平流层双轴椭球体飞艇绕流场的数值分析

本文在CFD软件FLUENT6.3的计算平台上采用时均Navier—Stokes方程与Realizable k-ε湍流模型对平流层双轴椭球体飞艇进行了数值模拟。着重分析了与飞艇轴线垂直的截面的周向摩擦阻力系数和压力分布情况,飞艇背部的分离流动特点,物面剪切层分离流动规律,空间流态,以及它们随攻角的变化规律。结果发现,飞艇背部的分离流动是基本对称的。在小攻角下只存在闭式分离,而随着攻角的增大也出现了开式分离。分离区随着攻角的增大而增大,分离线的起始点位置随着攻角的增大向上游移动。15°攻角时没有发现二次分离,30°,40°,45°攻角下都发现了二次分离。在相同的攻角下伴随流动沿飞艇轴线向下游发展时,分离流动的区域在横向截面上增大了。     

导管螺旋桨气动性能的风洞试验研究

对自行研制的一船用空气推进导管螺旋桨系统的导管和桨后整流支架的空气动力学性能在试验雷诺数范围进行了风洞模型试验研究.研究结果表明,导管和桨后整流支架明显改善了系统的空气动力学性能,螺旋桨系统的推力系数和效率都有较明显提高,螺旋桨系统的原地静推力和倒车性能也得到很大改善.     

平流层飞艇动力学与控制研究进展

本文简要介绍了飞艇的发展沿革和研究现状. 通过同传统的航空器、航天器、潜艇和低空飞艇进行比较, 阐述了平流层飞艇的飞行原理. 从基本运动模型和复杂受力情况的角度, 系统地讨论了飞艇动力学研究进展, 包括空气动力学研究、静力分析、热力学分析、柔性体动力学及流固耦合研究. 然后综述了飞艇控制方法研究进展, 包括小扰动线性化控制、输入输出反馈线性化控制、基于Lyapunov 非线性稳定性的控制及其他控制方法. 最后展望了在平流层飞艇动力学与控制领域需要从6 个方面加强研究.      

平流层飞艇气动参数辨识

进入21世纪以来,随着科技的飞速发展,世界上掀起了研究和开发平流层平台的热潮。飞艇作为平流层平台可以实现无线通信、空间观测、大气测量以及军事侦查等目的。本文首先将飞艇所受的气动力分成由于来流速度产生的定常气动力和飞艇转动引起的非定常气动力两部分,通过理论分析建立了飞艇的气动力模型,从而得到需要辨识的气动参数。其次建立了以浮心为原点的六自由度非线性动力学模型和一种基于混合遗传算法的气动力系数辨识方法——混合遗传算法（遗传算法＋单纯型法）与极大似然法相结合的方法,并利用该方法对飞艇的气动参数进行辨识。通过仿真结果验证了该方法实用性和有效性。最后通过对气动参数的准确值与辨识值的分析比较,得出各个参数对飞艇运动性能的影响情况。     

螺旋桨特性数值预报及其验证

本文就中国船舶科学研究中心螺旋桨软件系统中关于其敞水特性、调距桨畸变、转叶力矩、非设计工况下性能预报以及螺旋桨在非均匀流场中非定常力预报与相应的模型试验作了校核对比,或与国际组织的比较计算作了对比。目的是验证这些软件对工程的适用性。     

平流层飞艇绕流场与柔性变形的数值模拟

处于平流层流场中的飞艇,其整体刚度较小,为柔性体,可视为弹性薄膜结构,外围的流场的状态分布与其形状有着密切的关系,从本质上说是一个流固耦合问题。本论文以此为背景,分析了平流层飞艇的外围流场与柔性蒙皮变形的非动态耦合关系。我们采用叠代计算方法来处理这一问题,其中飞艇的三维流场的计算本文采用基于有限体积法的压力修正SIMPLE算法,而飞艇弹性变形的数值模拟计算应用了薄壳无矩理论。本文比较了气动弹性变形和静态超压变形两种不同情况下的飞艇流场压力分布以及气动参数,分析了飞艇变形与流动参数、气动荷载变化的关系。     

船用螺旋桨敞水性能与桨叶应力的数值分析

采用FLUENT软件中的多参考坐标系模型(MRF)对螺旋桨的敞水性能进行模拟,并将模拟结果与试验值进行比较,然后通过ANSYS Workbench中的流固耦合技术将FLUENT计算所得的桨叶表面压力加载到ANSYS中桨叶的有限元模型中进行静力分析计算,得到的桨叶应力结果与理论分析相吻合.     

雷达尾涡对垂尾气动性能的影响

基于雷达-垂尾简化模型,通过数值模拟来分析雷达尾涡效应对垂尾气动性能的影响机理,探讨了不同安装角以及几何外形变化对雷达尾涡效应的影响.结果表明:在一定范围内加长雷达法向直径可使月牙状三维涡的三维性减弱,从而减弱雷达尾涡效应,但当雷达侧面母线倾斜时反而增强雷达尾涡效应.     

高速列车外形的气动性能数值计算和头部外形的改进

运用流体力学数值计算软件CFX对我国200km／h电动旅客列车的空气动力性能进行了数值模拟计算，针对列车气动外形存在的问题，对列车头部外形进行了改进，并提出了三种列车头部外形改进方案且对其进行了数值模拟研究。计算结果表明，方案三优于其它两种方案，且较改进前列车的空气动力性能有了较大改善。     

高速磁浮列车近场气动特性及其诱导噪声的数值仿真研究

磁浮列车具有高速性和非接触性,其噪声水平主要依赖于近场气动特性.本文中针对某型号三编组高速磁浮列车,基于Lighthill声学理论,应用大涡模拟法(LES)和FW-H声学模型,仿真分析了1:10列车缩比模型在600 km/h明线工况下的稳态气动特性及瞬态气动噪声激励源特性.结果表明：高速磁浮列车车头与车尾鼻尖位置呈现等压线密集、压力梯度大现象,且车头鼻尖处压力值明显高于车尾鼻尖;列车表面声功率级最高可达155 dB,主要噪声源产生在车头鼻尖区域、表面曲率发生较大变化位置;低频段下列车车头与车尾表面对应位置监测点的声压级分布规律相同,且车头鼻尖位置监测点声压级高于车尾鼻尖,车头与车尾向车身过渡位置两监测点声压级在低频段有明显波动.文中所得研究成果,可为高速磁浮列车车内噪声计算以及为后续低频噪声优化提供一定的科学依据和指导,实现乘客对乘坐舒适性要求.     

平流层飞艇空气动力估算

本文采用有限基本解方法与工程估算方法相结合的气动力工程计算方法,用以计算平流层飞艇的气动力。将飞艇所受的气动力分成飞艇艇身和尾翼所受气动力两部分,每一部分的气动力按照无粘性流产生的线性气动力和粘性引起的非线性气动力分别进行计算。根据势流理论对飞艇艇身线性气动力进行分析计算,由于飞艇艇体是旋成体,故根据Allen的横流阻力理论对其所受的非线性气动力进行计算;尾翼的线性气动力采用有限基本解方法进行计算,非线性气动力用Polhamus-Lamar吸力比拟方法估算。该方法中考虑了由于尾翼安装在体上后,处于艇体产生的上洗流场中,尾翼气动力的变化和尾翼对艇身气动力的干扰作用。通过算例的计算与实验结果比较得出该方法可以快速、准确的计算飞艇所受的气动力。     

圆形坚冰影响翼型气动性能的数值分析

本文用FLUENT软件模拟了结冰后NACA 0012翼型周围流场的变化,并与结冰前NACA 0012翼型的气动性能进行了对比.工作中首先以未结冰的NACA 0012翼型(干净翼型)为标准模型进行了数值验证计算,再以经过检验的方法计算结冰模型,并与结冰风洞试验数据进行了对比.本文计算攻角为0°～20°,温度为250.37K,雷诺数为2,400,000,冰型为圆形坚冰.通过对比升力阻力性能,发现与干净翼型相比,结冰翼型的最大升力系数大约减少了50%,阻力系数增加了约65%,失速攻角降低了4°.结冰后翼型提前失速是造成气动性能恶化的主要原因.     

Numerical Study of the Aerodynamic Performance of a Train with a Crosswind for Different Embankment Heights

A numerical study using improved delayed detached eddy simulation (IDDES) was used to investigate the influence of the embankment height on the aerodynamic performance of a high-speed train travelling under the influence of a crosswind. The results of the flow predictions were used to explore both the instantaneous and the time-averaged flows and the resulting aerodynamic forces, moments and slipstreams. An increase of the aerodynamic drag and side forces as well as the lift force of the head and middle cars were observed with rising embankment height. While the lift force of the tail car decreased with the increasing embankment height. Furthermore, the height of the embankment was found to have a strong influence on the slipstream on the leeward side of the train. The correlation between the embankment height and the slipstream velocity on the windward side, was rather small. The flow structures in the near-wake of the leeward side of the train, responsible for the aerodynamic properties of the train were analyzed, showing strong dependency on the embankment height.

     

Numerical Fluid Flow Analysis for Aerodynamic Response Characteristics of Tandem Circular Cylinders

The aerodynamic characteristics of tandem cables of cable-stayed bridges have become an increasingly serious problem with increments in span length. In order to reduce the construction cost and maintenance of cables, tandem cables have been adopted for cable-stayed bridges. These cables, however, have aerodynamic response characteristics such as wake-galloping. Therefore, a method to suppress wake-galloping in tandem cables is required. The purpose of this study is to investigate the characteristics of the wake-galloping phenomenon of tandem cables of cable-stayed bridges using numerical fluid flow analysis. The flow around the oscillating tandem circular cylinders modeled on tandem cables is calculated. The flow field is treated as an incompressible viscous flow. The Arbitrary Lagrangian-Eulerian (ALE) method is employed to solve the flow field around the cylinders, and the three-step Taylor-Galerkin method, which is based on a fractional step finite element method, is adopted for discretization.     

气浮动压轴承的静特性数值计算与实验研究

为了实现对气浮动压轴承的静特性能进行研究,文中提出并设计了一种圆锥型气浮动压轴承.在数学模型建立的基础上对其求解域进行了保角变换和斜坐标变换,运用局部积分有限差分对控制方程在斜坐标系下的差分式进行了推导,利用VB对控制方程的静特性进行了数值计算求解.结果表明:螺旋槽能很好实现气浮轴承动压效应,轴承的转速N对其动压效应影响比较大,转速N越高其动压效应越明显;轴承的螺旋角和槽深比对轴承的静特性的影响存在一个最佳参数,轴承的槽数和槽宽比增加到一定值后继续增大对轴承的承载力的影响不明显.实验结果与数值计算结果进行了比较,两者基本一致,为气浮动压轴承的研究与发展提供了一种新结构和新思路.     

Aerodynamic Performance of a Gliding Swallowtail Butterfly Wing Model

In the present study, we perform a wind-tunnel experiment to investigate the aerodynamic performance of a gliding swallowtail-butterfly wing model having a low aspect ratio. The drag, lift and pitching moment are directly measured using a 6-axis force/torque sensor. The lift coefficient increases rapidly at attack angles less than 10° and then slowly at larger attack angles. The lift coefficient does not fall off rapidly even at quite high angles of attack, showing the characteristics of low-aspect-ratio wings. On the other hand, the drag coefficient increases more rapidly at higher angles of attack due to the increase in the effective area responsible for the drag. The maximum lift-to-drag ratio of the present modeled swallowtail butterfly wing is larger than those of wings of fruitfly and bumblebee, and even comparable to those of wings of birds such as the petrel and starling. From the measurement of pitching moment, we show that the modeled swallowtail butterfly wing has a longitudinal static stability. Flow visualization shows that the flow separated from the leading edge reattaches on the wing surface at α < 15°, forming a small separation bubble, and full separation occurs at α ≥ 15°. On the other hand, strong wing-tip vortices are observed in the wake at α ≥ 5° and they are an important source of the lift as well as the main reason for broad stall. Finally, in the absence of long hind-wing tails, the lift and longitudinal static stability are reduced, indicating that the hind-wing tails play an important role in enhancing the aerodynamic performance.     

导弹纵向俯仰气动特性数值分析

应用有限体积方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,计算了某型巡航导弹的静、动态绕流流场和空气动力特性.湍流模型应用修正后的B-L代数湍流模型.以细长旋成体绕流流场为例进行数值计算,并和实验数据相比较,验证了本文方法的可靠性,在此基础上,开展了某型巡航导弹绕不同转轴和以不同频率进行俯仰振动的非定常气动力迟滞特性研究.计算结果表明,当导弹作快速俯仰振动时,在上仰和下俯过程中的同一迎角瞬间,绕导弹流场流动明显不同,表现出明显的非定常迟滞特性.并且,导弹的非定常气动力迟滞特性随振动频率的增大变化明显,且气动力迟滞曲线随着振动轴位置的变化而变化.     

一种微型轴流风扇扭叶片设计方法及其气动特性的数值研究

本文利用"径向平衡"原理,建立了轴流叶轮出口通流速度沿叶高的分布方程,并基于此提出了一种新的扭叶片设计方法.将该方法运用于某微型风扇的设计,并采用CFD技术,数值研究了不同扭曲形式下该型风扇的气动特点.通过与用传统方法设计的扭叶片及原始直叶片的气动性能的对比发现,按本文提出的方法所设计的扭叶片不仅能扩大微型风扇小流量稳定工况范围,而且其风压明显增加,有助于提高微型风扇的气动性能.