柱塞气举是实现低产气井排水采气的有效措施。目前柱塞的排液机理仍不明确,极大限制了柱塞结构与工艺参数的优化。采用VOF模型结合动网格方法,对柱塞运动流场进行CFD数值模拟,分析柱塞气举过程中气液流动规律、密封机理与柱塞运行规律。结果表明,上行过程中,气体在柱塞与井筒的环隙之间,气体上窜时产生的绕流阻力是柱塞上行的主要动力,窜气必然存在,液体泄漏较少,密封环槽内涡流不明显;下行过程中,槽内形成较强涡流。无论上行还是下行,柱塞均会快速达到受力平衡。在井况相近情况下柱塞的绕流阻力系数基本不变,可根据井况采用平衡速度估算柱塞的总体运行时间。

采用缝隙测压这种在通道上直接测量压力的方法，测量了内径从0．330mm变化到0．580mm的小通道内突然扩大和突然缩小的局部阻力特性。结果表明，缝隙测压方式是一种可行的压力测量方法；与常规通道的实验结果相比，在层流阶段，小通道内液体流动具有较小的突扩局部阻力系数以及较大的突缩局部阻力系数；而在湍流阶段，小通道内液体流动的突扩和突缩局阻系数与常规通道的实验结果相同。

通过试验测量不同节流比的非标准文丘利管在单相流和不同浓度煤粉流中的压差，得到文氏管相应的阻力系数ζ0和ζμ同时计算出阻力比例系数Kj,分析节流比、煤粉浓度，煤种等因素对ζμ和Kj影响，得出ζμ、Kj与影响因素的关系，并将ζμ与m, μ的关系拟合成关系式。

飞机外挂物气动优化设计包括气动外形及气动布局优化设计,外挂物气动优化设计的好坏对飞机的全机气动特性有着重要的影响。本文阐述了飞机外挂物对全机阻力系数的影响机理,再结合工程实践,利用该机理对飞机挂载组合探头进行了气动优化设计,达到了目的,有助于其他飞机挂载外挂物进行气动优化设计。

为优化某飞行器气动外形结构,基于商业软件ANSYS/FLUENT进行网络建模、飞行器流场模拟、气动数据分析,求解出飞行器在0~20°攻角范围内的升力系数和阻力系数。将计算结果同试验数据进行对比,结果表明,升力系数和阻力系数同试验基本一致,说明采用FLUENT建立该模型进行飞行器气动计算方法可行,可为飞行器外形优化提供参考。

为适应现代汽车快速设计的需求,采用基于三维深度学习算法的汽车气动参数实时预测,计算汽车的空气阻力系数。利用Rhinoceros软件对包含多种车型的汽车模型库进行T样条曲面重构,制作汽车外形的三维点云数据集;分别利用FLUENT和CFX对模型逐个进行不同风速工况下的仿真分析,得到相应的空气阻力系数,并建立三维深度学习的训练和测试数据集;采用PointNet深度学习框架训练并计算各模型的空气阻力系数。训练集的对比结果表明,采用深度学习方法快速预测汽车气动性能可得到基本满意的效果。

采用风洞试验和有限元方法研究不同风攻角下硬跳线的气动力系数和风偏,分析各类硬跳线的阻力系数和升力系数随风速和风攻角的变化特征,给出不同风攻角下硬跳线气动力系数的建议值,提出了考虑山地风场影响的硬跳线体系风偏计算方法。研究表明硬跳线的阻力系数随风速的增加而减小,而升力系数在高风速下基本不变;鼠笼式二分裂、四分裂、六分裂、八分裂和铝管式硬跳线在屏蔽效应最显著风攻角下阻力系数比最大值减少了53.4%、27.4%、25.1%、16.7%和57.4%;各类硬跳线在特定风攻角下均存在较大数值的升力系数;给出了各类硬跳线在不同风攻角下阻力系数和升力系数的建议值,阻力系数最大值可取1.17;水平风加速效应和风攻角对硬跳线的风偏响应有较大的影响,山顶位置风偏增大最显著。

通过CFD仿真分析及滑行、等速油耗实验、道路模拟油耗试验的方法,对某中型厢式载货车开展降风阻节油分析及验证。研究结果表明,优化后的顶导流罩、前保下导流板、侧裙及尾翼能有效的降低整车风阻;经实车验证,加装气动减阻附件可实现节油1.21 L,节油效果明显。

研究固结型多孔介质的阻力压降与阻力系数的相关性,以具有固结型多孔介质结构特点的铜网为多孔介质区域,建立水平管段内流动阻力模型;利用无量纲的π定理分析法推导出黏性阻力系数和惯性阻力系数与雷诺数和欧拉数具有系数相关性,归纳比较了公式法和拟合法用于计算多孔介质阻力系数的求解方法;设计一种用于测量具有不同结构特点的多孔介质材料阻力系数的实验装置,通过实验测量法和多孔跃迁模拟法研究流体阻力压降的特性。结果表明:铜网阻力压降随入口速度的增大而增大,入口速度较小时,阻力压降变化幅度较小,随入口速度逐渐增大,阻力压降变化幅度逐渐增大;相同速度条件下,铜网阻力压降随着目数的增加而增大;铜网内流体阻力压降实验值与利用多孔跃迁模型得到的模拟值吻合较好。多孔跃迁模型的可靠性验证为完善多孔介质区域的模拟...

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。