流场流激振动的频谱信息。对两种监测方法机理研究,结果表明:监测升力系数是对整个流场涡脱过程产生的流激振动进行检测,适合监测小开度流场;监测压力脉动是对有限监测点的多种流激振动因素综合效果的监测,受监测点位置和数量的限制,适合中、高开度流场。

为研究不同舵偏角对某弹道修正火箭弹流场特性和气动特性的影响,基于3D N-S方程和S-A湍流模型,采用FLUENT软件对弹丸在不同舵偏角、不同马赫数、不同攻角下进行气动仿真计算,得到不同舵偏角下弹丸的升力系数和稳定储备量。仿真结果表明:舵偏角越大,平衡攻角越大,升力系数越大,稳定储备量呈先减小后增大的趋势。

利用仿真软件ANSYS FLUENT对装有不同后扰流板的三厢轿车简化模型进行数值模拟,研究了不同截面形状、攻角、定位的后扰流板对汽车空气动力学产生的影响.模拟结果表明,合适的后扰流板形状以及定位能够改变汽车尾流,减小空气阻力和升力,增大下压力,提高汽车的空气动力学性能.

采用由速度梯度、圆柱半径以及圆柱中心平面上的来流平均速度定义的无量纲剪切参数β来描述速度剪切的强度。在雷诺数Re=60～1000范围内，运用三维直接数值模拟（DNS）和大涡模拟（LES）两种方法对速度剪切流中的圆柱体的绕流特性进行了数值模拟。研究了驻点、高速和低速两侧分离点、圆柱表面压力分布以及不稳定尾流结构随剪切参数的变化及其对雷诺数的依赖性，从而得到了剪切流中圆柱体的气动力以及脱落特性，并对其机理进行了详细探讨。

为了给实际工程中并列双幅变截面箱梁的气动升力取值提供参考,针对不同高宽比的双幅箱梁,通过刚性模型测压风洞试验,测试了多个不同风攻角和间距时双幅箱梁的升力系数,并与单幅箱梁的升力系数进行了对比分析。引入干扰因子对下游箱梁的干扰效应进行定量表示。研究结果表明与单幅箱梁相比,上游箱梁的气动升力变化不大,下游箱梁的气动升力变化显著;在大多数正向风攻角下,下游箱梁气动升力的干扰效应表现为明显的减小效应;在负向风攻角下,气动干扰使下游箱梁承受向下的升力,升力值随着风攻角的增大而增大,随着间距和箱梁高宽比的减小而增大。

为优化某飞行器气动外形结构,基于商业软件ANSYS/FLUENT进行网络建模、飞行器流场模拟、气动数据分析,求解出飞行器在0~20°攻角范围内的升力系数和阻力系数。将计算结果同试验数据进行对比,结果表明,升力系数和阻力系数同试验基本一致,说明采用FLUENT建立该模型进行飞行器气动计算方法可行,可为飞行器外形优化提供参考。

采用风洞试验和有限元方法研究不同风攻角下硬跳线的气动力系数和风偏,分析各类硬跳线的阻力系数和升力系数随风速和风攻角的变化特征,给出不同风攻角下硬跳线气动力系数的建议值,提出了考虑山地风场影响的硬跳线体系风偏计算方法。研究表明硬跳线的阻力系数随风速的增加而减小,而升力系数在高风速下基本不变;鼠笼式二分裂、四分裂、六分裂、八分裂和铝管式硬跳线在屏蔽效应最显著风攻角下阻力系数比最大值减少了53.4%、27.4%、25.1%、16.7%和57.4%;各类硬跳线在特定风攻角下均存在较大数值的升力系数;给出了各类硬跳线在不同风攻角下阻力系数和升力系数的建议值,阻力系数最大值可取1.17;水平风加速效应和风攻角对硬跳线的风偏响应有较大的影响,山顶位置风偏增大最显著。

针对离网小型垂直轴风力发电机工作中存在的流固耦合作用,根据湍流模型和流固耦合算法建立数学模型,利用COMSOL Mutiphysics软件对风力发电机叶片NACA0012翼型进行流固耦合计算,研究了翼型的气动性能。研究得出NACA0012翼型在攻角为14时开始出现失速特征,在失速前可达到最大升力阻力系数比值,升力约为阻力的55倍,具有优异的使用性能。翼型弦长变化对升阻力系数影响不大,仿真结果与国外公布的实验数据相符,验证了该方法的可行性,为离网小型垂直轴风力发电机叶片翼型设计提供新的理论基础。

高空、长航时无人机属飞机家族中的新成员,在近年来的世界局部战争中,它发挥了侦察、监控、通讯中继的重要作用.在广泛搜集国外风洞试验研究资料的基础上,介绍了高空、长航时无人机在翼型设计、气动力测量、边界层测量方面的风洞试验研究方法.

在仿生扑翼机的设计当中，仿生翅翼的气动力具有十分重要的意义。但由于与微型仿生扑翼飞行相关的低雷诺数空气动力学研究还处于初级阶段，对仿生翅翼气动力研究还没有成熟的理论和可借鉴的经验，因此，应用计算流体动力学软件Fluent求解N—S方程，分析扑动规律和周围气流环境对仿生扑翼机气动性能的影响。研究结果表明在对称扑翼机构驱动下仿生翅翼可以产生较大升力，升力和阻力随扑动频率和来流速度的增加而增加，但阻力增加幅度相对较小，这为仿生扑翼机的研制提供理论依据。