利用Fluent软件预测了风力机翼型在覆冰状态下的气动性能和气动噪声,采用大涡模拟与基于Lighthill声类比的FW-H模型相结合的方法模拟了不同覆冰状态下的声压级频谱和功率谱密度分布特征,分析了攻角和来流风速对声压级频谱和功率谱密度分布特征的影响。结果表明:覆冰使翼型的气动性能下降,升力减小,气流与壁面提前分离并进入失速区;明冰对翼型气动性能的影响最显著,霜冰次之;翼型覆冰后气动噪声明显增大,尤其覆明冰时翼型的气动噪声更突出;翼型覆冰前后气动噪声均随攻角增大而提高,未达到和超过失速攻角时气动噪声分别呈低频离散特性和宽频特性;来流风速对气动噪声的影响体现在总声压级上,各监测点的总声压级均随来流风速的增大而增强。

作为一种外形新颖的典型风敏感结构,直筒-锥段型钢结构冷却塔表面风荷载随机分布特性亟待研究。以国内拟建最高的某新型直筒-锥段型钢结构冷却塔(塔高189 m)为例,采用大涡模拟(Large eddy simulation,LES)方法对其进行风场数值模拟,获取了直筒和锥段两部分结构的外表面三维气动力时程。将平均和脉动风压系数分别与相关规范及国内外冷却塔实测及风洞试验结果进行对比,验证了数值模拟方法的有效性。进而提炼出此类直筒-锥段型钢结构冷却塔外表面平均、脉动和极值风荷载以及阻力系数等气动参数分布规律。最终给出了此类新型的直筒-锥段型钢结构冷却塔结构平均和极值风压估算公式及其分布曲线。

采用大涡模拟技术对长耳鸮翅膀展向20%、40%和60%截面处翼型的非定常湍流场进行数值模拟,并基于Lighthill声类比方法对非定常流场诱导的声场进行计算,研究上述仿生翼型的气动与声学性能。研究结果表明:三种仿生翼型均具有高升阻比特性,其中20%、40%截面处翼型的升力系数较高,5°攻角下分别为1.86和1.72;20%截面处翼型阻力系数最高,且在强烈的逆压梯度下,20%和40%截面处翼型气流在压力面前缘开始分离,在下游处自由剪切层产生了明显的不规则涡结构;翼型尾缘处,涡流脱落后在尾迹区发生涡结构破碎;60%截面处翼型载荷分布最均匀,附面层增长缓慢,因而该翼型流场的涡量相对较小,使得其诱导噪声较低。声学计算结果表明,三种仿生翼型的最大声压级分别为85.8、78.6和74.8 d B。

针对气固圆湍射流流动采用基于双向耦合的大涡模拟方法进行了模拟，研究了直径为105μm的颗粒的存在对圆湍射流的影响。单相流动的预报结果在射流形态以及时均速度和湍流强度等统计结果方面均与实验结果符合良好。两相流动的时均速度和湍流强度等统计结果与实验结果符合较好，与单相流动的模拟结果相比，105μm的颗粒加入流场后，由于其较快的响应特征起到了阻尼作用，从而降低了气相场的湍流强度。

以某型号离心风机为研究对象,针对风机叶轮在旋转时的耦合振动问题,采用大涡模拟的方法,对风机的内部流场规律进行数值分析,并与采用RNGκ-ε模型的分析结果对比。利用大涡模拟的数值分析结果对风机叶轮进行单向流固耦合分析。结果表明:大涡模拟得到的分析结果更加精确,更能表现出风机内部的真实流动情况;在流场方面,叶片表面的压力会随时间的变化呈现不规律的波动;在静力学方面,等效应力主要集中在叶片中间位置以及与前、后盖板接触部位,叶轮叶片的中间区域变形量较大。

多圆柱之间的气动干扰常导致结构发生尾流激振。为进一步澄清双圆柱之间的气动干扰机理,采用大涡模拟(LES)方法,在高雷诺数下(Re=1.4×105)研究了串列双圆柱(圆心间距为1.5~4倍直径)的表面风压分布、气动力系数和Strouhal数等气动性能与流场流态之间的内在关系,研究了上、下游圆柱气动力之间的相关性,从平均和瞬态流场角度讨论了气动干扰效应的流场作用机制,建立了下游圆柱的激励力模型并对尾流致涡激振动进行了算例分析。研究结果表明数值模拟得到的气动性能和流场流态与试验结果吻合较好,说明在高雷诺数下大涡模拟方法能准确模拟双圆柱气动干扰现象;随着间距的增大,串列圆柱依次呈现单一钝体、剪切层再附和双涡脱等三种干扰流态;上、下游圆柱气动力之间的相关性会随着流态的不同出现较大波动,双涡脱流态时的升力相关性最强;单一钝体...

采用计算流体动力学（CFD）和计算声学（CAA）相结合的方法，对轴流式通风机的离散噪声进行了数值模拟。在定常流动数值计算的基础上，利用宽频声源模型确定了轴流风机主要气动噪声源的位置；采用大涡模拟（LES）方法结合FW—H声学模型，模拟了轴流风机的离散噪声分布。研究结果可为低噪声轴流风机参数优化和结构设计提供参考。

采用大涡模拟湍流模型对前后缘波浪型结节改形风机翼型在雷偌数5×104下不同攻角的流动控制机理进行了数值研究。研究表明：相比于标准直翼型NACA0012,改形风机翼型在失速区得到了更平缓的升力曲线。在小攻角（α〈12°）工况下,改形翼型的升力系数稍小,然而当攻角（α〉12°）时,其升力系数明显提高,最高可达37%。改形翼型由于其前后缘沿展向呈正弦波浪型变化,在不同截面处的呈现出明显不同的尾迹结构,从而导致其表面自由剪切层发生扭曲。这种三维涡在其产生、发展以及推移过程中的相互作用,使得其三维尾迹涡结构在失速区能得到很好的控制,从而达到延迟流动分离及减小失速影响的目的。深入研究前后缘波浪型结节改形风机翼型尾迹结构的流动分布及物理特性等,对于揭示前后缘结节改形风机翼型流动控制机理具有非常重要的意义。

为深入了解液力缓速器内部复杂的三维流动，采用大涡模拟和多可动区域计算的滑动网格法，利用FLUENT软件对液力缓速器全充液工况内部三维瞬态流场进行数值模拟。对计算得到的三维流场分布特性进行深入研究，分析流动现象成因，为提高液力缓速器性能奠定理论基础。基于流场数值解对制动扭矩进行了计算，将计算结果与实验结果进行对比分析，二者误差在5％以内，说明采用的数值模拟方法是准确有效的。

利用大涡模拟对中等半径比内轴高旋圆柱间湍流场进行了数值模拟。半径比为0．83，形状比为6，侧墙为静止侧墙、旋转侧墙及无剪切力侧墒3种边界条件。模拟结果表明，大涡模拟对该类问题有较强的预报能力。侧墙静止时，涡流始于靠近侧墙的左下方和右下方位置，然后涡心向上向中间移动，涡胞逐渐变大，外轴上形成众多小涡，小涡的涡心向下移动涡胞变大，最后涡胞混合在一起，充满整个轴间。侧墙旋转时，涡流始于靠近侧墙的左上方和右上方位置，然后涡心向上向中间移动。涡胞逐渐变大，外轴上形成众多小涡，小涡的涡心向下移动涡胞变大，最后涡胞混合在一起，充满整个轴间。在无剪切力侧墙边界条件，涡流场形成过程与侧墙旋转时形成过程相似。轴间流场最终形成固定数量的涡胞，且随着时间的推移，各个涡胞呈现此消彼长的局面...