大型客机座舱混合送风形式的数值模拟

提出了一种新的四风口混合送风形式，并采用计算流体力学（CFD）对其送风效果进行评估。首先利用真实MD-82飞机实验平台的气流实验数据对所采用的非定常RNG k-ε模型进行了验证；然后针对某机型座舱的热天地面工况，用上述验证后的CFD模型分别对这种新的四风口送风形式及现行的两风口、三风口混合送风形式进行了数值仿真；最后对这三种送风形式营造的客舱环境从速度、温度、局部热舒适度等角度进行了分析比较。结果表明：非定常RNG k-ε模型能够准确合理地预测客机座舱内的空气流动；两风口送风形式在乘客周围形成较大风速，脚部吹风感达15%；三风口送风形式下走廊风速达到0.5m/s，会引起工作人员的热不舒适；而新的四风口送风形式在乘客周围大部分区域的风速低于0.1 m/s，垂直温差引起的不满意率（PD）平均值约为0.5%，吹风感引起的不满意率（DR）在身体周围大部分区域低于5%，其舒适度是三种送风形式中最优的，适合在客机上使用。     

置换通风的数值模拟

首先介绍了用于数值模拟置换通风室内空气分布的N点风口模型、新零方程湍流模型，以简化和加快实际工程中对置换通风的模拟计算。然后利用这些模型对某办公室置换通风的室内温度场和速度场进行了模拟，并和实验数据进行对比。结果表明，计算所得速度和温度分布与实测值吻合得很好，所用的风口模型和湍流模型能将置换通风的温度分层特性和速度场合理地模拟出来，可用于指导和优化置换通风气流组织设计。     

风速对室内气流分布影响的数值仿真

对低温空调系统送风特性进行了研究,着重于低温送风空气流动状况及其对室内环境的影响.以某一典型的空调房间为研究目标,利用计算流体动力学(CFD),研究在低温送风条件下,室内气流组织的分布状况.通过建立合理的数学模型进行数值模拟,运用试验手段验证了模拟结果的可靠性,得到几种送风速度下的室内气流速度场与温度场的计算结果.经过分析,确定该空调室的送风速度范围与最佳值.最后得出每一种低温送风系统对应着一定的送风速度范围的结论.     

方型散流器空调室内空气流动的数值模拟

 用N点风口动量模型和一个新零方程湍流模型对某办公室方型散 流器空调的室内温度场和速度场进行了模拟，并和实验数据进行对比. 结果表明，计算所得速度和温度分布与实测值吻合得很好，所用的风 口模型和湍流模型能快速地将方型散流器空调通风的温度和速度场合 理地模拟出来，可用于指导和优化同类空调通风气流组织设计.     

铁路空调硬卧车内气流分布的数值模拟

建立了铁路空调硬卧车内CFD仿真模型,对车厢内流场、温度场和热舒适性评价指标进行了分析。采用稳态不可压缩雷诺时均N-S方程、k-ε湍流模型,应用控制容积法和交错网格进行离散。计算了空调硬卧车内三维空气流场和温度场,并与实验结果进行了对照,两者吻合较好。在此基础上分析了车厢内人体热舒适性,结果表明车厢中部和端部铺位PMV分布不同,端部人体热舒适感较好,中部较差;而且同一计算断面不同铺位的人体热舒适感差异较大:上铺有较大区域PMV<-1.0,人体感觉较凉;中铺大部分区域-0.51.0,人体感觉偏暖。     

送风方式对飞机座舱内污染物传播影响研究

采用数值模拟方法研究了波音737-200座舱模型内的气流场以及污染物传播过程,并通过实验数据加以验证;分析了天花板加侧壁送风(混合送风)、侧壁送风以及天花板送风三种送风方式下座舱内的速度场、涡量场、污染物浓度场和空气龄,并且解释了舱内流场结构对污染物传播过程的影响。研究结果表明:不同送风方式下飞机座舱内污染物的传播过程差异明显,这是由流场结构特征的差异造成的,特别是在小尺度范围内,涡结构十分复杂,严重影响污染物的传播规律;在聚集过程中,污染物更容易在漩涡范围内聚集,而变形主导的气流运动会阻碍污染物向更大范围传播;在排除过程中,天花板送风形式下污染物的排除效率最快,混合送风次之,侧壁送风最慢。这对于防控新冠肺炎是有参考价值的。     

粒径及送风方式对飞机座舱颗粒物分布的影响

通过合理简化波音737-200飞机的座舱,建立物理模型后,用计算流体力学(CFD)方法研究了粒径及送风方式对飞机座舱颗粒污染物分布的影响。用FLUENT软件计算分析了天花板送风和侧壁送风方式下飞机座舱内的流场;并在座舱中设置污染源,瞬态释放了1μm、10μm、20μm三种粒径的颗粒物,在机舱设置了不同的颗粒物浓度监测点并对整个机舱内颗粒物的浓度随释放后时间的变化情况进行比对,研究了这三种粒径的颗粒物在两种送风方式下的分布情况与排除速率。研究结果表明:粒径越小,颗粒物在机舱内扩散能力越强;天花板送风时,颗粒物更易集中于机舱中间过道及机舱后侧,且颗粒物排出速率与粒径成反比;侧壁送风时,颗粒物更易集中于机舱两边侧壁及机舱前侧,且粒径大小对排除速率的影响与释放后的时间有关。     

封闭和半封闭通风空间的环境流体问题

半封闭与全封闭空间的环境流体力学包括系统内的空气流动、温度和湿度分布以及污染物的凝积等问题, 其中涉及控制空间的空气质量、通风设计以及预防水汽凝结等多个方面的研究. 本文着重介绍国内外近年来相关的工作,研究如何从理论分析、实验研究以及数值模拟等方面入手, 解决通风问题,以达到获得高通风效率、低能耗和提高空气舒适度的目的.研究的对象包括房间, 建筑物, 城市等半封闭空间, 以及汽车、 地铁、飞机、潜艇、载人航天飞行器等不同程度的全封闭空间.现有的理论研究已经从解释单点源纯浮力对流的基础模型发展到能够描述具有体积流量和动量流量的扩散流的湍流喷泉模型.然而, 理论研究上的进步还不足以使它能够处理实际问题中多样的通风情况和复杂的空间结构,工程应用中还需更多依靠实验研究和数值模拟的结论. 对载人航天飞行器中的环境流体问题的研究虽然刚刚起步,但其研究手段和经验可以从相对成熟的半封闭与全封闭空间的相关研究中获得借鉴.      

利用有限差分法求解扩散混合化学反应二维平行流动

利用隐式有限差分方法,对两股平行流的扩散混合、化学反应问题进行了计算。计算中,使用了层流压缩边界层方程并考虑了HF化学激光器的化学反应。计算结果表明:HF(2)振动激发态的浓度要比HF(1),HF(3)、HF(0)的浓度都高,从而获得了粒子数反转条件。另外,在计算中不需要混合长度的假设,就可以求得主流(无化学反应区)与化学反应区的两条界面曲线。当然,本文的计算方法要比直接求解二维Navier-stokes方程要简单得多。     

室内空气流动数值模拟的N点风口动量模型

为适应工程应用中快速、准确模拟室内空气流动的需要，提出N点风口动量模型，以简化描述利用计算流体动力学CFD方法模拟室内空气流动时百叶、多孔板类送风口的入流边界条件。百叶和多孔板风口的等温自由射流算例以及HESCO孔板类散流器在室内送风的算例和实验数据对比表明，N点风口动量模型可以较好地解决数值模拟室内空气流动的风口入流边界条件描述问题。     

基于非结构/混合网格的高阶精度格式研究进展

尽管以二阶精度格式为基础的计算流体力学(CFD) 方法和软件已经在航空航天飞行器设计中发挥了重要的作用, 但是由于二阶精度格式的耗散和色散较大, 对于湍流、分离等多尺度流动现象的模拟, 现有成熟的CFD 软件仍难以给出满意的结果, 为此CFD 工作者发展了众多的高阶精度计算格式. 如果以适应的计算网格来分类, 一般可以分为基于结构网格的有限差分格式、基于非结构/混合网格的有限体积法和有限元方法,以及各种类型的混合方法. 由于非结构/混合网格具有良好的几何适应性, 基于非结构/混合网格的高阶精度格式近年来备受关注. 本文综述了近年来基于非结构/混合网格的高阶精度格式研究进展, 重点介绍了空间离散方法, 主要包括k-Exact 和ENO/WENO 等有限体积方法, 间断伽辽金(DG) 有限元方法, 有限谱体积(SV) 和有限谱差分(SD) 方法, 以及近来发展的各种DG/FV 混合算法和将各种方法统一在一个框架内的CPR (correctionprocedure via reconstruction) 方法等. 随后简要介绍了高阶精度格式应用于复杂外形流动数值模拟的一些需要关注的问题, 包括曲边界的处理方法、间断侦测和限制器、各种加速收敛技术等. 在综述过程中, 介绍了各种方法的优势与不足, 其间介绍了作者发展的基于"静动态混合重构" 的DG/FV 混合算法. 最后展望了基于非结构/混合网格的高阶精度格式的未来发展趋势及应用前景.     

混合驱动水下滑翔机水动力参数辨识

与传统水下滑翔机相比,混合驱动水下滑翔机可以分别利用头部的浮力驱动单元和机身尾部的螺旋桨推进单元进行驱动从而实现不同形式的运动,具备低功耗、长航程、良好机动性等特点,具有广泛的应用前景. 准确的动力学模型以及精确的水动力参数是实现混合驱动水下滑翔机控制系统设计以及精确导航的基础. 在混合驱动水下滑翔机动力学模型已知的前提下获得准确的水动力参数是本文主要研究的问题. 本文以天津大学研制的混合驱动水下滑翔机“海燕” 作为研究对象,提出一种在有限航行参数条件下,基于大数据统计分析的计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD) 和参数辨识相结合来获取混合驱动水下滑翔机的水动力参数的方法. 即首先建立滑翔机的动力学模型,推导出稳态数据与所求水动力参数的关系;然后采用CFD 的方法得到其升力系数,根据大量稳态纯滑翔实验数据,结合大数据统计分析,辨识出其剩余水动力参数;最后,根据混合驱动模式下的实验数据辨识出与螺旋桨相关的参数,从而得到其整套的水动力参数. 该方法不仅结合了CFD 方法具有获取复杂外形结构航行水动力的特点,而且可以有效利用大量现场实验数据,因而能够更加准确地辨识其实际运动. 通过运动仿真与试验对比,验证了该辨识方法的正确性和有效性,对滑翔机的研究具有指导意义.      

前进式U形通风采空区风流与自燃的数值模拟

基于渗流方程、多组分气体渗流-扩散方程和多孔介质渗流传热方程,建立前进式开采U型 通风采空区自然发火模型. 通过迭代方法计算沿空巷道的侧漏风量,以此边界条件数值模拟 计算出前进式开采U型通风采空区的漏风规律;根据瓦斯-Ohttp://d.wanfangdata.com.cn/Periodical_lxysj200804005.aspx前进式开采U型通风;采空区;风流规律;自燃温度场;有限元; 基于渗流方程、多组分气体渗流-扩散方程和多孔介质渗流传热方程,建立前进式开采U型 通风采空区自然发火模型. 通过迭代方法计算沿空巷道的侧漏风量,以此边界条件数值模拟 计算出前进式开采U型通风采空区的漏风规律;根据瓦斯-Ohttp://d.wanfangdata.com.cn/Periodical_lxysj200804005.aspx前进式开采U型通风;采空区;风流规律;自燃温度场;有限元; 基于渗流方程、多组分气体渗流-扩散方程和多孔介质渗流传热方程,建立前进式开采U型 通风采空区自然发火模型. 通过迭代方法计算沿空巷道的侧漏风量,以此边界条件数值模拟 计算出前进式开采U型通风采空区的漏风规律;根据瓦斯-Ohttp://d.wanfangdata.com.cn/Periodical_lxysj200804005.aspx前进式开采U型通风;采空区;风流规律;自燃温度场;有限元;基于渗流方程、多组分气体渗流-扩散方程和多孔介质渗流传热方程,建立前进式开采U型通风采空区自然发火模型.通过迭代方法计算沿空巷道的侧漏风量,以此边界条件数值模拟计算出前进式开采U型通风采空区的漏风规律;根据瓦斯-O2-CO浓度和温度分布状态及其变化来描述自燃过程.在计算中,采空区非均质性按自然冒落考虑,兼顾瓦斯涌出对自燃的耦合作用;模拟得到,在前进式开采特有的3面漏风边界条件下,采空区自燃位置(最高温点)在开切眼冒落区进风一侧,自燃产生的有害气体和瓦斯随漏风流从回风边界渗出.在前进开采U型通风形式下,通风量在到达工作面时衰减很大,因此,前进开采布置一次推进距离不易过大;解决好沿空留巷的封堵材料和正确的堵漏措施,是保证前进式开采顺利进行的技术关键.     

轻与巧的完美结合: 缨甲飞行的秘密

通过实验手段, 重构了缨甲飞行的三维形态学和运动学模型. 利用计算流体力学 (CFD) 分析, 成功地揭示了缨甲超强飞行能力的秘密.      

均匀各向同性湍流在后期衰变时的三元速度关联

本文利用周培源、蔡树棠给出的轴对称涡旋速度埸和求平均值的方法,计算了均匀各向同性湍流后期衰变的三元速度关联.计算时把速度埸表示威各向同性的张最形式,即ui=2/32/β~(1/2β)Ul_ml_nβ_(mni),并且利用Fourler变换通过计算湍谱求得了速度关联.按照这种方法,二元速度关联可以很容易得到.计算结果表明,当r→O时,三元速度关联系数k(r,t)和r~3成正比;当r→∞时,它又按r~-4趋于零.     

人体上呼吸道内气流运动特性的数值模拟分析

运用计算流体动力学(CFD)方法对人体上呼吸道内的气流运动特性进行了数值模拟,通过PIV实验对数值模拟结果进行了验证。研究结果表明:气流在咽部外壁、气管外壁发生分离现象,气流在气管内壁形成局部高速区,支气管内的气流在分叉处发生分离,靠近支气管内壁速度较高,并且在支气管边界层的外缘速度达到最大值。气管和支气管内的二次涡流运动和轴向速度的分布使得气管支气管内壁受到的剪应力较大,内壁粘膜更容易受到损伤。     

跨音速极限环型颤振的高效数值分析方法

事先建立一个低阶的非线性、非定常气动力模型是开展非线性流场中气动弹性问题研究的一个捷径. 基于CFD方法, 通过计算结构在流场中自激振动的响应来获得系统的训练数据. 采用带输出反馈的循环RBF神经网络, 建立时域非线性气动力降阶模型.耦合结构运动方程和非线性气动力降阶模型, 采用杂交的线性多步方法计算结构在不同速度(动压)下的响应历程, 从而获得模型极限环随速度(动压)变化的特性. 两个典型的跨音速极限环型颤振算例表明, 基于气动力降阶模型方法的计算结果与直接CFD仿真结果吻合很好, 与后者相比其将计算效率提高了1~2个数量级.      

某火箭弹标准外形引信气动加热计算

为了评估弹体飞行中产生的气动热对弹头引信的影响,采用计算流体动力学(CFD)方法对某火箭弹标准外形引信体在飞行条件下的气动加热过程进行了数值计算与分析.计算中,将获得的某火箭弹实际弹道参数进行了分段线性拟合,得到了计算域入口处的速度、温度、压强与时间的函数关系;结合分析对象的特点,采用结构化网格、远场压力边界条件、k-ε模型,利用有限体积法、耦合求解法模式、二阶迎风格式进行求解,得出了某火箭弹标准外形引信在弹道中不同时刻的温度场变化规律.计算结果与遥测试验结果的比较表明:两者变化的趋势及量值大小相吻合,两者的最大误差为13.0%,满足工程应用要求.     

喷水推进器推力的CFD计算方法研究

简要介绍获取喷水推进器推力的理论、试验及数值计算(CFD)方法,重点研究采用动量流量法和壁面积分法计算喷水推进器推力的CFD方法。采用多块网格技术,用六面体结构化网格和四面体非结构化网格相结合的混合网格离散计算区域,采用稳态多参考系方法求解RANS方程,对喷水推进器进水流道、叶轮、导叶体和喷口所组成的整个流场进行数值计算。计算中采用了k-ε湍流模型和标准壁面函数,对用动量流量法计算推力方法中所需的假想流管分界面和进口面的求取做了分析,将两种方法计算的推力与厂商提供的推力特性曲线进行了对比。结果表明,采用CFD计算和分析方法来研究喷水推进系统推力性能是可行、可信的。     

发动机流道气动分析的上下游边界替代降阶模型

为了解决航空发动机流道内上下游干涉带来的计算量大的问题,提出了一种边界替代降阶模型方法。该方法辨识出研究流域与相邻的上下游流域交界面的气动力降阶模型,并耦合到该研究流域仿真模型的交界面上,用以表征上下游对该流域的影响,由此将多流域计算转化为单流域计算,同时又考虑了上下游的影响。采用一阶Volterra级数降阶模型实现了该方法。结果表明,采用本文方法和所有流域都采用CFD得到的压力和速度一致;本文方法所用的网格更少,可以加速收敛和提高计算速度。