根据计算进气格栅开、闭两种状态的整车模型的空气动力学性能参数对比风洞实验结果,确定了原设计的整体流动仿真的精度;而基于该模型运用DES法计算的侧窗表面测点的声压级与实验结果对比,确定了2mm网格气动噪声仿真的精度。对新方案和原设计运用Q准则的流态显示,表明新方案后视镜尾流区的流动状态得到改善;侧窗表面的湍流压力脉动的对比表明,后视镜外形的改动对湍流压力脉动影响很小;而通过Lighthill声类比法获得的声压脉动却有显著差异,新方案在2 000～8 000Hz范围内的声压脉动明显减小。Beamforming测试的声源分布和改进效果,与CFD计算预测一致,且与车内的声压级测试有很好的相关性。以上研究表明:Q准则的流态显示可用于气动噪声的定性评估;声压脉动是后视镜气动噪声仿真最主要的评价依据,不可忽略。

气动标模高升力构型可用于起降状态复杂流动机理研究、CFD软件验证、低速风洞试验能力建设及增升系统噪声测试。民机气动标模高升力构型CAE-AVM-HL设计过程中采用基于代理模型的数值优化方法,优化流程包含样本建立、参数化几何外形、代理模型建立、遗传算法寻优。机翼增升装置形式为“前缘连续变弯下垂+前缘缝翼+后缘单缝富勒襟翼”。该民机气动标模高升力构型风洞测试模型在德国Deharde公司完成加工,在德荷大型低速风洞DNW-LLF完成风洞测试,试验马赫数0.2,雷诺数3×106,测试内容包括测力、测压、测机翼和襟翼变形、转捩效应,以及丝线、油流、PIV试验等。针对前缘变弯下垂和前缘缝翼交界处的流动干扰现象,提出了抗流动分离的设计方案,CFD计算结果和风洞油流试验结果均显示设计方案缓解了前缘变弯下垂和前缘缝翼间的流动干扰。该构型最终...

为准确分析飞行器气动载荷的实际变化规律,降低舱门、舱体类结构部件所受到的冲击载荷作用,设计基于分布式架构及PAC技术的风洞测试及控制系统;在Hadoop集群安装环境中,设置HBase加载模块,借助压电传感器结构与压力控制子回路,实现对加热器供气管路的指向性连接,完成风洞测试控制系统分布式架构集群的建立,解决飞行器舱门及舱体结构的气动载荷获取问题;以驱动性程序作为软件控制基础,将所有待处理的传感器信息及测试数据显示至相同控制界面中,实现对风洞测试控制信号的准确分析,完成基于PAC技术的风洞测试自适应控制研究;仿真实验表明,不断增大压电传感器所承受的气动载荷总量,在风洞测试控制系统的支持下,舱门、舱体所受的实际冲击载荷作用均下降至4000 GB左右,能够满足缓解飞行器气动载荷压力的测试初衷。