高速受电弓安装形式对列车气动性能的影响

受电弓作为高速列车上不可或缺的部件,其结构特性直接影响高速列车整车气动性能。采用数值仿真方法,基于三维稳态SST k-ω模型,分析高速受电弓不同安装形式对高速列车气动性能的影响以及各节车辆气动阻力的变化规律,并进一步研究其横风环境适应性。研究结果表明：当高速列车在明线运行时,高速受电弓不同安装形式对整车气动性能影响较小,但受电弓所在车辆的气动阻力变化较大;与闭口-升前弓工况相比,受电弓开口-升前弓时整车气动阻力减小2.10%,其中第6节车气动阻力减小6.06%;在横风条件下,受电弓开口-升前弓时整车横风稳定性能较优,与开口-升后弓工况相比,整车横向力与倾覆力矩分别降低2.52%和3.48%,其中第6节车横向力和倾覆力矩分别减少11.13%与18.50%。因此,在明线有无横风条件下,受电弓安装形式为开口-升前弓的气动性能均最优,且升前弓能改善受电弓后区域的流场结构,从而达到改善整车气动性能的目的。     

持续气动加热环境下的结构热载荷分析与应用

气动热问题是制约高超声速飞行器发展的关键问题之一,其产生的热流对结构固有特性具有显著的影响。热模态分析是研究热载荷对结构固有特性影响的一个重要方法,其分析结果对防热结构的选材与设计具有重要的参考价值。针对高超声速飞行器进气道前缘结构开展了热载荷分析与应用研究,计算了结构在冷壁热流及通过流-固耦合法解算的热壁热流两种载荷条件下的温度场及前三阶模态的振动幅度与固有频率的变化情况。结果表明:采用流-固耦合算法解算的热载荷适用于持续气动加热环境下的结构热分析及热模态分析。耦合计算600 s后受热结构逐渐趋于热平衡,此时最高温度达到1 200 K左右,前三阶模态的最大相对振动幅度分别增长了24.4%、5.6%和36.7%,固有频率分别下降了14.1%、8.8%和9.9%。     

一类冷却系统的双控制元问题

本文研究带活动边界的发汗控制系统,把发汗剂秒流量与气动热流密度综合在一起作为双控制元讨论了发汗冷却系统的最优控制问题,利用泛函数分析方法证明了冷却系统双控制元的存在唯一性。     

变距旋翼无人机前飞气动性能分析与研究

新型旋翼气囊复合动力无人飞行器主要原理是借助四旋翼与空气静升力提供升力;在该无人机总体设计方案的基础上,对应用变距旋翼技术进行前飞驱动时的气动性能展开分析研究。对变距旋翼模型采用标准κ-ε湍流模型、RNG模式和主导漩涡流模式;并通过数值模拟研究不同转速、桨距角在前飞状态下的气动特性。同时在地面风洞试验台对在前飞状态下模型旋翼进行了试验研究;并且试验结果与计算结果基本吻合。得出该无人机在巡航状态下,螺旋桨转速在4 000 r/min,桨距角14°具有最佳的螺旋桨效率。为新型旋翼气囊无人飞行器的整体优化以及工程应用提供了参考依据。     

基于模糊控制理论的气动定位系统的研究

本文将模糊控制理论引入拨动定位控制系统,通过将模糊控制器写入可编程逻辑控制器,实现气动系统的精确定位,实验表明该系统定位精度高,超调量小。     

湍流强度对水平轴风力机气动性能的影响

为了研究水平轴风力机气动性能随湍流强度的影响,基于CFD软件对不同来流风速工况下的33kW水平轴风力机风轮模型进行三维数值模拟,对比分析风力机在湍流强度I为0.1%、14%、25%时的气动性能。结果表明:随着来流湍流强度的增加,水平轴风力机叶片表面压差会有一定程度的减小,从而导致风力机风轮转矩减小,风力机风能利用效率明显降低。     

引射模态总压比对气动壅塞影响

为了获得高亚音速飞行条件下引射模态射流壅塞情况、提高引射模态火箭射流引射抽吸能力和发动机性能,本文利用全流道一体化数值模拟方法,针对Ma=0.8飞行状态,研究了在无二次燃烧组织的条件下,主次流总压比对引射空气流量、Fabri壅塞的影响规律,结果表明：在低总压比条件下,提高主次流总压比,可提高火箭射流的引射抽吸能力,引射空气流量增大;随着总压比的进一步提高,欠膨胀的火箭射流超声速势核区会挤压引射空气流道,冲压燃烧室反压前传导致引射空气流量降低;主次流总压比高于350,火箭射流会将引射空气流道堵塞,产生Fabri壅塞,引射空气流量降低为零。     

高速列车受电弓不同姿态下气动特性分析

通过建立受电弓-列车-接触网系统模型,基于横风条件下,采用分离涡模拟方法研究受电弓不同姿态运行时的非定常气动特性,分析三维绕流场内涡量、流线、压力等的变化规律,以及不同姿态下受电弓气动力、力矩系数的时程变化规律及频域特性,探讨受电弓闭口运行与开口运行时绕流特性的差异。结果表明:在闭口姿态时,底座和下臂部分流场区域受到强烈干扰,在开口姿态时,滑板和上臂部分流场区域受到较强扰动;相对于闭口姿态,开口姿态中C_x和C_z的时均值增加了8.3%和10%,其波动量相差在7%以内,C_y的波动量为闭口姿态的30%左右,其最大值和最小值是闭口姿态的1.4倍和4.2倍;开口姿态下M_y、M_z和M_x的增幅值分别为6.7%、2.3%和3%,M_y和M_z的波动量增加了13.6%和7.2%,M_x的波动量增幅为闭口姿态工况的1.5倍。研究结果对横风作用下受电弓不同姿态运行的气动特性研究及应用具有重要意义和价值。     

低雷诺数下机翼复杂绕流的气动特性实验

在上海市应用数学和力学研究所SIAMM400 低速低湍流度风洞中, 对自行设计的GA-1060 机翼在低雷诺数下复杂三维绕流的气动性能进行了相关的实验研究, 并与NACA0012 翼型形成的矩形机翼绕流气动性能进行了比较. 结果表明: 在低雷诺数下GA-1060 机翼前缘较为钝厚, 有一定弯度, 厚度较小的外形使其具有更好的综合气动特性; 在较大攻角情况下, 升力系数和升阻比等参数均有较大提高, 6° 攻角时升阻比可增加到27%; 流动分离与翼尖涡的相互作用在一定程度上影响了翼尖涡的生成和发展.     

前缘倒角对涡轮轮缘密封性能的影响

研究转子叶片前缘倒角结构对涡轮轮缘密封性能的影响机制,在不同封严流量下,对转子前缘带倒角和不带倒角的轮缘密封装置进行数值模拟。研究结果表明：转子前缘倒角结构通过改变前缘附近压力势场从而对主流燃气入侵和封严出流冷气与主流的干涉产生影响。增加倒角结构有利于减弱主流高温燃气入侵的程度,在低封严流量下,最大可使得涡轮盘腔封严效率提高7%;倒角结构削弱了由封严间隙涡和马蹄涡形成的通道涡强度,降低封严冷气与主流干涉造成的气动损失。当封严流量为主流流量的1.3%时,带倒角装置的涡轮级气动效率增大2.1%。