流场内流激振动是诱发调节阀流激共振和流致噪声的主要原因。以DN250多级降压调节阀为研究对象,采用Fluent软件对其流场流动特性进行数值模拟,得到典型开度下体积流量、流速、压力的分布规律。设计了循环式并联流量测试装置,对阀进行流量实验,验证了流量数值模拟的可靠性。采用监测流场漩涡脱落过程中横流会形成平均升力和监测流场湍流压力脉动的不同方法,得到流场流激振动的频谱信息。对两种监测方法机理研究,结果表明:监测升力系数是对整个流场涡脱过程产生的流激振动进行检测,适合监测小开度流场;监测压力脉动是对有限监测点的多种流激振动因素综合效果的监测,受监测点位置和数量的限制,适合中、高开度流场。

为研究不同舵偏角对某弹道修正火箭弹流场特性和气动特性的影响,基于3D N-S方程和S-A湍流模型,采用FLUENT软件对弹丸在不同舵偏角、不同马赫数、不同攻角下进行气动仿真计算,得到不同舵偏角下弹丸的升力系数和稳定储备量。仿真结果表明:舵偏角越大,平衡攻角越大,升力系数越大,稳定储备量呈先减小后增大的趋势。

利用仿真软件ANSYS FLUENT对装有不同后扰流板的三厢轿车简化模型进行数值模拟,研究了不同截面形状、攻角、定位的后扰流板对汽车空气动力学产生的影响.模拟结果表明,合适的后扰流板形状以及定位能够改变汽车尾流,减小空气阻力和升力,增大下压力,提高汽车的空气动力学性能.

采用由速度梯度、圆柱半径以及圆柱中心平面上的来流平均速度定义的无量纲剪切参数β来描述速度剪切的强度。在雷诺数Re=60～1000范围内，运用三维直接数值模拟（DNS）和大涡模拟（LES）两种方法对速度剪切流中的圆柱体的绕流特性进行了数值模拟。研究了驻点、高速和低速两侧分离点、圆柱表面压力分布以及不稳定尾流结构随剪切参数的变化及其对雷诺数的依赖性，从而得到了剪切流中圆柱体的气动力以及脱落特性，并对其机理进行了详细探讨。

以所研制的两自由度扑翼飞行器为研究对象,将飞行器扑动角和扭转角变化曲线拟合后写入用户自定义功能(UDF)程序耦合到Fluent流体求解器中,分析扑翼运动时产生的平均升力系数、推力系数和能量系数,并将分析结果与单自由度扑翼飞行器进行对比。结果表明:两自由度扑翼的平均升力系数比单自由度扑翼提高了1.88倍,平均推力系数提高了1.75倍。同时,两自由度扑翼平均能量系数降低了27.5%,具有更好的举升效率和推进效率,说明所设计的两自由度扑翼飞行器能产生足够飞行的升力,比传统的单自由度扑翼飞行器具有更好的气动性能。

为了研究翼型尾缘不同改型方式对其气动性能的影响,文章采用尾缘对称加厚法和一种新方法对翼型尾缘进行改型,利用二维RANS方程计算两种翼型的气动性能。在其他条件不变的情况下,尾缘对称加厚厚度在1%~7%内变化,采用尾缘弧形加厚的翼型修改位置在弦向90%~98%内变化。选用具有实验数据的DU93-W-210翼型做气动性能验证。计算结果表明:尾缘对称加厚对升力系数有一定的影响,但对阻力的影响更大;采用翼型尾缘弧形加厚法改型的翼型的升力系数有较大的提升,阻力也略大于原始翼型,该方法改型的翼型的气动性能要优于对称加厚的翼型。

通过风洞模型实验,利用六分量高频底座天平技术,测量了称为龙脊风帆的一种单帆模型在均匀来流中各个风向角和俯仰角下的时均升力系数和时均阻力系数以及脉动升力系数和脉动阻力系数,可为工程中类似帆形结构的设计和受力计算提供参考.

在仿生扑翼机的设计当中，仿生翅翼的气动力具有十分重要的意义。但由于与微型仿生扑翼飞行相关的低雷诺数空气动力学研究还处于初级阶段，对仿生翅翼气动力研究还没有成熟的理论和可借鉴的经验，因此，应用计算流体动力学软件Fluent求解N—S方程，分析扑动规律和周围气流环境对仿生扑翼机气动性能的影响。研究结果表明在对称扑翼机构驱动下仿生翅翼可以产生较大升力，升力和阻力随扑动频率和来流速度的增加而增加，但阻力增加幅度相对较小，这为仿生扑翼机的研制提供理论依据。

首先基于湍流模型对数值计算结果的影响分别采用Spalart-Allmaras（S-A）和SST k-ω两种湍流模型对NA-CA0015翼型原型进行数值模拟对比后选用了更为合适本算例的S-A湍流模型。然后对添加不同高度Gurney襟翼的NACA0015翼型改型进行数值模拟高度分别为1%c、2%c和4%c（c为翼型弦长）厚度为2mm。结果表明带有Gur-ney襟翼的翼型升力系数及升阻比均比原型有显著增加并且明显改善了压力面和吸力面压力分布在襟翼高度为2%翼型弦长时可达到稳态下最佳升阻比的输出效果。