摘要：为深入研究自由旋转卷弧尾翼弹箭的气动特性,利用计算流体力学方法及滑移网格技术对卷弧翼弹箭开展了时间精确非定常数值模拟。通过与文献对比的方式验证了模拟方法的有效性;分别利用网格无关性和时间步数无关性检验,确定出合适的网格数量和时间步数;在不同马赫数下对比、分析了自由旋转卷弧翼弹箭和固定卷弧翼弹箭的气动特性差异;考虑不同的翼、体差动滚转条件,研究了差动滚转角速度对自由旋转卷弧翼弹箭气动力矩特性的影响。结果表明:由于翼、体连接处黏性涡的强度不同,自由旋转卷弧翼弹箭的滚转力矩系数和马格努斯力矩系数明显小于固定卷弧翼;在马赫数0.8和1.1条件下,自由旋转卷弧翼弹箭的马格努斯力矩系数接近于0,其滚转力矩系数与差动滚转角速度基本呈线性关系,而马格努斯力矩系数与差动滚转角速度呈明显的非线性关系;受翼、体连接处黏性涡的影响,自由旋转卷弧翼弹箭的滚转力矩系数随马赫数增大而急剧减小,马格努斯力矩系数随马赫数增大而急剧增大;上述因素对卷弧翼弹箭的气动特性影响较大,在气动、弹道设计时须予以着重考虑。

摘要：为研究三主桁断面车-桥组合系统的气动特性。以某大跨度斜拉桥为工程背景,采用节段模型风洞试验,通过开发的车-桥气动力同步测试装置对车-桥组合状态下各自的气动力进行测试,研究了线路位置、双车交会间距、风攻角等因素对车-桥系统气动特性的影响,分析紊流来流对车-桥气动特性的影响,并讨论列车气动导纳的特征。结果表明:由于绕流剪切层的影响,靠近迎风侧车辆阻力系数大于其他线路,线路2上列车的升力系数最大;双车交会时,背风侧车辆的阻力系数和升力系数随交会间距的增大而增大;受桁架自身绕流的影响,紊流来流对列车气动力功率谱影响较小;阻力和升力的气动导纳随折减频率呈现先增后减的趋势。

摘要：近海流线型箱梁主梁距水面较低时,气动特性极易受到极端波浪边界的干扰.为研究极端波浪边界干扰下流线型箱梁气动特性,以孤立波浪模拟极端波浪,基于FLUENT软件,采用铺层网格技术建立了模拟运动孤立波浪边界干扰下流线型箱梁气动特性的数值模型;利用所建立并验证的数值模型研究了不同参数下运动孤立波浪边界对流线型箱梁气动特性(静气动力系数、涡量场以及平均压力系数和脉动压力系数分布)的干扰.分析结果表明:不同孤立波浪边界运动速度干扰下流线型箱梁气动特性明显区别于无波浪工况;随波浪边界运动,迎风角处剪切层方向相比于梁底转折角处(8°风攻角)及梁顶转折角处(-8°风攻角)剪切层方向变化明显;在运动孤立波浪边界干扰下,箱梁抖振响应会随风攻角幅值增大呈增大趋势.

摘要：为研究翼反角变化对高压捕获翼构型高超声速气动特性的影响,基于一种双翼面、单支撑、翼身组合布局的高压捕获翼概念构型,以飞行马赫数6,飞行高度30 km为计算状态,捕获翼和机体三角翼上/下反角为设计变量,结合均匀试验设计方法、数值模拟方法和Kriging建模方法,探寻了升阻特性、纵向和横航向稳定性随翼反角的变化规律。结果表明,升力、阻力及升阻比随翼反角的变化规律基本一致,且对上反角变化更加敏感;小攻角时,翼面上反会明显降低升阻比,而下反会使升阻比先略微增大后缓慢减小;大攻角时,翼反角对升阻比的影响较小;纵向稳定性主要受三角翼反角的影响,三角翼上反时,纵向稳定性降低,下反时,纵向稳定性基本不变;翼面上/下反都会提高航向稳定性,但下反的效果更明显;翼面上反会提高横向稳定性,下反则降低,但大攻角飞行时,三角翼上反角过大可能会导致横向稳定性降低。

摘要：运用自适应八叉树结构直角网格 Euler算法对舵的流场进行了模拟。与无鼓包的舵相比较 ,带有鼓包的舵其气动特性 ,尤其是阻力有所变化。给出了直角网格生成方法以及 Euler方程解法。结果显示 ,本算法很准确地捕捉了激波 ,真实地模拟了该流场。在此基础上讨论了鼓包及其位置对舵的气动特性的影响。

摘要：用数值模拟方法研究多片尾翼布局弹箭的气动特性.以三维Navier-Stokes方程为控制方程,用CFD方法对4片、6片与8片平直形尾翼和卷弧形尾翼弹箭的流场进行数值模拟研究,得到的气动特性结果与风洞实验结果基本吻合,为多片尾翼布局弹箭的气动设计及尾翼片数的合理选择提供了依据.

摘要：平尾结冰严重影响飞机的纵向操纵性及稳定性。为研究结砂纸冰对平尾气动特性的影响,采用基于某民机平尾设计的大、小模型,在低速增压风洞中开展了带砂纸冰的测力试验,分析了砂纸冰粗糙度、雷诺数、角冰粗糙度对带冰平尾气动特性的影响规律,同时总结了砂纸冰的缩比方法。结果表明:砂纸冰粗糙度增加会导致平尾气动特性逐步恶化,在飞行雷诺数条件下,当冰型粗糙度相对高度为0.2×10^(-3)~0.6×10^(-3)时,相比于无冰条件,最大升力系数降低0.3~0.4;雷诺数对带砂纸冰平尾气动特性的影响超过对带角冰平尾的影响,但远小于对干净平尾的影响,当带砂纸冰平尾雷诺数由3.29×10^(6)提高至13.1×10^(6)后,其最大升力系数提高0.02~0.04;角冰表面粗糙度的变化对平尾气动特性的影响较小,由粗糙度带来的升力损失远小于角冰本身所带来的影响;当砂纸冰高度远超过当地边界层厚度时,风洞试验可根据模型比例对砂纸冰粗糙度进行几何缩比,而当砂纸颗粒较小时,采用几何缩比方式获得的砂纸冰对平尾气动力影响相对较小。提出了基于边界层厚度的砂纸冰粗糙度缩比方法,该方法的适用性还需要进一步验证。

摘要：为研究扭曲尾翼对飞行器气动特性的影响,引入扭曲率与平均攻角来表示尾翼的几何特征,通过求解旋转坐标系下的定常状态N-S方程,对十字型布局扭曲尾翼飞行器气动特性进行了数值仿真。结果表明:扭曲尾翼可以增加飞行器的滚转力矩和平衡转速,其平衡转速与扭曲率呈正比关系;随着扭曲率的增大,扭曲尾翼飞行器未转动时的阻力系数增大、平衡转速时阻力系数减小;在临界扭曲率以内,随着扭曲率的增加,飞行器平衡转速时翼面压力分布得到了有效改善,研究结果对于飞行器的气动构型设计及其飞行稳定性分析具有参考价值。

摘要：扇翼飞行器是一种新概念新原理飞行器,尤其是其具有独特空气动力学原理。扇翼能够同时产生升力和推力,为了进一步改善扇翼的气动特性,在不改变扇翼基本几何参数的前提下,沿机身纵向布置前后2个扇翼,组成了纵列式双扇翼飞行器。通过数值模拟的方法,计算了前后扇翼间距、高度和安装角变化时的扇翼升力和推力值,分析了前后扇翼气动特性相互影响的规律。此外还设计了纵列式双扇翼的风洞试验模型,将获得的风洞试验结果与数值计算结果进行了初步的对比验证。结果表明,在一定前后扇翼间距、高度和安装角下,纵列式双扇翼的气动力相比单个扇翼更具优势。因此,纵列式双扇翼布局的飞行器具有很好的发展前景和应用优势。

摘要：应用计算流体动力学方法分别对带光滑底部和真实底部结构的某轿车进行侧风气动特性对比分析。结果表明:汽车底部结构对气动力影响显著,与光滑底部相比,实际底部结构使尾涡扩散区增大,车底流速减小,导致气动力增加;加装车底阻流板能改善侧风状态下汽车的底部、尾部和背风侧的流场结构,降低整车气动力,特别是气动升力。模型风洞试验验证了所采用数值分析方法的可靠性。本研究对指导汽车底部结构设计和侧风稳定性分析具有较好的参考价值。