飞行型绳牵引并联机器人气动特性计算与分析

为研究飞行型绳牵引并联机器人的气动力学特性。对并联机器人进行了三维模型的建立,采用流体力学分析软件Fluent对模型计算域进行网格划分和边界条件设置;研究了不同攻角和速度条件下升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数等气动特性。结果表明:在给定飞行速度时,升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数曲线都具有收敛性以及表面压力分布的均匀性。飞行速度较低时,阻力系数随攻角增大而缓慢增大;升力系数随攻角增大而正比增大。飞行速度较高时,阻力系数在攻角为0°～12°时随飞行速度正比增大,飞行速度增大到一定值后,不同速度下的阻力系数差别不大。升力系数在攻角为0°～8°时正比增大,在攻角为8°～16°时,随攻角增大而减小。俯仰力矩系数受到攻角和飞行速度的影响。     

风障对大跨度悬索桥抗风性能的影响

以主跨1 650 m中央开槽钢箱梁悬索桥为对象,进行了主梁的有风障和无风障节段模型颤振和测力风洞试验,分别对比研究了风障时颤振临界风速和气动三分力系数的影响,并利用测力试验获得的三分力系数计算分析了风障对静风稳定性的影响.结果表明:风障不会降低大跨度悬索桥的颤振稳定性;风障增大了阻力系数,减小了升力系数,在-6°-12°范围内风障使升力矩系数减小,在-12°-7°范围内,风障使升力矩系数增大;风障不会降低大跨度悬索桥的静风稳定性,在某种程度上抑制了静风失稳,尤其是在负攻角和零攻角时.     

涡流发生器对不同弦长风力机翼型气动性能的影响

加装涡流发生器有助于大型风力机叶片根部厚翼型表面边界层气流分离的控制。以DU97-W2-300三维翼型为研究对象, 采用转捩模型对安装相同尺寸的涡流发生器, 弦长分别为0.6、1和1.5 m的翼型进行数值计算, 分析涡流发生器控制流动分离的机制。结果表明:转捩模型计算结果与试验结果吻合良好; 对于3种不同弦长的翼型, 在攻角0°~14°范围内, 计算得到的升力系数基本相同; 当攻角大于14°后, 随翼型弦长增大, 升力系数减小, 翼型尾缘分离区域逐步增大。     

无阀压电微泵用平面锥管内部流动附壁效应

为研究锥管内流体流动中产生的附壁效应对其流阻系数的影响,采用数值模拟的方法对平面锥管内部流动附壁效应进行研究.结果表明:雷诺数Re在300~3000,锥管角度在5~40°时,扩散方向流动可以分为3种状态,即稳定状态、附壁状态和射流状态.锥管角度为10~35°时,锥管内流动易于发生附壁效应.Re在300~1 200时,稳定状态扩散流阻系数随着扩散角的增大迅速降低;附壁状态扩散流阻系数随着扩散角的增大缓慢增大;射流状态扩散流阻系数随着扩散角的增大而缓慢降低.Re在1 800~3 000时,附壁状态扩散流阻系数在锥管角度为30°时达到最大值.流阻系数比在稳定状态和射流状态下基本不变,在附壁状态下随着扩散角的增大迅速减小.     

高超声速巡航飞行器振动建模及精细姿态控制

为保证超燃冲压发动机的良好进气环境,需要对高超声速巡航飞行器进行精细姿态控制,但弹性振动大大提高了精细姿态控制的设计难度。以高超声速巡航飞行器的纵向通道为例,文章分析弹性振动对飞行控制系统的影响,建立高超声速巡航飞行器的弹性模型,将精细姿态控制问题简化为超燃冲压发动机进气口当地攻角的精细控制问题,考虑机体/发动机耦合和气动热造成了气动参数和模态参数大范围摄动问题,基于H∞理论设计鲁棒控制系统。仿真表明,在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下仍然能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,保证进气口当地攻角±0.6°的控制精度,满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。     

基于Fluent的亚音速翼型气动特性数值研究

根据Spalart-Allmaras模型建立了NACA0006翼型二维湍流流动模型,并对模型近壁面进行了网格加密处理.利用Fluent软件模拟了NACA0006翼型的二维湍流流动,得到在不同攻角及马赫数下升力系数和阻力系数的变化特性.研究结果表明,在所选攻角范围内,随着攻角的增大,升力系数和阻力系数均逐渐增大;在跨音速区,由于激波的产生,升力系数急剧下降.Fluent为研究翼型气动特性提供了重要参考和依据.     

一种风力机专用翼型气动特性的非定常数值模拟

基于N-S控制方程,对NREL的S827翼型进行了非定常数值模拟,得到了雷诺数为2×106时,该翼型在不同攻角下的升力系数和阻力系数曲线以及速度分布图,数值模拟结果与NREL所提供的气动数据吻合良好.同时,在1×105～1×107雷诺数范围内,对0°、6°、10°等攻角下该翼型的升力系数和阻力系数随雷诺数的变化规律进行了数值模拟研究,为工程实际提供了一些有意义的参考.     

错位角对管内双螺旋扭带层流换热特性的影响

为了提高管内层流换热性能,根据螺旋扭带的传热强化机理开发了双螺旋扭带作为管内扰流元件.在管内双螺旋扭带间隙比和长径比不变的情况下,通过数值模拟对内置不同错位角的双螺旋扭带在Re=100~1 200范围内的管内层流换热与流动特性进行研究.结果表明:在Re500情况下错位角为0°的连续扭带Nu最大;当Re=500~1 200时,Nu分别在错位角为60°和错位角为0°达到最大值和最小值,前者比后者大2%~12%;阻力系数f在Re=100~1 200范围内随雷诺数的增大而减小,随扭带错位角的增大而增大;当100Re≤900时,错位角为0°对应的强化传热比PEC最大,而在Re900情况下,PEC在60°错位角最好,Re500情况下,90°错位角的PEC值最小,始终小于其它错位角,在双螺旋扭带结构设计中应引起注意.     

仿生扑翼飞行器翅翼扭转机构设计

为了解决仿生扑翼飞行器翅翼的扭转机构难于实现悬停和后退动作等问题,建立了扑翼飞行器的空气动力学模型,采用曲柄摇杆机构和滑槽结构分别设计了机翼尾部可滑动调节拉杆机构和翅翼前端的转杆机构,得到了一种可实现悬停与后退复合运动的翅翼扭转机构.仿真结果表明:当扭转机构各杆件长度为5mm、12mm、86mm和90mm时,扭转机构摇杆角度调节范围为120°~200°,翅翼攻角变动范围为5°,线性度为8.36%;调节扭转机构摇杆角度实现翅翼扭转.     

大攻角及桥面粗糙度对扁平钢箱梁涡振性能的影响

为探究大攻角及桥面粗糙度对扁平钢箱梁涡振性能的影响,对寸滩长江大桥主梁进行了风洞试验。应用Matlab软件模拟桥面粗糙度变化范围,根据模拟结果选取对应的砂纸在试验中模拟桥面粗糙度,分析了攻角及桥面粗糙度对扁平钢箱梁涡振区间及幅值的影响。试验研究表明:在大攻角下扁平钢箱梁的涡振振幅和范围明显增大,对桥址位于山区等容易发生大风攻角的地区的桥梁应进行大攻角试验。扁平钢箱梁的涡振响应随着桥面粗糙度增大而减小。正攻角范围内,桥面粗糙度对涡振响应的影响随着攻角减小而增大。桥面粗糙度发生变化时,扭转涡振响应更加敏感,变化幅度大于竖向涡振响应变化幅度。     

重力热管基于VOF模型的传热特性研究

采用Fluent软件选用VOF模型,并加载自定义函数(UDF),实现重力热管内部的相变传热过程,对重力热管进行数值模拟分析.研究结果表明：Fluent可以将重力热管内部相变过程较好地呈现出来.当加热功率为60 W时,换热系数达到最大值;当加热功率继续增加到80 W时,换热系数逐渐下降.当充液率在0.20～0.24范围时,随着充液率的增加,等效对流换热系数也增加;当充液率在0.24～0.32时,等效对流换热系数逐渐降低;充液率为0.24时,等效对流换热系数最大.当倾角在30°～60°时,等效对流换热系数随倾角增大而增大;当倾角在60°～90°时,等效对流换热系数随倾角增大而减小;倾角为60°时等效对流换热系数最大.     

等离子体激励对飞翼布局飞行器增升及流态影响

将纳秒脉冲等离子体激励器应用于飞翼布局飞行器上,在-4°~28°攻角范围内,开展了激励器布置位置和放电频率对增升效果的影响研究,采用油流显示方法分析了不同攻角下激励器作用与否表面流态随攻角的演化规律。研究结果表明,等离子体激励器通过放电能够在大攻角时实现飞翼布局飞行器的增升;布置位置和放电频率对增升效果的影响较大,布置于飞行器前缘的激励器能够获得最佳的控制效果,存在最优的放电频率,在该频率下流动分离被有效抑制,增升效果最佳;油流显示结果表明激励器对分离流的控制机理在于施加激励后对剪切层注入能量,增加了分离涡强度,促进了剪切层外高速与内部低速气流的掺混,有效抑制了分离的发生。     

对称型导叶在不同攻角下的水力特性数值分析

采用大涡模拟方法对对称型导叶进行了数值模拟。数值离散时 ,将时间与空间分开进行处理 ,空间上的离散采用有限体积法 ,而时间上的离散则用三阶龙格 -库塔法 ,对固壁边界的处理使用了“壁函数”法。计算结果表明导叶正压面压力系数随着攻角的增加而增大 ,而负压面的压力系数随攻角的增加而减小 ,并且在负压面上随着攻角的增加逐渐出现回流现象 ,在大攻角时 ,出现漩涡脱落现象。因此 ,建议导叶攻角范围应在 10°以内。     

楔形舵片失速特性的数值模拟和水洞试验

为获得楔形超空化舵片在大舵角情况下的失速特性并探究其失速机理,针对采用24°楔形舵片作为艉控制面的超空泡航行体在低速通气条件下的绕流问题,分别构建三维数值模型和水洞试验系统,同时采用数值模拟和水洞试验两种手段研究楔形舵片的升/阻力特性和低压面空化情况随舵角的变化关系.研究结果表明:提出的数值方法和试验方案是合理的;楔形舵片的阻力系数在0°~5°舵角变化的影响较小,升力系数在0°~8°和9°~12°舵角范围内均具有良好的线性度,但后者斜率远小于前者;楔形舵片在舵角超过8°时升力系数突然减小并发生失速现象,舵片低压面发生空化并被空泡覆盖;低压面因空化致使压力不能进一步降低是导致舵片发生失速的根本原因,对于24°楔形舵片的许用舵角范围不应超过8°.     

叶片安装角度异常对静子叶栅性能及流场结构的影响

为了研究叶片安装角度异常对静子叶栅性能及流场结构影响,共模拟5个叶栅通道,对来流0°攻角和5°攻角下,中间叶片安装角调节±1°、±5°,和±10°时进行数值计算,得到了安装角调节不同角度对叶栅流场结构及性能的影响.结果表明,0°攻角下,安装角调节角度较小时,对叶栅流场性能的影响也较小;安装角调节角度较大时,叶栅流场结构...     

叶片表面粗糙度对高负荷低压涡轮的流动影响

为了得到不同工况下表面粗糙度对涡轮叶片叶型损失的影响规律,采用数值模拟的方法对某前加载叶型在不同攻角和不同雷诺数下的流动进行了详细的分析。结果表明,当攻角i=0°、10°时,叶片表面并无明显的分离现象出现,当i=20°、25°、30°时,叶片表面都出现了不同程度的分离,且攻角越大分离越严重。当攻角一定时,增大雷诺数对抑制分离泡的出现有促进作用;当雷诺数也一定时,增大叶片表面粗糙度对抑制附面层的分离有明显的效果,且雷诺数越大抑制分离所需的粗糙度值就越低。攻角为20°,雷诺数分别等于25 000、50 000、100 000、150 000、200 000时,抑制分离所需的最佳粗糙度值依次为38、14、5.1、2.5、1.7 mm;攻角为25°,相同雷诺数下抑制分离所需的最佳粗糙度值依次为230、50、11、4、2.2 mm;攻角为30°,雷诺数分别等于50 000、100 000、150 000、200 000时,抑制分离所需的最佳粗糙度值依次为3 200、800、120、29 mm。最后,建立了一套不同攻角下抑制分离的最佳粗糙度-雷诺数关系模型,并编写了相应的C语言程序。通过该程序,只要得知叶片工作的攻角与雷诺数大小,便可直接算出抑制附面层分离的最佳粗糙度值。     

气液两相介质时液力透平径向力分析

基于N-S方程和标准κ-ε湍流模型,采用SIMPLE算法,选择Mixture多相流模型,以比转速为41的离心泵反转作透平为研究对象,通过CFD软件对透平在气体体积分数为0%、5%、10%、15%的两相流介质中进行数值模拟,得到透平在不同气体体积分数下的外特性、静压力以及所受径向力的大小和方向,分析径向力对液力透平的影响。结果表明:透平的压头随着流量增大而逐渐增大;两相流时透平的径向力随着流量的增加而逐渐增大,随着气体体积分数的增大而逐渐变小,径向力的方向在沿液流距隔舌80°~130°角之间。       

攻角对螺旋桨非定常特性的影响分析

为了分析入流速度攻角的连续变化对螺旋桨非定常特性的影响,应用滑移网格技术对螺旋桨运动进行了数值分析。结果表明:螺旋桨的时均拉力会随攻角的增大而增加;对于各单独叶片而言,向下运动时,随着攻角的增大,拉力会逐渐增加,向上运动时,拉力则会减小;在特定方位角时,随着攻角的增大,桨叶前端的轴向速度会略微增大,桨叶后端的轴向速度在小攻角时也会发生略微的变化,但在攻角较大时变化较明显;随着攻角的增大,桨叶所受到的周期性非定常载荷的波动会逐渐加剧。     

吸气式高超声速飞行器控制系统设计

为实现吸气式高超声速飞行器的姿态控制,需要对其复杂的气动特性进行分析,并完成控制系统的设计.通过研究高超声速飞行器风洞实验数据,分析其气动特性,即升力系数、升阻比和纵向总力矩系数在不同Ma时随攻角变化的规律进而进一步计算出纵向动力系数,研究其纵向动态稳定性.最后,基于气动分析设计了攻角反馈控制和法向过载控制两种不同的控制回路,分别计算出其时域和频域特性.实验结果表明:吸气式高超声速飞行器既能满足纵向动态稳定性,又具有良好的控制性能.     

纵向涡发生器攻角对翅片传热性能的影响

为了提高翅片式换热器的强化传热性能,对不同攻角的纵向涡发生器的翅片区域进行了研究.采用流体仿真软件FLUENT对发生器的翅片区域建立六面体网格模型,对不同攻角的纵向涡发生器的努塞尔数、阻力因子、综合性能分别进行数值分析和对比.结果显示:随着纵向涡发生器的攻角增加,纵向涡翅片的努塞尔数增强的越来越明显,其中纵向涡发生器攻角为45°的翅片努塞尔数最大;同时随着纵向涡发生器的攻角增加,阻力因子也随之增加;带纵向涡发生器的翅片的传热效果强于不带纵向涡发生器的翅片;通过比较综合评价因子,攻角为45°的纵向涡翅片在雷诺数为2000~6000内,综合性能最好.