汽车底部结构对气动特性影响的数值仿真与实验研究

以降低车身阻力和获得汽车底部流动最佳化外形为目的,应用计算流体动力学方法对汽车底部空气流动特性进行数值仿真,详细描述了汽车底部以及尾部的空气流动机理.计算结果表明:底部结构对汽车底部空气流动特性和尾涡特性有明显影响,是整车气动特性的关键组成部分,使气动阻力系数增加0.0523,气动升力系数增加0.1495;进一步分析得出,存在一个最佳的尾气排放速度使得气动阻力系数最大能够下降0.0136.汽车模型的风洞实验和PIV实验验证了该计算方法的准确性,计算分析结果为汽车底部设计与改进提供了参考数据.     

斜拉桥-EMD系统智能模型及控制仿真研究

基于智能算法建立斜拉桥-EMD控制系统的智能模型,并对其进行了智能主动控制的数值仿真.首先利用遗传算法优化BP神经网络的权值和阈值,由仿真数据建立斜拉桥-EMD控制系统的智能模型,代替传统的有限元模型对桥梁结构进行动力分析;然后综合模糊逻辑推理和神经网络理论设计智能主动控制策略,对智能模型进行智能主动控制,数值仿真结果表明:此方法振动控制效果良好,可以有效抑制桥梁结构地震波激励下的结构动力反应.     

列车编组对高速磁浮桥上轨道梁振动特性和乘坐舒适性的影响

首先基于TR磁浮车辆,轨道梁及桥梁等建模方法建立起高速磁浮车辆-轨道梁-桥梁统一模型,在此基础之上编写计算机仿真程序,最后进行仿真计算和分析。对不同列车编组作用下桥上轨道梁的竖向振动和车体加速度进行了研究,结果发现列车编组对桥梁的振动和乘坐舒适性产生了一定的影响。通过改善列车编组的方法可以提高车桥耦合振动中车辆的动态性能。     

基于MATLAB的导弹末敏子弹气动加热仿真

介绍了基于MATLAB偏微分工具箱求解导弹末敏子弹气动加热问题的仿真方法．首先分析了末敏子弹抛出后所处的工作热环境，针对末敏子弹的结构设计建立了气动热流数学模型和一维热传导数学模型，用数值计算方法得到了末敏子弹的弹道数据和气动热流密度变化。然后，利用MATLAB偏微分工具箱，采用有限元法，对末敏子弹结构内部的温度分布进行了仿真计算。可以在设计阶段为导弹末敏子弹的总体技术设计提供气动加热方面的参考数据。     

移动轨道车辆作用下桥梁损伤仿真及识别分析

结合小波分析技术及建立的损伤定位指标,针对移动轨道车辆与桥梁的耦合振动信号,提出了适用于大跨度轨道交通桥梁损伤分析方法。建立了精细的三跨连续梁桥与轨道车辆耦合振动数值分析模型,考虑了复杂的车辆自身振动、轨道不平顺及噪声等因素的影响,通过损伤仿真及识别试验,证明了该方法的可行性与有效性。     

侧风状况下轿车气动特性的仿真与实验研究

以获得适合计算侧风气动特性的湍流模型为目的,应用计算流体动力学方法对比了标准k模型、RNG k模型、Realizable k模型以及SST模型对不同横摆角状态下轿车气动特性仿真结果的影响。结果表明,当0时,采用Realizable k湍流模型仿真得出的阻力系数与实验结果最为吻合,误差仅为1.53%,侧力系数的仿真结果与理论分析更为吻合;当3～1 5时,采用Realizable k湍流模型仿真得出的阻力系数与实验结果相比误差最大为0.96%,侧力系数的仿真结果与实验结果趋势一致,误差最大也仅为4.9%。总之,Realizable k湍流模型能够很好的模拟侧风状态下车辆的气动特性,仿真结果为进一步分析车辆的侧风稳定性提供了参考数据。     

鸭式气动布局导弹流场数值模拟

采用以N-S方程为主控方程的数值模拟方法,进行固定尾翼鸭式气动布局导弹的气动特性和流场数值模拟。系统介绍了文中所用的数值仿真方法。基于气动特性和流场分析研究了固定尾翼鸭式气动布局导弹的流场特性和气动特性,分析结果显示,在尾翼固定的状态下利用鸭舵的差动偏转进行滚转控制效率较低,基于流场仿真结果分析了鸭舵-尾翼间的滚转耦合机理。     

机载导弹分离过程仿真

数值仿真方法是研究机载导弹分离问题的一种高效且经济的手段,它为研究导弹与载机的安全分离、气动干扰和导弹起火点的选择等问题提供了参考依据.应用计算流体动力学软件(FLUENT)的动网格技术和二次开发功能,并采用带旋流修正的湍流模型和SIMPLEC法则进行压力和速度之间的耦合能够模拟导弹和载机的分离过程,该方法成功地解决了导弹受控分离时所牵涉的多体网格的受控相对运动问题.     

结构振动系统的分散化应变控制

针对一类航天器结构振动控制问题,提出了为适应空间地传感器、控制器特殊要求的应变控制方法。考虑到航天器所携带的计算机硬件资源有限。本文研究了大系统分散控制理论在结构振动应变控制中的应用。建立了结构振动控制分散子系统,设计了分散控制策略,并进行了计算机数值仿真。结果表明方法是有效的。     

应用分力合成方法改善柔性系统性能的研究

提出了将柔性结构的分力合成主动振动抑制方法和反馈控制方法结合使用来提高控制系统性能指标的方法，应用该方法仅需要知识闭环系统及柔性振动的频率及阻尼，而且可以同时抑制任意多个振动模态，分力合成方法可以对频率和阻尼系数的不确定性具有较强的鲁棒性，这使该方法更易于工程实现，本文对单柔性杆，将分力合成主动振动抑制方法和反馈控制相结合，设计了不同形式的大角度机动控制律，数值仿真和试验结果充分验证了方法的有效性。     

风扰动下的卷弧翼弹六自由度弹道模型及仿真

大气的动态特性主要包括常值风、风切变、突风和大气紊流等,大气扰动是引起弹道散布的主要因素之一。首先建立了导弹在风场扰动条件下的按231转动的地面发射坐标系中的六自由度（6DOF）模型,其次应用CFD方法计算了某种外形旋转导弹的气动系数,然后在模拟风场中仿真计算该旋转导弹的弹道。     

仿真技术在风力机总体性能分析中的应用

采用叶素动量理论进行风力机气动力学的计算分析,并编制程序,建立风力机ADAMS仿真模型,在MATLAB/simulink下建立风力机传动系统的数学模型;将计算的气动载荷加载到风力机仿真模型上,将传动系统模型同ADAMS进行联结,实现对风力机系统总体性能的联合仿真.仿真数据同国际有名的风力机分析软件计算数据比较表明,该联合仿真方法可以较好的模拟风力机的总体性能.研究为风力机总体性能分析进行了一次有益的探索.     

非对称伸缩翼飞行器动力学建模及特性分析

以非对称伸缩翼飞行器为对象,构建了非对称变翼下的飞行器动力学模型,分析了非对称变翼对动力学的影响特性。首先,运用牛顿〖CD*2〗欧拉法建立了飞行器多刚体动力学模型,突出了非对称伸缩变形所产生的模型差异;其次,以流体力学计算软件计算获得的气动数据为依据,探讨了非对称伸缩变形对飞行器质心偏移、转动惯量、气动特性、滚转力矩和纵向静稳定性的动力学特性的影响规律。最后,将翼展非对称动态变化作为系统输入,以非对称伸缩翼所占的质量比和伸缩速率为特征量,分析了翼展非对称变化下的飞行器动态特性。结果表明,翼展非对称伸缩动态变化,使飞行器具有快速滚转的能力,可作为一种主动控制方式。     

汽车尾部流场湍流模型数值分析与实验研究

应用CFD方法计算模拟理想形体三维外流场,比较了四种湍流模型数值计算数据,以及风洞实验数据计算Cd值。针对汽车尾部复杂流场,应用粒子图像速度场仪(Particle Image Velocimetry,PIV)对纵对称面的测量数据,与数值计算数据进行比较分析。结果表明,标准k-ε模型有较高的Cd值计算精度,V2F模型则在流场方面较为理想。     

机动车排放NO_x扩散数值模拟及影响因素关联性

为研究大气风速、环境温度、尾气排热、地面热辐射及车辆拖动效应各因素对机动车排放污染物扩散的影响特性,建立实际大气条件下的机动车排放污染物NOx扩散的CFD仿真模型,进行三维非定常湍流流动的数值模拟,结合大气条件下的气象因素及NOx扩散浓度测试结果,得到各因素影响条件下的NOx扩散特性。结果表明,数值模拟结果与实测结果有较好的符合;在排放源高度以上范围,NOx的体积浓度随垂直高度增加呈现近似指数规律的衰减特征。大气风速增加,使NOx易于向风向下游扩散;环境温度、尾气温度、地面辐射温度增高及车辆运动速度提高使机动车排放污染物易于向上空扩散。应用灰色关联理论,分析了各影响因素之间的关联性,确定相应的关联序为大气风速>车辆运动速度>地表温度>大气环境温度>尾气温度。为研究大气污染物迁移扩散特性及污染物扩散理论模型系数的进一步修正提供理论依据。     

基于CFD正交仿真的冲刷防治方法优化研究

桩基冲刷不但使桩基裸露,而且影响平台的侧向和轴向特性以及承载能力,因而冲刷防治在海洋平台维修中占有重要地位.通过正交实验设计,采用三维大涡模拟圆柱桩基冲刷导流防治方法.导流法是在桩腿上设置导流盘,减轻桩基冲刷.CFD仿真结果表明,导流盘的放置位置影响桩基周围决定沙土运移的海水流速,导流盘位置越低,冲刷防治效果越好.正交实验设计结合CFD仿真可有效减少仿真次数,找出防治方法关键参数并优化,适于老龄平台的延寿加固.     

微型飞行器空气动力学研究

围绕与微型飞行器相关的低雷诺数空气动力学问题,进行了低雷诺数翼型气动特性的数值分析研究、低马赫数低雷诺数流场数值计算方法研究、考虑扑翼结构弹性变形的气动特性估算方法研究、微型飞行器气动特性估算的非定常涡格法研究和微型飞行器的风洞试验研究,取得的研究成果对微型飞行器的发展具有重要的参考价值和指导意义.     

基于奇异摄动法的平流层飞艇

平流层飞艇作为一种低速飞行器对风场干扰具有很强的敏感性,它在水平面长距离逆风巡航时需要消耗较多的能量。针对此问题,提出了一种基于奇异摄动法的最小能量水平面轨迹优化方法。首先建立风场坐标系,将飞艇巡航到目标点的过程转化成类似的最优拦截问题;根据飞艇运动学、动力学状态变量变化的特点,引入比例导引法,将其进行3个快慢时间尺度的划分,建立基于奇异摄动法的数学模型;再分别求解3个不同时间尺度上的子问题,得到解析解;最后,给出了一个仿真算例,结果表明,所提方法是有效的,具有一定的工程应用前景。     

大雨对飞机降落影响效应仿真研究与定量分析

为全面、定量分析大雨对飞机降落阶段的严重影响,选取波音737-300作为典型代表,首先对于降落阶段大雨造成的飞机性能损失进行了量级评估。然后重点针对降雨所导致的粗糙表面因素,利用CFD仿真方法和改进的湍流壁面函数,对于不同降雨强度下的波音737-300中段翼型气动性能进行了仿真模拟,给出了升阻力系数、失速攻角等定量结果,并与实验结果进行了对比。结果表明：大雨所导致的粗糙机翼表面将引起严重的气动性能损失。在降落阶段,对于波音737-300中段翼型而言,短时500毫米/小时降雨条件下,最大升力系数减少约28%,阻力系数平均增加达98.1%,失速攻角减小约5度。

Abstract：

Heavy rain might influence aerodynamic performance of an aircraft seriously, especially when it is landing. It requires an intensive investigation and quantitative analysis. Choosing Boeing 737-300 as the representative of aircraft, magnitude calculation for the penalty associated with severe rainfall was firstly made. Then the roughness factor was studied in detail using evolutional turbulence boundary function and CFD simulation tools. The aerodynamic character of Boeing 737-300 midspan airfoil was simulated under different rainfall environment. The quantitative results of lift-drag coefficients and stall angle were proposed and compared with experiment data. The results indicate that, the roughness surface caused by rainfall is most likely to cause significant aerodynamic penalties. For Boeing 737-300 midspan airfoil, when it is landing under severe rainfall of 500mm/hour over 30s periods, it could lead to the loss of maximum lift coefficient by about 28%, the decrease of stall angle by 5 and the increase of drag coefficient by 98.1%.