为了改善直线翼垂直轴风力机的气动特性,通过在风力机外部安装平板型导流板,用以改变来流方向,改善叶片周围流动情况,从而提升风力机的气动特性.以采用NACA0018翼型的4叶片小型直线翼垂直轴风力机为对象,在风力机外部均匀安装了6枚平板型导流板,采用二次正交旋转设计方法,对导流板的宽度、角度和与风力机距离进行研究.以平均静态力矩为指标,通过数值模拟研究得到一组最优的导流板结构参数,并对静态流场进行了分析.根据数值模拟得到的最优导流板结构参数,制作了导流板及风力机模型,进行了风洞试验.结果表明导流板的安装有效提升了直线翼垂直轴风力机的启动性能和气动性能.在10 m/s风速下,与无导流板的风力机相比,有导流板的风力机最大静力矩系数提升了35.6%,功率系数提升了39.5%.结论可为采用导流板来提升风力机性能的研究提供有益的参...

通过数值计算研究,分析了单锯齿喷管出口对涡扇发动机排气系统球面收敛二元喷管气动及红外辐射特性的影响。在本文的研究参数范围内,研究结果表明与基准喷管相比,锯齿的使用均会引起推力系数下降,同时90°齿顶角锯齿会引起更大推力系数降低;锯齿喷管出口尾迹与基准喷管相比,速度核心区扩大引起速度衰减更为迅速。锯齿对主要水平方向喷管中心向两侧15°方向内尾迹红外辐射强度产生影响。无偏转的锯齿喷管在水平方向上总体红外辐射与基准喷管强度接近,锯齿作用体现在喷管偏转时。20°矢量偏转时,水平方向90°探测角位置60°顶角锯齿喷管下降95%,90°和120°顶角则分别降低25.6%和12.3%。

该文对导弹气动特性快速估算软件Datcom的计算缺陷进行修正。结合某无翼式导弹的风洞试验数据，利用国内经典的气动特性快速估算资料，以无翼式布局为例，针对Datcom软件法向力和压心的计算缺陷进行修正，有效提高其计算精度，提出针对该类气动布局的修正方法。计算结果表明，该文提出的修正方法行之有效，修正后的计算结果与风洞试验结果较为吻合。

为研究不同发动机短舱位置对民用飞机的气动性能影响,定义短舱位于机翼前方、正下方、后方分别为A、B、C,机身尾部为D,基于RANS方程,采用Fluent数值分析了A、B、C、D的流场。结果表明,位置A和D对压力云图的影响较小,B和C会产生高压区而增加阻力;位置A和D具有较优的气动性能,阻力系数较小,4°迎角时,位置A相对C的阻力系数降低了12.5%,同时在典型状态上也具有较高的气动性能。研究结果可为民用飞机的短舱位置选择提供技术参考。

自然界中很多飞鸟采用扑翼飞行方式。利用二维平板模拟翅膀扑动运动,研究厚度对平板气动性能的影响。在给定的雷诺数Re、斯特劳哈数St和运动形式下,分析平板与涡的相互作用。研究发现,厚度的改变影响了涡脱落的时间以及脱落涡的强度。在一定厚度变化范围内,平板升力系数和推力系数幅值随厚度的增加而降低。

控制风力机翼型的流动分离，可以提升翼型的气动特性。本文采用数值模拟方法研究了前缘缝翼对风力机专用翼型S809气动特性的影响。分析了加装前缘缝翼对翼型S809升、阻力系数和压力系数的影响，并揭示了对翼型S809边界层控制的机理。研究结果表明，前缘缝翼可以有效地提升翼型的气动特性，增大升力系数，推迟翼型边界层的流动分离。

基于雷诺平均N-S方程，建立了制导迫弹气动力参数的流动计算模型和数值方法，与风洞试验结果吻合很好，进而模拟了某制导迫弹在不同来流马赫数与攻角条件下的气动问题。通过对气动参数的分析，得出了制导迫弹在不同飞行速度和攻角包络下的气动参数分布规律。结果表明，阻力系数与攻角有很强的正相关性;在跨音速时，由于激波和气流的分离迅速，导致弹顶部与翼面压力波动剧烈，阻力系数急剧升高;当飞行马赫数Ma=0.8时，制导迫弹的稳定裕度随着攻角的增大而有小幅升高，但增幅并不明显。

为了实现满灭火剂条件下灭火弹仍具有良好的飞行稳定性,满足发射距离要求,综合考虑灭火炮尺寸和各项参数指标,设计了分瓣式灭火弹结构和外形,并对灭火弹的内、外弹道进行了计算;采用CFD仿真软件对灭火弹气动性能进行了评估,分析结果表明:由于尾翼长度过长,稳定性余量较大,但灭火弹所受到的气动阻力也较大,进而影响了灭火弹的飞行距离,灭火弹弹身至尾翼的收缩段形成了分离尾涡,可通过缩短尾翼长度来提高飞行距离。最后进行了发射试验,试验结果表明,灭火弹总体结构设计合理,也印证了上述仿真分析结果。

根据增阻减速原理设计了某一维弹道修正弹的修正机构建立了弹体及修正机构的三维模型;结合外弹道理论和修正机构的工作特点利用流体力学软件FLUENT建立了该一维弹道修正弹的弹道仿真模型对修正榴弹的绕流流场进行了仿真分析获得榴弹在不同马赫数下所受阻力、粘性力、阻力系数和粘性系数等参数对比分析了所设计的修正机构的修正能力为修正机构的工程设计提供一定的理论参考。

对重燃压气机第七级静叶根、中、顶3个截面的叶型进行了气动性能吹风实验。实验结果表明：叶型损失的主要部分由叶型吸力边的扩压流动产生，合理选择叶型吸力边扩压段的长度与沿扩压段的扩压速率，能够减少叶型损失。在不同冲角下各型面叶型都具有良好的气动特性。