用数值模拟方法确定跨音速风洞几何参数

用多块搭接网格技术及雷诺平均N-S方程数值模拟跨音速翼型风洞流场,着重研究了不同驻室高度、不同引射缝高度以及实验段上下壁不同开闭比对风洞马赫数分布的影响,并研究了实验段上下壁干扰对翼型测压实验的影响,通过计算得到了最优的驻室高度、引射缝高度以及最优开闭比。计算结果表明,不同的驻室高度和引射缝高度对实验段马赫数分布有很大影响;而实验段上下壁开闭比对风洞实验段的阻塞度有很大的影响,随着开闭比的逐渐增加,翼型上的激波位置也逐渐向前移动,只有在合适的开闭比下,翼型的激波位置和压力峰值才与无干扰结果一致。研究结果对风洞建设和性能改进有一定的参考意义。     

滚道表面凹坑对脂润滑滚动轴承油膜特性的影响

采用数值计算方法分析了不同尺寸大小和位置的滚动轴承滚道表面凹坑对脂润滑油膜压力和油膜厚度分布规律的影响,并与光滑表面情况下的脂润滑油膜压力和厚度的分布进行了对比,最后采用扫描电子显微镜和能谱仪(EDS)对理论计算结果进行了验证.结果表明:表面凹坑的存在使表面凹坑边缘位置存在油膜压力峰,而在表面凹坑中心周围区域油膜压力急剧减小;表面凹坑润滑区域在靠近入口处一侧至靠近出口处一侧方向的润滑油膜厚度出现跃升现象,但相比于光滑表面,润滑脂油膜整体变薄;表面凹坑的尺寸大小和所处位置对油膜压力和油膜厚度的分布均有显著影响.     

面接触规则凹坑表面流体润滑计算

规则凹坑表面形貌在许多摩擦副中被采用 ,但目前为止仍缺乏理论指导。为了深入了解规则凹坑表面形貌对流体润滑影响的机理 ,首先给出了凹坑油膜压力的计算方案和公式 ;在流体润滑计算的基础上 ,提出了表面规则凹坑深度尺寸的优化方案 ;规则凹坑深度优化过程中 ,对凹坑其它尺寸及润滑计算的边界条件等因素的影响进行了详细讨论 ;最后 ,采用三销环实验方案 ,对激光加工不同尺寸规则凹坑表面进行了润滑实验 ,实验结果与理论计算结果比较表明 ,理论与实验关于规则凹坑尺寸对润滑的影响基本一致     

多段翼型风洞侧壁边界层吹除控制实验研究

通过调研国内外相关文献资料,结合实验室建设项目:侧壁边界层控制系统研制,选取相对厚度为17%的GAW—1翼型进行了风洞侧壁边界层吹除控制下气动性能的实验研究。介绍了该系统的特点和实验方法,研究了侧壁边界层吹除控制对单段和多段翼型的二元性的影响规律。结果表明:(1)对多种吹气位置不同组合来说,以前缝关闭,中缝和后缝打开吹气为最佳吹气方式;(2)不同吹气系数对模型展向中间剖面和端部剖面的压力分布影响不同,存在对应的最佳吹气系数;(3)实验研究验证了NF—3风洞侧壁边界层吹除控制系统可以有效控制侧壁边界层的干扰,改善和提高翼型气动特性实验的准确性。     

基于遗传算法的潮流能水轮机翼型优化设计

为了获得满足潮流能水轮机设计要求的专用翼型,基于遗传算法建立了水轮机翼型优化设计模型,该模型综合考虑了升力系数、阻力系数、升阻比和压力系数等因素,采用XFOIL评估翼型的水动力性能,对几种典型设计要求情况下的水轮机翼型进行了优化设计.数值结果表明,该模型能够根据不同的设计要求获得相对应的水轮机翼型,不仅可以改善翼型的水动力系数,还能够避免翼型空化现象的产生.在最小化压力系数情况下,最大厚度位置更靠近翼型后缘,而最大化升力系数情况下则更靠近翼型前缘.为了达到指定的设计目标,需要考虑多个攻角下的升力系数或压力系数.     

翼型大攻角的振动对气动性能影响的初步分析

通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了风洞实验中模型振动条件下的流场,以翼型振动对流场和气动力的影响为突破口,研究了模型振动对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响。研究结果表明:在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生,其提前量取决于振动的幅度、频率。风洞模型设计中的弹性轴所处的翼型弦向位置也对结果有一定影响。其研究结果对大展弦比机翼的风洞实验结果分析、模型设计有指导意义。     

翼型阻力计算方法的数值模拟研究

翼型阻力是评定翼型气动特性的重要气动参数之一,翼型测压实验时主要用动量法测量阻力,也就是根据尾迹区某截面的动量损失来计算翼型阻力。本文首先用数值模拟方法获得翼型流场全部信息,然后分别用翼面压力、粘性力积分和尾迹动量损失积分两种方法获得阻力,并对它们的结果进行比较分析,以确定在使用尾迹积分法计算阻力系数时的最佳积分截面和尾迹排架的最佳安装位置。     

垂直轴风力机翼型单音噪声和流场特性研究

采用大涡模拟和Ffocws-Williams and Hawkings (FW-H)数值模型预测方法,在雷诺数为1.6×10~5条件下研究常用和专用垂直轴风力机翼型的单音噪声特性和流场特征.结果表明:翼型单音噪声特征与压力面尾缘处的压力波动关系密切,压力波动频率越大,单音噪声特征越明显;在相同条件下,对称翼型表面压力功率谱密度要高于非对称翼型的功率谱密度,噪声声压级也相对较大;翼型最大相对厚度对压力波动功率谱密度有重要影响,相对厚度越大,表面压力功率谱密度越低,翼型越薄单音噪声特征越明显;翼型最大相对弯度影响单音噪声对应的频率位置,最大相对弯度的位置越靠近尾缘,单音噪声对应的主频率越低.     

跨音速自然层流翼型反设计研究

基于Gappy POD降阶模型的数据重构方法提出反设计方法,由已知的翼型表面压力分布对缺失的目标翼型数据进行重构.在初始快照采样过程中,采用ΔCST方法对初始翼型进行扰动取样,并用反设计得到翼型替换基础扰动翼型,将新的快照加入原始快照库,反复迭代求解.针对层流翼型反设计,利用边界层转捩数值模拟程序获得快照向量的翼型压力分布.接着,提出两种不同的跨音速自然层流翼型的压力分布形态,通过构建的反设计方法得到两组不同的跨音速自然层流翼型,并详细研究了不同雷诺数及不同马赫数下,不同压力分布形态对转捩发生抑制能力的影响,同时研究其与阻力发散特性的协调性.     

翼型翅片对管片散热器散热性能的影响

针对恶劣环境下工程车辆散热能力不足的问题,提出一种翼型翅片的管片散热器改善方案。首先,采用Fluent 15.0对散热器原始模型的单元体进行数值建模分析,并与试验数据对比验证仿真的可行性;其次,采用相同仿真条件对翼型翅片散热器进行仿真分析;然后分别研究翼型方案、类型和位置对压力损失和换热系数的影响;最后,通过田口法设计正交试验,寻找最优的翼型翅片配置组合。结果表明:仿真结果与试验数据吻合较好;在进气口速度为12 m/s时,翼型翅片比原始翅片综合评价因子提高5.73%;翼型种类和翼型方案对压力损失与换热系数的影响较大,翼型的移动位置对压力损失和换热系数几乎没有影响;采用方案2、NACA0015翼型和左移2 mm的配置组合时的综合评价因子最大,散热性能改善最明显。研究结果为翼型翅片在工程车辆管片散热器性能改善方面提供了经验认知。     

表面粗糙度对双曲冷却塔风压分布的影响

对不同粗糙条参数组合下冷却塔风压分布进行测试,分析粗糙度对平均风压和脉动风压的影响.研究结果表明:粗糙条宽度b对风压分布影响较小,而粗糙条高度k和数量n影响较大;粗糙度系数k/s能较准确描述粗糙度大小,当k/s一致时,不同粗糙条数量n与高度k组合下的平均风压基本一致,但高度大的脉动风压小;粗糙度对正压分布和背压大小影响较小,而最小负压系数幅值、脉动风压系数峰值随粗糙度的增大而减小,背压稳定区宽度则略有扩大;尽管通过增大模型表面粗糙度能有效地在较低雷诺数条件下实现高雷诺数下的平均风压分布,但脉动风压模拟的准确性需要通过大型冷却塔风压实测进行验证.     

Functional design of wind turbine airfoils based on roughness sensitivity characteristics

To improve aerodynamic performance of wind turbine airfoils,the shape profile characteristic of the airfoil is investigated.Application of conformal transformation,one functional and integrated expression of wind turbine airfoils is presented.Using the boundary layer theory,the aerodynamic model with roughness of wind turbine airfoils is introduced by studying flow separation around the airfoil.Based on the shape expression and aerodynamic performance of airfoils,the function design of wind turbine airfoils is carried out that the maximum lift-drag ratio and low roughness sensitivity are designed objects.Three wind turbines airfoils with different thickness are gained which are used at tip part of blades.As an example,the aerodynamic performance of one designed airfoil with relative thickness of 15% is simulated in different conditions of clean surface,rough surface,laminar flow and turbulent flow.The comparison of aerodynamic performance between the designed airfoil and one popular NACA airfoil is completed which can verify the better performance of the designed airfoil and reliability of the designed method.     

TC4钛合金孔的磁粒研磨试验

采用内置磁极吸附磁性磨粒的方法,研究了工艺参数对高效去除TC4钛合金孔毛刺和切痕,降低表面粗糙度R_a,以及改善微观表面形貌的影响.首先,开展磁极与孔同轴研磨正交试验,通过极差和方差分析,获得磁极转速、磨料直径和磨料填充量对孔表面粗糙度R_a和微观形貌的影响程度,确定了较优的工艺参数组合;其次,开展磁极与孔偏心研磨试验,进行了三维力检测和数据分析.结果表明:对于10mm的TC4钛合金孔,使用6mm的径向磁极,偏心距1mm研磨30min后,孔的毛刺和切痕得以去除,表面形貌均匀平整,与同轴方案比较,表面粗糙度R_a下降13.7%,研磨效率提升25.0%.     

飞机机身小型天线的阻力特性研究

采用求解RANS方程的方法研究了飞机机身表面不同位置安装相对厚度为20%、不同剖面形状的小型天线的阻力特性。通过流场显示表明随着距离机头距离增加,天线逐渐淹没在附面层中;随着迎角变化背风面的附面层厚度增大。自由流中翼型剖面天线的阻力最小,椭圆剖面、倒角菱形剖面天线阻力分别增加了22%和107%,主要原因压差阻力显著提高。受到机身的干扰影响后天线相对单独部件的阻力增加在0~50%之间;包括3种影响因素:第一是前缘吸力的降低,第二是后缘负压的增加,第三是局部速压的变化。前缘吸力降低的程度正比于当地附面层厚度,附面层厚度越大前缘负压峰值越低,阻力也越大。倒角菱形剖面受机身干扰后缘负压增加,但流线性较好的翼型及椭圆剖面后缘压力变化不大。机身外形变化导致的局部速压增大或缩小可影响天线的摩阻和压力分布。采用单独天线的阻力并考虑干扰影响的方法能够获得较为准确的阻力特性,对附面层内天线的光顺整流对于降低飞机阻力是有效的。     

粗糙度对溢流反弧水力特性及紊流边界层的影响

本文对溢流反弧(R=100cm)不同粗糙度模型水力特性进行了系统的试验观测,探讨了壁面粗糙度对反弧水流流速分布、压强分布及边界层发展的影响。综合分析了流速分布及边界层发展的影响因素,得出了反弧水流边界层外部势流流速不受粗糙度影响的结论,并给出了边界层内流速指数n随粗糙度变化的关系式及反映壁面粗糙度影响的边界层厚度计算式。试验发现粗糙度对离心力压强影响甚微。     

随机抽样在粗糙表面接触力学行为分析中的应用

为研究表面粗糙度对接触表面力学行为的影响规律,结合表面粗糙度的加工参数和随机抽样方法,对服从正态分布和预设粗糙度的表面轮廓曲线进行了模拟.根据统计得到的模拟轮廓曲线几何形态的共性特征,建立了基于圆锥与平面接触的三维粗糙表面接触力学模型,推导出平面几何压力与粗糙表面微凸体变形间的定量关系.分析结果表明:服从正态分布的轮廓高度曲线中的峰角顶点数目约为样本容量的1/3;圆锥压入平面时平均压力/材料纯剪应力的比值与其半角呈二次方关系;表面粗糙度越大,轮廓曲线的起伏越大,两接触面相互嵌合越容易;表面粗糙度越大,材料屈服强度对接触微凸体变形的影响也越明显.     

汽车一般双轴悬架模型及其平顺性分析

对前后悬架幅频特性不同，悬挂质量分配系统不等于1的一般的汽车双轴悬架模型，由于前后悬架存在动力学上的耦合，单纯采用微分方程分析会出现困难，笔者采用动力学微分方程转化为状态方程的分析方法，将前后轮双输入折算为前轮单输入，从而方便地求出车身上任一点垂直加速度对前轮路面不平度速度输入的幅频特性和车身俯仰角加速度对前轮路面不平度速度输入的幅频特性，基于此方法，分析了不同的悬挂质量分配系数对一般双轴模型平顺性的影响。     

冷轧过程中的混合润滑特性

基于Christensen的表面粗糙峰分布假设,以轧制理论、流体力学理论为基础建立了考虑表面粗糙度的冷轧混合润滑模型,并提出了混合润滑摩擦状态约束关系式用来判别摩擦状态.对不同条件下油膜厚度、接触面积比、压应力及摩擦应力分布情况进行了仿真分析.结果表明:随着压下率的增加,油膜变薄、界面接触面积比增加、应力增大;同时,表面粗糙度对界面接触面积比及应力分布有较大影响,粗糙度增加,界面接触面积比增加,压应力及摩擦应力均增加.较高的润滑液黏度或轧制速度可以有效地降低轧制界面摩擦力及轧制力.     

机翼表面结冰数值模拟

分别采用欧拉-拉格朗日模型和多孔介质模型建立了空气绕流机翼流动、空气夹带过冷水滴运动和机翼表面冰层增长的数理模型,并进行了数值求解.获得空气绕流机翼流场、空气夹带的过冷水滴运动轨迹、机翼表面过冷水滴的收集系数分布、冰层厚度分布和冰层质量增长情况,并分析了攻角和过冷水滴直径等因素的影响.结果表明:水滴收集系数随着攻角和水滴平均直径的增大而增大;冰层覆盖整个机翼的前半部上下表面,以驻点附近最为集中,随时间增长而愈严重;随着功角增大,下表面积冰加重;但当攻角为15°时,总体结冰量却较之低攻角时减小.