高架桥声屏障高度对列车气动特性影响的数值模拟

采用计算流体力学方法对高架桥声屏障高度影响高速列车空气动力特性进行数值研究.通过网格划分、湍流模型选取、边界条件设置等来提高数值计算精度.结果表明,当高速列车运行在下风向时,头车、中间车上的侧向力随着声屏障高度增加而逐渐下降.头车所受的侧翻力矩在整车中最大,且随着声屏障高度的增加而逐渐减小.随着声屏障高度的增加,上风向工况下中间车受到的侧翻力矩要大于下风向工况.上、下风向工况下高速列车气动特性差异主要是由于流动空腔中列车所处的相对位置不同,改变了车体表面的压力分布,从而改变了车体所受到的气动力、力矩.     

翼型绕流的洛伦兹力控制机理

在翼型上翼面壁面附近流场中形成的流向洛伦兹力,可提升翼型的升力减小阻力,然而制约其推广应用的主要瓶颈是极为低下的控制效率,为提高洛伦兹力的控制效率,需研究其控制机理.以翼型绕流的洛伦兹力控制为例,利用双时间步Roe格式及水槽对其进行数值及实验研究.结果表明:洛伦兹力的控制效果随着来流速度的增加而下降,升力增幅和阻力减幅与来流速度大小呈反比关系,但升力增加和阻力减小的规律不变,都是升力先急剧增加随后缓慢增加,而阻力先急剧减小然后再缓慢增加,基本原因为升力和阻力先受洛伦兹力推力的影响而分别增加和减小,随后洛伦兹力作用增加翼面壁面摩擦力,导致升力减小和阻力增加,流向洛伦兹力还导致翼型壁面压力下降,增加翼型升力和压差阻力;壁面摩擦力导致的升力降幅比壁面压力变化导致的升力增幅小,壁面压力变化起主导作用;洛伦兹力推力对阻力的降幅比压差阻力的增幅大,洛伦兹力推力起主导作用,因此阻力减小.     

风力机翼型尾缘襟翼动态特性分析

采用计算流体力学方法研究了带有运动尾缘襟翼的风力机翼型,考察了襟翼偏转角频率对翼型气动参数及非定常特性的影响。结果表明:多数情况下,翼型升力系数滞后于偏转角变化,且相位差随着角频率的增加先增大后减小;尾缘襟翼改变升力系数的能力随着角频率的增加而减小;以尾缘襟翼长度为特征尺度定义的襟翼折合频率可作为尾缘襟翼问题非定常特性的判断准则,当该折合频率大于或接近0.01时,流场具有明显的非定常特性。     

高速列车地面效应数值模拟研究

采用定常RANS方法对高速列车的地面效应进行分析,研究地面效应影响下高速列车气动力的变化规律.研究地面效应对不同侧偏角下高速列车气动力的影响,发现地面效应对073176;侧偏角下的气动力影响最大,并随着侧偏角的增大地面效应的影响逐渐变小;研究当列车与地面相对高度发生变化时高速列车气动力的变化规律,数值模拟结果揭示了高速列车气动升力存在的升力翻转效应,并对不同高度下列车底面的压力脉冲变化规律进行分析.     

高速列车噪声与速度关系变化分析

随着高速列车运行速度的提升,高速列车内部噪声过高的问题日益突出,识别高速列车在高速运行时主要噪声来源对减振降噪非常重要。本文针对我国高速列车CRH380B型车,在多工况的实车运行状态下进行噪声振动测试研究,并利用速度指数拟合进行计算。得到了我国CRH380B型高速列车不同的噪声随速度指数变化的规律和车内车外的过渡速度区。该结果能够对高速列车噪声来源识别提供参考,为高速列车的车厢内部低噪声设计提供依据。     

过冷熔体中枝晶生长的相场法数值模拟

利用相场法模拟了过冷纯金属熔体中的枝晶生长过程,研究了各向导性、界面动力学、热扩散和界面能对枝晶生长的影响.结果表明,热噪声可以促发侧向分支的形成,但不影响枝晶尖端的稳态行为;随着各向异性的增加,枝晶尖端生长速度增加,尖端半径减小;当界面动力学系数减小及在界面动力学系数小于1的条件下热扩散系数减小时,枝晶尖端生长速度随之减小,而尖端半径相应增大;界面能趋于增大枝晶尺度并保持界面在扰动下的稳定,界面能越大,形成侧向分支的趋势越小 关键词： 过冷 枝晶生长 相场法 数值模拟     

栅中空化水翼的水动力特性

采用实验的方法研究了栅中水翼的空化水动力特性.实验在空化水洞中完成,采用高速摄像技术观测了不同空化阶段的空穴形态,并测量了栅中水翼所受的升阻力.结果表明:在空化没有发生时,栅中水翼所受升阻力随雷诺数的增加而增大;当空化产生时,不同的雷诺数下栅中水翼空化动力特性随a/2a的变化趋势一致;在相同的雷诺数下,当4>σ/2α>2.8时,栅中水翼升力系数变化的频率基本不随σ/2α改变,最大空穴长度小于水翼弦长,此时St=0.11;当σ/2α<2.8时,栅中水翼升力系数变化的频率增加,对应的St=0.28.     

超临界R134a水平圆管内冷却换热模拟研究

采用增强壁面函数的标准k-ε模型对超临界R134a水平圆管内冷却换热进行了模拟研究.分析了管内不同截面上流体温度、速度和湍动能的分布情况及对应关系。研究了质量流量和浮升力对换热系数的影响。结果表明,流体速度随着温度的降低而减小,并且最大速度处对应着最高温度和最小湍动能.换热系数随着质量流量的增加而增大,其峰值出现在准临界温度附近。浮升力在似液体区的影响较大,对流体换热起到增强的效果。     

天然气驱动VM循环热泵的热力学分析

天然气驱动VM循环热泵采用天然气作为高品位驱动能源,无工质替代问题,对缓解夏季电力供应紧张和环境污染等问题具有重要的意义。本文建立了热力学模型,分析结果表明:对于理想循环,热泵性能系数随着高温热源和低温热源温度的升高而增大,随着中间温度热源温度的升高而减小,并且热源温度变化对性能系数的影响从大到小依次为低温热源、中间温度热源和高温热源;对于理论循环,在运行区间,随着转速的增加,制冷量增大,而性能系数降低,但制冷量和性能系数都随着平均压力的增加而增大。     

AlxGa1-xN/GaN双量子阱的结构和掺杂浓度对子带间跃迁波长和吸收系数的影响

用薛定谔方程和泊松方程自洽计算的方法研究了Al0.75Ga025N/GaN对称双量子阱(DQWs)中子带间跃迁(ISBT)的波长和吸收系数对中间耦合势垒高度、中间耦合势垒宽度、势阱宽度和势垒掺杂浓度的依赖关系.研究发现,第一奇序子带S1ood与第二偶序子带S2evenISBT波长随着中间耦合势垒高度的降低而变短.当中间耦合势垒高度高于0.62 eV时,Slotld-S:一ISBT吸收系数随着中间耦合势垒的降低而增加.当减小AlxGa1-xN/GaN的DQWs中间耦合势垒宽度时,S1odd-S2evenISBT波长将变短,其吸收系数变大.另一方面,当对称DQWs的势阱宽度大于1.9 nm时,S1odd-S2evenISBT波长随着势阱的变窄而减小,S1odd-S2evenISBT吸收系数随着势阱的变窄而增加.当势垒中的掺杂浓度小于1018/cm3时,S1odd-S2evenISBT波长基本不随掺杂浓度变化,而吸收系数随掺杂浓度的增加而增加.这些结果对于利用DQWs实现工作于光纤通信波段超快的、基于三能级或四能级系统的双色光电子器件的应用具有指导意义.     

A high-efficiency aerothermoelastic analysis method

In this paper,a high-efficiency aerothermoelastic analysis method based on unified hypersonic lifting surface theory is established.The method adopts a two-way coupling form that couples the structure,aerodynamic force,and aerodynamic thermo and heat conduction.The aerodynamic force is first calculated based on unified hypersonic lifting surface theory,and then the Eckert reference temperature method is used to solve the temperature field,where the transient heat conduction is solved using Fourier’s law,and the modal method is used for the aeroelastic correction.Finally,flutter is analyzed based on the p-k method.The aerothermoelastic behavior of a typical hypersonic low-aspect ratio wing is then analyzed,and the results indicate the following:(1)the combined effects of the aerodynamic load and thermal load both deform the wing,which would increase if the flexibility,size,and flight time of the hypersonic aircraft increase;(2)the effect of heat accumulation should be noted,and therefore,the trajectory parameters should be considered in the design of hypersonic flight vehicles to avoid hazardous conditions,such as flutter.     

基于SPH方法的高速列车风阻制动板制动力研究

采用光滑粒子流体动力学（smoothed particle hydrodynamics,SPH）方法建立了高速列车风阻制动板流固耦合二维数值模型,实现了对风阻制动板动态开启过程的数值模拟,分析了风阻制动板的运动规律、受力分布和气动阻力变化规律.结果表明:当车速为300 km/h,最大开启角度为90°时,制动板整个开启过程的动作时间约为0.025 s,满足紧急制动时的快速响应要求;制动板开启初期,板的受力有较大突变且呈梯度分布,易弯曲变形;制动板的整个开启过程中,制动板整体受力水平逐渐提高且保持均匀分布,制动板直角边缘处受力始终较其他部位大,具有良好的增阻效果;最大制动力出现在最大开启角度为75°~85°时,而非垂直开启时,建议将最大开启角度设置为80°以获得最大制动力.      

Aerodynamic characteristics of passenger and transport aircraft models at harmonic oscillations on the pitch angle for high angles of attack

A systematic analysis has been performed for many-years experimental data obtained in the wind tunnel T-203 (SibNIA) for testing the models of passenger and transport aircraft for the case of harmonic oscillation at the pitch angle for low subsonic velocities. The key features of behavior of aerodynamic derivatives coefficients and dependencies of current values of normal force coefficient and longitudinal moment coefficient on the angle of attack have been demonstrated for the stalling modes of streamlining. It was demonstrated that at near-critical angles of attack, we have a strong dependency of aerodynamic derivatives of pitch moment on the normalized oscillation frequency for the range of natural values; this makes the traditional mathematical model of aerodynamic loads (uses the aerodynamic derivatives at fixed frequencies of oscillation) unfit for the considered scope of experimental tasks.     

基于修正面元法的机翼静气动弹性计算

针对静气动弹性弱耦合解法多次迭代耗时较长的问题,提出一种斜率修正面元法计算气动力.该方法以机翼在不同迎角下的CFD数据作为修正基础,以直线段近似曲线段升力线,弥补面元法无法考虑非线性因素的缺陷.通过M6机翼气动力损失以及迎角补偿等静气动弹性的计算表明,相对于CFD技术,该方法保持了较高的准确度并且计算效率较高,适用于复杂结构优化.     

高斯波束对界面附近离轴球形粒子的轴向声辐射力

从声波的散射理论出发,利用级数展开法得到高斯波束的波束因子,推导其对阻抗边界下离轴球形粒子声辐射力.针对刚性球与液体球两种球形粒子进行数值模拟,与自由空间的情况进行比较.讨论边界反射系数、粒子与边界距离、束腰半径以及离轴角度与距离等对声辐射力的影响.仿真结果表明：边界反射系数的增大会引起声辐射力的增加,但不改变峰值的位置;在合适的频率处,可以产生负向声辐射力;声辐射力随粒子与边界距离呈周期性变化;束腰半径的影响主要体现在中高频;随着粒子偏离传播轴的距离和角度增大,声辐射力明显衰减.该研究为利用高斯波束实现对粒子的操纵提供理论基础.     

高升阻比模型天平校准安装角误差控制要求

文章针对高升阻比类模型气动力测量的要求,对天平校准安装角误差影响进行了初步分析,天平的单元校准中,主要有两个安装角对天平校准结果产生影响,这两个安装角分别为攻角和滚转角,研究结果表明:天平的不同分量和不同校准系数对安装角误差的要求是不尽相同的,力分量以及滚转力矩校准,安装角误差可以允许在度水平上;俯仰力矩和偏航力矩校准...     

基于遗传算法的升力体外形优化设计

升力体由于低热流率再入物理特性和高效的内部容积利用率，是高超声速飞行器气动外形的一种典型布局.文章对升力体飞行器进行参数化数值建模，并提取其表征外形的参数作为设计变量，综合考虑飞行器再入过程中的气动力、气动热、容积利用率及稳定性等性能指标.运用多目标混合遗传算法对升力体进行了多变量、多约束下的气动外形优化设计，获得了再入飞行器外形的最优Pareto解.数值模拟结果表明，典型状态下最优Pareto解与CFD结果相差12%，验证了优化结果的准确性.      

钝锥再入飞行器黏性干扰效应建模

针对典型的钝锥外形, 采用统一气体动理学格式(UGKS)模拟了高度70~110 km下不同Mach数和攻角的流场, 进行了流场特性的分析, 并基于黏性干扰的理论成果, 将气动力特性与第3黏性干扰参数、攻角和Mach数等参数进行关联, 建立了气动力系数的黏性干扰模型, 给出了模型预测结果的相关性分析和准确性评估。经初步测试, 该模型预测结果与UGKS直接模拟结果具有良好的一致性, 对工程应用快速获取高空气动特性具有重要意义。