受限于城市空间,市域动车组往往存在较长的高阻塞比隧道运行区间。随着城市轨道交通运营速度等级的提高,匹配较高速度等级与隧道运行高阻塞比的外形优化减阻技术亟待展开。采用三维稳态、可压缩雷诺时均N-S方程和SST k-w双方程湍流模型,研究不同头型市域动车组列车在无限长高阻塞比隧道内以200 km/h运行时的气动阻力分布情况,并提出合理的优化头型选型方案。所选数值方法通过风洞试验验证了其准确性。研究结果表明对于在高阻塞比隧道中运行的市域列车,尾车表面负压较大,列车阻力分布整体呈现尾大头小,各节车厢阻力系数分布为尾车>头车>中间车1>中间车2,分别占比约50%,26%,14%和10%。采用的头型方案中,方案3的气动阻力性能最优,相对于原方案其气动阻力降低7%。列车头型的变化对顶部气流影响较小,而底部排障器的导流设计对底部转向架区域...

采用CFD(计算流体力学)数值模拟方法研究了特高压圆管输电塔的气动力特性。基于SOLIDWORKS和ICEM软件建立了输电塔整塔的精细化CFD数值模型,采用基于RANS的SST k-ω湍流模型模拟输电塔周围的空气流动,重点分析了不同风速和风向角下输电塔各塔段的气动力系数,并将数值计算得到的各塔段阻力系数与国内外规范值进行了详细对比分析。研究结果表明输电塔最高处的参考风速对气动力系数的影响很小;大部分塔身的阻力系数值关于风向角45°呈现对称状态;在45°~90°风向角内,阻力系数随着风向角的变化呈先减小后增大趋势,在60°达到最小值;塔身的升力系数几乎为0;数值模拟得到的大部分塔段(除塔腿及其相邻段)的阻力系数大于规范取值。

为了促进无人帆船在海洋调查等方面的应用,对一种无人帆船的刚性翼帆进行了气动性能研究。首先,对翼帆模型进行参数化建模,运用Fluent软件的SST模型对其进行CFD分析,得出襟翼位置、展弦比、锥度比和倾斜角对翼帆气动性能的影响规律。其襟翼距离主帆较近时会减小翼帆的升力系数,襟翼上下位置对翼帆的升力系数不产生影响;主帆采用大展弦比会提高翼帆气动性能,其次,采用锥形主帆,当锥度比τ=0.45时,可以降低主帆重心和根部的弯曲载荷,同时翼帆仍具有较好的气动性能;随着主帆倾斜角度的增加,翼帆气动中心降低、升力系数减小。

为探究道路除尘装备吸尘装置作业时受颗粒物冲蚀磨损特性,采用计算流体动力学(CFD)方法和离散相模型(DPM),研究气固两相流作用下颗粒对其磨损特性。结果表明颗粒物对内隔板、管路和四周隔板均产生不同程度磨损,其中壁面最大冲蚀磨损率出现在吸尘腔左侧。气固两相流冲蚀率计算中,Genenic算法准确性较高,而Finnie算法计算的冲蚀率最大值和平均值均偏低,McLaury和Oka算法计算的冲蚀率波动幅度较大。针对冲蚀磨损最严重的吸尘管,提出增加其上下径比的改进方案。优化后,吸尘管路最大和平均冲蚀磨损率均实现降低,抗冲蚀效果实现提升。

星舰(Starship)是当前美国太空探索公司(SpaceX)推出的新一代可重复使用航天运输系统。本文基于公开资料,采用数值仿真方法,对星舰气动布局开展了建模、计算和分析,从升阻特性、配平特性、稳定性、上反控制与传统鸭翼对比等方面对星舰布局气动特性进行了论述,同时结合弹道计算情况,开展了热环境分析及防热材料、工艺分析,从总体设计的角度对星舰布局设计理念进行剖析。研究表明星舰采用的前后翼控制方式与大攻角飞行相匹配,能够实现大攻角全速域可控,无尾布局横航向大攻角区间静稳定,上反控制与传统鸭舵相比大攻角飞行时具有高效、低热特点。综合来说,星舰气动布局任务需求明确,设计目标清晰、方案简洁合理。

从大自然中生物的形态汲取灵感,对优秀的气动外形加以模仿和借鉴,从而获得更好的飞行性能,是形态仿生飞行器设计的基本思路。本文介绍了形态仿生飞行器的研制背景,分析了形态仿生"自上而下"和"自下而上"两种研究过程;按照仿鸟飞行器、仿鱼飞行器和其他仿生飞行器的类别分别介绍了形态仿生飞行器当前发展现状;探究了外形特征的提取方法,参照生物优良特性解决飞行器设计过程中的问题,仿生飞行器气动参数的辨识等关键技术,并对形态仿生飞行器的未来发展趋势进行了归纳总结。本文研究的内容对于形态仿生飞行器的设计具有一定的参考意义。

主要研究了多旋翼的不同结构参数对旋翼间气动干扰特性的影响。对单旋翼流场及气动力进行CFD仿真,并验证该仿真方法的可靠性。以此为基础,对不同结构参数的多旋翼通过控制变量进行气动力仿真,并对所得流场和气动力变化进行分析,得到不同旋翼个数、间距和转速对翼间气动干扰特性的影响。结果表明翼间气动干扰会使多旋翼的來流和下洗流相互干扰,进而影响悬浮装置的悬浮能力,而其气动干扰的剧烈程度与旋翼个数和分布方式、旋翼间距、转速相关。本文结论可为悬浮弹多旋翼悬浮装置,旋翼的间距、转速及分布方式等的选择提供依据。

为优化倾转旋翼机气动布局,研究旋翼螺旋桨与机翼间复杂的气动干扰,在考虑有限翼展三维效应、翼尖小翼情况下,通过改变机翼外翼段的长度,研究了旋翼螺旋桨与机翼间的气动干扰规律。使用计算流体力学的三维非定常计算方法获得了巡航状态下旋翼螺旋桨与机翼的流场特征及气动特性参数,研究了螺旋桨滑流对机翼的上洗、下洗作用,以及机翼对螺旋桨滑流的阻塞作用。计算结果表明,随着机翼外翼段的增长,阻塞作用加大,螺旋桨的拉力系数、功率系数均有增大,并且存在周期性波动,波动幅值在5%~6%;机翼受螺旋桨滑流上、下洗作用,其升力系数和阻力系数都减小,但升力系数减小更为明显,升力系数和阻力系数都出现了1%左右的波动。计算同时也反映了有限翼展的三维流动特点。

飞机设计过程中需要掌握各种舵面偏转气动特性。采用计算流体力学(CFD)技术计算舵面偏转气动力时,不同的舵面偏转角度通常需要生成不同的网格、网格变形或重构,这一过程需要耗费大量时间。一种简化的计算方法是蒸腾边界方法,通过在舵面的边界条件中增加一个法向扰动速度以模拟舵面偏转,从而可以在不进行网格变形或重新生成网格的情况下计算不同舵面偏转角度下的气动力系数。本文采用跨声速巡航标模(TCR)鸭翼偏转构型验证蒸腾边界方法计算舵面偏转气动力的有效性,迎角范围为-6°~10°,鸭翼偏转角范围为-15°~10°。通过对网格变形和蒸腾边界两种方法进行气动力计算对比,结果显示,蒸腾边界方法可以在网格保持不变的情况下获得有效的气动力计算数据,两种方法多数工况的计算结果基本一致,只有在迎角和舵偏角产生叠加效应使得舵面相对迎...

超声速下子母弹的分离过程是一种包括多体运动边界与复杂气动流场干扰的多体分离问题。采用嵌套网格技术,对流体力学方程组及六自由度刚体动力学方程组进行了耦合求解,重点研究了子母弹的结构特征(包括子弹的数目、有无弹翼及排列方式等)对分离过程中流场特性的影响。结果表明嵌套网格技术能较好地模拟超声速子母弹分离过程中的复杂扰动流场;子弹体数目越多,弹体间的气动耦合效应越强;尾翼的存在能够极大提高弹体的静稳定性;相较于"圆周型"分布,"中心圆周型"分布趋于加快弹体间的分离。