合成射流激励频率对车辆气动阻力的影响

利用大涡模拟方法,研究了激励频率对三维地面车辆气动阻力的影响规律及其控制机理.流动分析结果表明:合成射流布置在车辆顶部和斜背交界处,在不同激励频率下实现车辆减阻,当频率低于90 Hz时,增大频率,阻力增大;频率高于90 Hz,随着频率的增大,阻力减小;频率达到1 500Hz时,阻力不再减小.斜背附着距离和雷诺应力分布的差异解释了气动力随不同激励频率变化的原因.不同激励频率下的频谱分析表明:合成射流控制了斜背动态附着现象,导致速度、压力和阻力系数频谱峰值皆对应激励频率.     

合成射流对类车体流动控制的影响

基于大涡模拟对有无合成射流控制的三维类车体流场进行仿真,与试验结果对比,验证仿真方法有效.平均场结果表明,当合成射流出口位于顶盖和斜背交界处时,可减弱流动分离,缩小回流区,改变背压,降低阻力.频谱分析显示,当激励动量系数超过1.0×10~(-4)时,斜背表面压力、回流区速度和涡量以及阻力系数功率谱密度对应的峰值频率皆为激励频率.瞬态流场分析结果指出,合成射流与外流之间的交互作用导致了阻力系数曲线中出现周期性改变的波谷和波峰.     

基于合成射流的高空飞艇分离流控制

采用数值模拟方法研究了基于合成射流技术的高空飞艇流动控制方法。将合成射流装置安放在飞艇表面,靠近分离线处,并沿分离线布置,通过合成射流口吹吸空气产生涡流,并将其注入边界层内来达到延缓流动分离,进而达到减阻和大迎角阵风减缓的目的。研究首先利用对原始飞艇进行仿真,找到分离线的位置,进而研究了合成射流口出射速度幅值不同时飞艇阻力系数的变化,并以此来分析合成射流的流动控制效果。结果表明,射流口吹吸速度幅值越大,时均减阻效果越好,但射流的能量消耗也越大,气动力的脉动幅值也大。在扣除合成射流本身的能量消耗影响以后,最优的时均控制效果发生在迎角30°左右。研究结果显示,合成射流可以用来降低飞艇小迎角下的巡航阻力,也可以用来控制大迎角情况下的瞬态气动力,从而作为阵风减缓措施。     

等离子体协同射流翼型控制参数设计与机理探索

通过风洞实验和数值模拟方法研究了相关几何参数对等离子体协同射流翼型绕流特性与气动力特性的影响，并对流动控制机制进行了阐述。设计了不同高度的腔道，研究了等离子体激励下腔道出口的流量与射流速度的变化规律，最终选取4 mm腔道高度为最优参数， 设计了以NACA0025为基准翼型的等离子体协同射流翼型。通过数值模拟研究了等离子体协同射流翼型的升/阻力特性，并对比了前缘吹气与协同射流控制的不同控制效果。研究结果表明，Re=68 000、峰-峰值电压13 kV、载波频率8 kHz条件下，相对基准翼型，等离子体协同射流翼型将失速迎角从8°提高到了14°，最大升力系数增加了181%。等离子体协同射流翼型的阻力随迎角增大持续减小，在10°迎角之前其阻力大于基准翼型，随后小于基准翼型，升阻比呈现出与阻力相同的变化特性，10°迎角之后全面优于基准翼型。原因是后缘腔道处在较小迎角下产生了正阻力，而随着迎角的增大，其当地阻力变为负值。对比前缘吹气和协同射流控制，翼型失速迎角分别为12°和16°，这是因为协同射流翼型通过前缘吹气效应可以在当地集中注入动量，其后缘吸气可以减小低能量的分离区域，形成较大的环量增量。     

轿车大客车会车时的气动特性

应用计算流体力学数值模拟方法,采用滑动交界面和动网格技术,对开阔路面下轿车大客车会车过程的瞬态流动进行气动特性研究.车辆模型采用MIRA典型阶背式轿车全尺寸模型和进行过风洞试验的国产JT6120型大客车简化模型.通过对会车过程流场的分析和对模拟结果的统计处理,获知了轿车大客车会车前后气动力系数变化趋势以及产生该变化的原因,得到了轿车大客车会车过程中定量的气动力变化规律.结果表明:轿车大客车会车过程气动力系数有很大变化,其中轿车的更大一些;两车气动力系数随时间的变化趋势有差异;会车状态的空气动力学作用对汽车操纵稳定性有重要影响.     

基于定常射流的有车轮方背Ahmed模型主动气动减阻

近年来,主动流动控制技术已用于汽车气动减阻研究,但较多针对无车轮的简化汽车模型开展且减阻量和净节率均有待提高。本研究针对原始及带有静止、旋转车轮的方背Ahmed汽车模型,采用数值模拟方法,在模型背部施加定常射流进行主动气动减阻规律的研究。首先,分析无射流工况下车轮对方背Ahmed汽车模型气动特性的影响;其次,重点探究有车轮工况下,射流槽布置形式、射流角度、动量系数等因素对气动阻力的影响规律。获得背部射流的最佳工况为：采用连续且距边缘较近的射流槽,射流角度45°,动量系数3%,减阻量可达9.5%,对应净节率为12.7 W。     

高速前掠翼模型低速纵向气动力实验与数值仿真

为了研究高速前掠翼飞机低速气动力变化特性,以一种NACA64A005高速薄翼型前掠翼翼身组合体模型为基本研究对象,包括相应后掠翼模型和细长边条前掠翼模型,开展模型纵向气动力低速风洞实验研究,模型攻角变化范围-4°~+36°,实验风速29 m/s,特征雷诺数4×10~5。结果表明:前掠翼模型与相应后掠翼模型升力和阻力变化特性基本相同;但前掠翼表现出较好的大迎角气动力性能发展趋势。翼根前加装面积仅为机翼面积5.2%的大后掠细长边条后,前掠翼模型升力特性和气动效率明显提升,33°迎角最大升力系数比基本前掠翼提高约40%。依据模型风洞实验实际条件,采用ICEM和FLUENT软件与雷诺时均N-S方程,进行前掠翼模型定常黏性空间流场气动力数值仿真,结果表明建模和边界条件设置合理,仿真计算能够支持分析风洞模型实验数据。     

DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算

采用美国航空航天学会阻力测试小组提供的多块对接网格,结合Spalart-Allmaras、Wilcox’sk-ω和Menter’s k-ω SST三种湍流模型,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程、数值模拟DLR-F6翼身组合体的流场来研究阻力计算精度,考查网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响.结果表明:三种湍流模型得到的机翼表面压力系数分布与实验数据吻合良好,气动力随攻角的变化趋势与实验结果一致;Spalart-Allmaras模型得到了网格收敛结果,所得阻力优于其他软件的结果;网格密度对阻力有影响,对机翼表面压力系数分布无明显影响;湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对升力影响较小,对阻力(尤其是摩擦阻力)影响显著,对翼根处的流动分离有一定影响;在跨声速流动中,Menter’s k-ω SST模型的结果最接近实验数据.     

密度分层流体中带尾喷拖曳球动量尾迹演化特性实验

采用带L型尾喷管拖曳球方法,模拟水下航行体艇体与冷却水排放等产生的阻力与射流动量尾迹,实验研究了这种组合式动量尾迹在密度分层流体中的演化特性.研究表明,当JD/J〉CD时,这种组合式动量尾迹的演化特性主要受拖曳球阻力动量尾迹控制,形成正卡门型准二维偶极子涡街结构,其中JD为拖曳球产生的阻力动量流量,J是L型尾喷管产生的射流动量流量,CD是球体阻力系数;当JD/J〈CD时,这种组合式动量尾迹的演化特性与（Rej,Frj）的组合条件密切相关,主要受射流动量尾迹控制,在（Rej,Frj）的某些组合下可能会形成反卡门型准二维偶极子涡街结构,但也可能不产生任何形式的大尺度相干结构,其中Rej和Frj分别为射流Reynolds数与Froude数.在系列实验基础上,获得了这种组合式动量尾迹在密度分层流体中能够演化为反卡门型准二维偶极子涡街结构的（Rej,Frj）组合条件,并对不同的Rej取值,获得了准二维偶极子涡街无量纲形成时间及其无量纲涡街平均波长倒数与Frj之间的相关关系,结果表明它们都是不依赖于Rej的,而且与Frj近似为幂指数关系.     

孔隙形状对多孔材料吸声性能的影响

针对多孔材料的吸声性能问题,利用3D打印,打印出不同形状和尺寸的孔隙;基于COMSOL MULTIPHYSICS模拟软件,并与具体实验相结合,研究了孔隙形状和尺寸对吸声系数的影响。研究发现:1)对于锥形孔而言,锥形孔的倾角对吸声系数影响更大;2)当倾角在30°～90°之间变化时,孔隙的吸声系数存在极大值。这一极大值对应的锥形孔隙倾角为45°;3)当锥形孔隙深度从2 mm增加到5 mm时,多孔材料的吸声系数随孔隙深度的增加而增加。孔隙深度从5 mm增加到7 mm时,吸声系数变化不明显。     

变角氧枪气体射流数值模拟

采用CFD流体模拟软件Fluent6.3,基于压力的分离隐式求解器,运用k-ε双方程模拟了四孔变角氧枪气体射流流场,分析了不同喷孔倾角下气体射流速度和动压分布规律,并确定了适宜的氧枪操作参数.结果表明,与喷孔倾角均为10.5°的喷头A射流相比,喷孔倾角变化1 °或0.5°情况下,气体射流流场基本相似;在射流方向上,射流速度分布和动压分布规律基本一致,喷头A的枪位控制在1 ～1.6m较为适宜;喷孔倾角变化1 °时,喷头B、C、D和E的枪位分别控制在1 ～1.6m、1～1.7m、1～1.8m和1～1.9m较为适宜;喷孔倾角变化0.5°时,喷头F、G、H和I的枪位分别控制在1 ～1.55 m、1～1.6m、1～1.65 m和1～1.75 m时更适于吹炼操作.     

轿车与卡车超车过程中瞬态气动特性分析

以某轿车和卡车为研究对象,采用动网格和滑移交界面技术,对两辆车超车过程中外部流场进行了数值模拟研究,得到两车的阻力和侧力的瞬态变化趋势。同时通过截取流场剖面上的压力场和速度场,分析并总结超车过程中汽车的瞬态气动特性。仿真结果表明:在超车过程中两车周围的流场相互变化影响,车身受到的气动力在极短的时间内发生剧烈变化;两车的气动力变化趋势不一样,而且二者的变化不同步;轿车的气动阻力呈先增大,当两车车头的距离(X)与轿车车身长(L)之比为0.75时达到最大值,而后减小,最后恢复常态值;轿车的气动侧力有呈类正弦曲线的变化,即当X/L=-2.5和X/L=0.75时达到正向和反向的最大值;卡车的气动力变化趋势更复杂,且达到峰值的时刻与轿车的不同。     

环量控制对翼型气动特性的作用机理

环量控制能够显著提高升力,改善飞行器短距起降性能。首先从机理上分析了环量控制的作用原理,然后通过CFD数值仿真方法研究环量控制对翼型气动特性的影响规律,采用雷诺平均N-S方程,SST湍流模型,将射流口边界条件设为反映动量系数的速度入口,分别模拟了动量系数和迎角对升阻特性和附面层分离特性的影响规律。结果表明:在α=0°,Cμ=0.05时,升力增加327%,效费比ΔCy/ΔCμ为21.97;随着动量系数增加,前缘分离导致失速迎角提前,在中等动量系数和小迎角状态能够获得优良的升阻特性。     

合成射流用于动态失速控制的数值模拟

动态失速是限制相关机械或飞行器性能的重要因素,因而对动态失速控制的研究具有重要的工程意义.以二维非定常可压RANS方程为控制方程,采用Jameson中心有限体积法,对攻角作α=15°+10°sin(ωt)变化的亚音速俯仰振荡NACA 0012翼型的流场进行了数值模拟,并对合成射流在此工况下的控制效应进行初步研究,分析作动器频率、射流动量系数及作动器位置对控制效应的影响.计算结果表明,加控制后能明显地提高最大升力、减少阻力.     

基于涡流发生器的Ahmed模型分离流被动控制实验

能源危机和环境恶化使人们意识到提高车辆燃油经济性的必要性,从而推动了车辆气动减阻技术的研究。选择具有尾部典型特征的30°倾角Ahmed模型为研究对象,通过在模型尾部安装涡流发生器控制装置,利用七孔探针测试技术研究了涡流发生器不同排列方式对尾流场的控制特性。结果表明,在实验状态下,Ahmed模型尾部存在大范围低压分离区,该分离区长度约为模型总长度的50%,是形成压差阻力的主要原因;涡流发生器排列方式对模型的尾流结构影响较大,当涡流发生器产生的流向涡与模型尾部分离涡运动方向相同时,分离流动控制效果明显,流向涡使得沿车身底层的动量掺混作用增强,模型尾流区的相对压差恢复系数可增加6.94%,尾流区长度降低40%;与之运动方向相反的流向涡会对模型尾部的分离涡运动产生阻碍作用,导致模型尾部流场中的压力降低。     

利用顶部脉冲吸气控制三维方形棱柱气动力

通过风洞实验研究三维柱体顶部前沿狭缝脉冲吸气对其气动力与尾流的控制效果。实验模型为高宽比H/d=5的方柱,均匀来流速度U_∞=10 m/s,雷诺数Re=27 000,狭缝入口吸气速度与来流风速相同。研究结果表明：相对于无控制工况,脉冲吸气对柱体气动力有明显抑制作用;当脉冲吸气系数f*=0.2时,脉冲吸气与定常吸气对柱体气动力的抑制效果相当;随f*增大,柱体阻力与脉动升力仍有所减小,但减小幅度有限;顶部脉冲吸气不仅能明显削弱柱体顶部附近气动力,而且对柱体中下部气动力抑制效果比定常吸气对柱体气动力抑制效果好;顶部脉冲吸气在自由端剪切流中形成周期性大尺度涡结构,增强了自由流与尾流动量交换。     

单轴压缩下单裂隙砂岩试件破坏强度特征的数值分析研究

基于摩尔-库伦理论和统计损伤理论,通过数值计算,模拟了单轴压缩条件下单裂隙砂岩试件的破坏过程,得出了不同倾角(0°、15°、30°、45°、60°、75°、90°)单裂隙砂岩试件破坏时的单轴抗压强度及影响规律。结果表明:当裂隙倾角α=45°时,岩体试样的强度峰值最低;当裂隙倾角α45°时,随着裂隙倾角的增大,岩体试样的强度峰值呈递减的趋势;当裂隙倾角α45°时,随着裂隙倾角的增大,岩体试样的强度峰值呈递增的趋势;其中,α在15°~75°范围内,岩体试样的强度峰值变化显著。研究对于裂隙岩体工程的稳定与安全具有重要的理论意义。     

格子Boltzmann方法模拟磁场作用下的融化传热过程

采用格子Boltzmann方法对磁场作用下方腔内相变材料的融化传热及液相流体流动过程进行数值模拟,重点分析磁场倾角对融化相变传热过程的影响,为实现相变传热的主动控制技术提供参考.研究表明磁场可以控制融化相变传热过程,当磁场倾角大于180°时,磁场加速度方向指向热壁面方向,磁场强化换热,热壁面平均Nu_h数增加,融化速率加快;当磁场倾角小于90°、磁场加速度方向指向冷壁面侧时,磁场弱化换热,热壁面平均Nu_h数下降,融化速率降低;磁场倾角为231°时,磁场强化传热效果最佳.     

低压透平叶片表面合成射流非定常流动控制机理研究

基于Langtry-Menter转捩模型的SST湍流模型,通过求解三维非定常雷诺时均Navier-Stokes方程,数值研究了低雷诺数下合成射流涡发生器对Pak-B低压透平叶片吸力面流动分离的影响,揭示了低压透平叶片表面合成射流非定常流动的控制机理.结果表明,引入合成射流涡发生器能够抑制甚至消除低雷诺数下叶片吸力面上的流动分离.在雷诺数为25 000、自由流湍流强度为0.08%下,提高射流控制频率有助于增强合成射流涡发生器对低压透平叶片表面流动分离的控制效果,减少流动损失.当控制频率为10Hz时,叶栅出口的相对总压损失系数为0.42;当控制频率增加到20Hz时,相对总压损失系数仅下降到0.41.这表明,当合成射流控制频率大于10Hz时,继续增加控制频率来减少叶片表面流动损失的效果是不明显的.     

高海况机翼波浪地面效应数值模拟与分析

针对三维等直机翼型(NACA0015),采用计算流体动力学(CFD)分析方法,以非定常不可压缩流动N-S方程和2阶RNGk-ε湍流模型,对高海况波浪地面效应进行了数值模拟与分析.首先在二维情况下数值模拟分析了波浪地面效应,讨论了计及当地风速和波浪行进速度的必要性,同时分析了高海况下波浪地面效应翼型气动力系数随飞行高度变化趋势及原因.在此基础上,计算分析了三维情况下,等直机翼在不同航向与风向角时的气动力系数及滚转力矩的变化,并重点对侧风影响下的滚转力矩产生机理及变化特点进行了论述.通过数值模拟,初步探讨了高海况下波浪地面效应对等直机翼气动特性的影响规律,为深入研究高海况对地效飞行器设计的影响提供了依据.