前掠翼鸭式布局中鸭翼的气动特性

本文根据低速风洞所取得的测力、油流观察及旋涡测量结果,研究了前掠翼鸭式布局的鸭翼平面形状及其位置对气动性能影响的机理。研究表明,前掠翼布局大迎角气动性能的提高取决于鸭翼、主翼前缘涡的相对位置及其相互控制,也就是它们间的相互干扰。文中根据前掠及后掠鸭翼与主翼组合的实验结果,提出了采用鸭式布局时鸭翼应具有的平面形状及合适的位置选择范围。文中还对双前掠翼布局提出了一些看法。解释了加鸭翼后精侧气动性能出现反常变化的原因。     

气动增压阀流量特性研究

为气动增压阀的优化设计及气动增压阀选型提供理论基础,针对气动增压阀的工作过程,综合考虑活塞摩擦、空气热交换等因素,利用热力学第一定律、气体状态方程、连续性方程、能量方程、动量方程建立气动增压阀的非线性微分方程组,利用MATLAB/simulink进行模拟仿真,得到气动增压阀工作过程中增压腔、驱动腔内空气的流量及压力变化规律.最后对其流量特性进行实验研究,发现气动增压阀在输出0.5、0.6、0.7 MPa压力空气时最大耗气量、排气量随着增压比的增加而降低;排气效率为50%左右、效率为60%～70%.     

高速电梯气动特性研究与优化

为优化高速电梯的气动特性,从而为电梯轿厢确定合理的导流罩方案,采用CFD数值计算模拟方法,针对某公司开发的载重量为1000kg,运行速度为6m/s的单井道高速电梯进行数值模拟计算和优化.主要内容包括:对高速电梯轿厢原型进行模拟计算,找到其气动特性方面的主要缺陷;提出优化方案:电梯轿厢的顶部和底部加装导流罩,通过比较方案的优化效果,认为在6种不同形式和高度的导流罩方案中,轿厢顶端和底部加装1.0m和1.4m高椭圆形导流罩的方案可有效地优化电梯轿厢的外形,减小电梯运行时的阻力、振动和噪声.     

栅格翼气动特性研究现状及应用前景

介绍了国内外关于栅格翼的研究现状,从气动特性、数值模拟、实验研究、结构优化等方面进行了总结.分析了栅格翼相对于平板翼的优势与不足,对栅格翼的应用前景进行了展望.     

鸭舵式迫击炮弹气动特性研究

可动双翼鸭舵式新型迫击炮弹的气动布局区别于传统固定鸭舵式修正迫弹,表现出不同的气动特性。基于计算流体动力学方法,采用气动分析软件对某新型迫弹进行气动仿真计算,获得不同条件下弹丸的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数变化规律及舵翼的受力情况。数值模拟结果表明：弹丸的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数随攻角和马赫数的增加而增大;舵翼力随舵偏角和马赫数的增加而增大;双翼鸭舵式迫弹整体气动特性良好。计算结果对可动舵翼修正弹的研究及设计具有一定的参考价值。     

矩形高层建筑风荷载气动导纳研究

为探究深宽比对矩形高层建筑风荷载气动导纳的影响,本文对深宽比为0.11～9的矩形高层建筑进行了风洞测压试验,研究了正交风向作用下不同深宽比建筑各立面脉动风压与基底阻力的气动导纳的变化规律,并与基于准定常假定的Vickery模型和Solari模型作了比较;通过拟合分析获得了适用于不同深宽比建筑基底阻力的气动导纳的闭合表达式.结果表明:当建筑深宽比小于0.5时,迎风面脉动风压及基底阻力的气动导纳与Vickery模型较为接近,但随深宽比增大,气动导纳在高频区的衰减速度变缓,Vickery模型和Solari模型较试验值显著偏小;在建筑背风面和侧风面上,因流动分离、再附和旋涡脱落等非定常流动的影响,脉动风压的气动导纳在高频区域会出现大小不等的峰,此时Vickery模型在变化规律和数值大小上均不再吻合.本文获得的幂函数形式的基底阻力气动导纳拟合式可以较准确地预测不同深宽比矩形建筑的基底阻力气动导纳.     

计算气动回路流量特性参数的方法

用一个特性参数（如有效面积S值）不能完整表达回路的流量特性用两个特性参数（壅塞流态下的有效面积S值和临界压力比b值）便能完整而科学地表达它气动回路是由许多元件组成的已知每个元件的S值和b值，便可计算出回路的S值和b值本文介绍了这种方法的原理实验结果表明，理论计算值与实验结果吻合很好     

W-型无尾气动布局研究

提出了一种新型的飞机气动外形——W-型无尾布局及其气动设计思想，初步研究了两种气动布局方案：前掠翼无尾气动布局和W-型无尾气动布局。采用Euler方程加附面层修正的数值分析方法，研究了两种布局的纵向气动性能，分析了翼身融合及机体大后掠侧缘对气动性能的影响。结果表明，W-型无尾气动布局具有良好的气动性能，其气动设计思想合理可行，具有良好的发展前景。     

用于三角翼气动控制的MEMS微致动器

结合三角翼气动特征，介绍了两种用于三角翼前缘涡控制的MEMS微致动器，它们通过扰动边界层的分离，打破三角翼前缘分离涡的对称性，从而产生控制力矩。描述了微气泡致动器的工作原理、薄膜材料的选择以及结构工艺。利用计算流体力学软件对微气泡致动器阵列扰动下三角翼前缘涡的变化情况进行了数值仿真，进一步验证了控制方案的可行性。     

轿车外形的空气动力性能有限元分析

运用有限元分析软件ANSYS对三种典型的汽车外形空气动力性能进行了模拟分析计算。通过对不同速度、不同车型的计算分析比较,得到在高速情况下车型三的空气动力学性能优于其他两种车型。     

某轿车气动特性的CFD分析及优化

以一轿车模型为研究对象,采用CFD仿真的方法,对其车身表面压力分布和车身周围气流状况进行了深入地分析和研究,阐明了轿车气动阻力产生的原因.为了实现对气动阻力的优化,结合全局优化方法和局部优化方法的优点,将迭代的思想引入局部优化方法中,通过迭代式的局部改型,保证了优化过程中气动阻力是一直降低的.结果表明,气动阻力系数由0.338降至0.317,降幅6.21%,取得了很好的效果.     

新型低阻导线气动特性数值模拟

采用流体力学计算软件FLUENT6．3,对新型低阻导线LP810导线进行雷诺数76000时气动力特性以及流场的数值模拟。计算采用有限体积法和SIMPLEC算法求解均匀黏性不可压缩流体的NaV1er—St0keS方程（N—S方程）,采用三阶精度二次迎风插值（OUICK）离散N—S方程,以降低求解过程的数值振荡。计算区域网格划分采用具有良好形状适应性的非结构化三角形网格,贴壁网格尺寸取为约0．0005倍的导线直径,网格尺寸在导线周围直径4倍于导线直径的圆形加密区内沿半径方向按照1．009的比例增大。计算结果表明,计算方法具有良好的计算精度,与试验结果吻合较好。新型低阻导线LP810导线的特殊截面设计,使得导线在高雷诺数时的分离点显著推后,降低了在高雷诺数时的阻力系数。     

Numerical Study on Aerodynamic Characteristics of Ducted Fan Aircraft

Based on investigations into the flow field of ducted fan aircrafts,structural parameters of duct are quantified.A three-dimensional model is established for numerical simulation,and adaptive Cartesian grid is used to mesh the model in order to improve calculation speed and solution accuracy.Three-dimensional Navier-Stokes equations are brought in to analyze different duct styles.Generalization of simulation results leads to several conclusions in duct aerodynamics to help design ducted fan aircrafts.     

Aerodynamic Analysis and Simulation of Flapping Wing Aerial Vehicles on Hovering

In order to design and verify control algorithms for flapping wing aerial vehicles(FWAVs),calculation models of the translational force,rotational force and virtual mass force were established with the basis on the modified quasi-steady aerodynamic theory and high lift mechanisms of insect flight.The simulation results show that the rotational force and virtual mass force can be ignored in the hovering FWAVs with simple harmonic motions in a cycle.The effects of the wing deformation on aerodynamic forces were investigated by regarding the maximum rotational angle of wingtip as a reference variable.The simulation results also show that the average lift coefficient increases and drag coefficient decreases with the increase of the maximum rotational angle of wingtip in the range of 0-90°.     

Experimental Study of Effects of Tail Wings on Submunition Aerodynamic Characteristics

Aimed at the needs of deceleration of submunitions dispensed from the ballistic missile, wind tunnel tests were performed on the submunitions with different tail wing sizes at the Mach number range from 0.7 to 3.0 and the angle of attack range from 0° to 14°. Experimental data about the variance of aerodynamic coefficients with the Mach number and angle of attack were obtained systemically. The effects of the tail wing sizes on the drag coefficients and the center of pressure coefficients were discussed. Analyzed results show the arc tail wings designed are beneficial to both the deceleration effect and static stability. These results are significant to the tail wing design and its applications to the submunitions deceleration..     

有头部攻角的弹丸气动性能的数值计算

运用流体力学数值计算软件对有头部攻角的弹丸气动性能进行了数值计算,分析了有头部攻角弹丸周围流场和作用在弹丸表面的空气动力.结果表明,弹头部相对弹体部有一定转角,能产生较大的控制力和力矩,为发展自适应弹箭提供了数值计算方法.