安装肋条斜拉索的涡激振动和气动力特性研究

以安装肋条斜拉索为研究对象,通过风洞试验系统研究肋条的安装方式(通长安装和间断交错安装)、尺寸和数量对斜拉索涡激振动和气动力的影响,并分析涡激振动的抑制机理.结果表明:和标准斜拉索相比,安装肋条斜拉索能有效抑制涡激振动,且间断交错安装方式的抑振效果优于通长安装方式,肋条数量为8根的控制效果优于6根和12根;增加肋条宽度和厚度都会减小涡激振动振幅;肋条斜拉索的脉动升力系数显著小于标准斜拉索,且功率谱尖峰幅值降低或不存在显著尖峰,表明间断交错肋条可以降低卡门涡脱落强度甚至完全抑制;对于气动力,在试验雷诺数范围内,安装肋条后平均气动力系数无明显雷诺数效应;相比于标准斜拉索,肋条为通长安装时均会增加斜拉索的平均阻力系数,而采用间断交错安装时,不同肋条数量、尺寸和风攻角对斜拉索的增阻减阻情况不同.当采用8根尺寸为20 mm×15mm的肋条间断交错安装时,在所有风攻角下都有良好的抑振效果,最大涡振振幅减小率可达到96.79%,且平均阻力系数均稳定在1.13附近,平均升力系数均稳定在0附近.

带肋斜拉索涡激振动和气动力特性的试验研究

为研究肋条安装方式(通长安装与间断交错安装)对斜拉索涡激振动和气动力特性的影响规律,进行了斜拉索节段模型的风洞试验。结果表明:只要安装肋条,就能够在一定程度上抑制斜拉索的涡激振动,在试验参数范围内,斜拉索涡激振动幅值最少可以降低46.16%;当肋条为通长安装时,会明显降低斜拉索涡激振动,但是会造成起振风速的增大或振动区间的延长;当肋条为间断交错安装时,整体抑振效果均好于通长安装情况,风攻角为15°时,肋条斜拉索的抑振效果达到了96.30%,可以用于特定来流风的环境当中;当肋条为间断交错安装时,斜拉索模型的平均阻力系数稳定在1.0~1.3,平均升力系数稳定在-0.07~0.14,具有一定的减阻效果;当风攻角α=15°和30°时,整体脉动气动力系数无明显雷诺数效应,脉动阻力系数稳定在0.025附近,脉动升力系数稳定在0附近,说明安装间断交错肋条后斜拉索具有更好的气动力效应。

不同雷诺数下4∶1圆角矩形柱气动力特性及流场数值模拟研究

圆角化处理的矩形柱绕流具有复杂的气动力和流场特性。为深入了解圆角矩形柱的雷诺数(Reynolds number, Re)效应,采用基于计算流体力学(Computational fluid dynamics, CFD)的大涡模拟(Large eddy simulation,LES)方法,开展了不同Re下宽高比4∶1圆角矩形柱绕流数值模拟,研究了不同Re下圆角矩形柱的气动力系数、斯特劳哈尔数(Strouhal number, St)、风压系数和流场等变化规律。结果表明:表面风压和时均流场在Re≤4×10^(3)时,Re效应显著,但当Re>4×10^(3)时,Re效应较弱。当Re≤4×10^(3)时,升力系数均方根和平均阻力系数随着Re先增大后减小,在Re=1×10^(3)时达到最大;而St先增大后减小再增大,分别在Re=2×10^(3)时达到最大,在Re=4×10^(3)时达到最小。回流长度随着Re先减小后增大,尾流旋涡中心逐渐后移。

新月形薄覆冰导线气动力特性数值模拟研究

通过CFD方法对亚临界状态下的圆柱绕流开展了数值模拟,将不同计算工况下的平均风压、平均风速、脉动风速、斯托劳哈数(St)等结果与试验结果进行对比,研究了近壁面网格及展向长度对结果的影响,比较了LES与k-ωSST湍流模型的计算结果。在此基础上,针对覆冰导线分别建立二维与三维计算模型,计算了新月形薄覆冰单导线的气动三分力系数,并与试验结果进行对比。利用覆冰导线表面风压分布特性对空气动力学参数随攻角变化出现的尖峰现象进行了分析。结果表明,二维与三维覆冰导线模型存在较大区别,采用三维计算模型是必要的,展向长度取3倍导线直径能取得较好的计算结果。

湍流度对二分裂新月形覆冰绞股导线气动力特性的影响研究

在研究覆冰输电导线风致舞动及其气动力特性时,必须考虑实际风场中的湍流强度。文中选取湿雪天气中易起舞的二分裂新月形覆冰绞股导线作为研究对象,通过风洞试验探究了湍流度变化对其气动力特性的影响。首先探讨了试验模型的绞股外形设计对于获取准确的气动力参数的重要性,然后制作了二分裂新月形覆冰绞股导线的刚性节段模型,并在不同湍流度下测量了该模型的气动三分力系数,并基于Den Hartog以及Nigol舞动机理对该模型的驰振稳定性进行了分析。结果表明:制作覆冰导线模型时设计绞股外形对于结果的准确性非常重要;湍流度不会影响研究对象的气动力系数随风攻角变化趋势,但会对其阻力系数与扭矩系数的幅值产生较大影响;同时,湍流度也会对所研究对象的弛振稳定性产生较大影响。

圆角矩形柱平均气动力特性的雷诺数效应试验研究

针对宽厚比为2、圆角率为0.3的矩形柱,采用刚性模型测压风洞试验的方法,在均匀流场中对其表面风压时程在不同雷诺数和不同风向角下进行了测试。分析了不同风向角下平均阻力系数、平均升力系数和平均风压系数随雷诺数的变化规律。结果表明,随着雷诺数的增大,平均阻力系数减小,平均升力系数会产生明显的跳跃现象。迎风侧角点的风吸力会在较高雷诺数时产生明显的突增现象,随着风向角的增大,突增幅度先增大后减小。

不同厚度新月形覆冰对导线气动力特性的影响

对4种不同覆冰厚度新月形断面的覆冰导线进行了气动力特性风洞试验。在5％的均匀湍流场下，获得了0°～180°攻角间单导线、二分裂导线及四分裂导线的气动三分力系数。将覆冰厚度标准化后，研究了0．25D、0．5D、0．75D和1．0D四种覆冰厚度下导线气动力的变化规律。考察了分裂导线与单导线的气动三分力系数差异。结合DenHartog和Nigol舞动机理，分析了驰振的不稳定区。试验结果表明：较厚覆冰时，升力和扭转系数在15°～20°之间出现尖峰；分裂导线升力系数与单导线基本一致，阻力系数部分攻角下降幅较大，扭转系数则与单导线有较大区别。两种机理下，15°～30°攻角都是覆冰导线驰振不稳定区。

特大覆冰导线气动力特性测试

针对驰振发生时的特大厚度覆冰进行覆冰导线模型的风洞测试 .试验结果表明 ,两种特大厚度冰型的覆冰导线在 10～ 18m/s风速下的气动力曲线相似 ,双导线试验有尾流影响时的下风导线气动力幅度显著低于单导线的情形 ;试验冰型兼有扇形和新月形冰型的气动力负阻尼特点 。

覆冰三分裂导线气动力特性的数值模拟

采用有限体积法和SIMPLEC算法,求解雷诺数在亚临界区内的均匀黏性不可压缩流体的N-S方程,对风吹过平行布置的覆冰三分裂导线的气动力特性进行计算流体动力学(CFD)数值模拟.为克服数值模拟在高雷诺数下的数值不稳定性,在求解N-S方程时采用QUICK迎风格式,其对流项为三阶精度,其余项如扩散项等为二阶精度.针对新月形和扇形2种典型覆冰三分裂导线,分析平行布置的三分裂导线各子导线尾流间的相互作用及其对气动力特性的影响.计算结果表明,新月形覆冰导线比扇形覆冰导线舞动的风攻角范围大,但前者的舞动振幅小于后者;分裂导线中处于尾流区的子导线的气动力系数均小于迎风面子导线的气动力系数,且扇形覆冰导线比新月形覆冰导线更为显著.

覆冰导线气动力特性风洞试验研究

针对新月形和D形两种典型断面的特(超)高压大截面厚覆冰导线进行了气动力系数风洞测试,获取了0°～180°以5°攻角为间隔各攻角下的气动三分力系数,用均匀流和均匀湍流两种风场研究湍流对覆冰导线气动力特性的影响,根据Den Hartog理论分别计算了两种断面覆冰导线可能发生舞动的风攻角范围。结合以往试验结果,归纳了两类覆冰冰型气动力特征。试验结果表明:新月形覆冰导线可能发生Den Hartog舞动的攻角范围为15°～30°和175°～180°,D形覆冰导线则为65°～85°及135°～150°,湍流对导线舞动气动稳定性存在影响。与以往试验结果比较表明:本试验结果能够反映大覆冰新月形和D形覆冰导线气动力特征,小覆冰新月形导线气动力特性则与本试验存在较大差异。

湍流度对覆冰导线气动力特性影响的试验研究

为研究风场湍流度对覆冰导线气动特性的影响,对D形和4种不同冰厚的新月形覆冰导线进行了风洞试验。分别在均匀流、5%和13%这3种均匀湍流场中,获得了0～180°攻角范围内单导线和6分裂导线的气动三分力系数,考察了2种不同形状覆冰时导线截面的气动力特性。同时,根据Den Hartog竖向和Nigol扭转舞动机理,讨论了覆冰导线的驰振不稳定攻角范围,为覆冰导线的舞动计算分析提供了有效参考。研究结果表明:湍流会降低新月形覆冰导线的气动稳定性,其中5%的湍流场对弛振稳定性的影响最为不利。然而对D形覆冰导线而言,湍流仅会略微改变气动力系数的幅值,不会影响其随攻角的变化规律;此外,湍流会提高D形覆冰导线的竖向弛振稳定性,而对扭转弛振稳定性几乎没有影响。

空间飞行器在火星再入环境下的气动力特性

面向未来空间飞行器工程设计的需要,针对火星再入环境,发展类探险者号外形在不同火星轨道点的气动力特性预估方法。连续流区采用Navier-Stokes方程数值解,自由分子流区采用工程计算方法,并通过桥函数预估过渡流区的气动力。以地球大气再入环境的计算结果验证了算法的有效性,进而在火星再入环境下,数值分析了空间飞行器的气动力及其绕流流场的特性。

高速铁路接触线气动力特性的风洞试验研究

对我国高速铁路接触线的2∶1比例尺模型进行风洞试验,测量接触线模型在不同紊流场中不同风速下受到的顺风向阻力、横风向升力和垂直方向扭矩,分析接触线模型的阻力系数、升力系数和扭矩系数随风攻角的变化规律,研究接触线模型的截面凹槽对其气动力特性的影响;运用邓哈托垂直振动理论,分析接触线模型的舞动稳定性。结果表明:在-45°和45°风攻角附近,由于风向与接触线模型截面凹槽的斜边接近垂直,使接触线模型受到的气动阻力明显升高;紊流场的增大会降低接触线的气动稳定性,二者呈非线性关系;在无覆冰情况下接触线模型受到的扭矩极小,接触线模型舞动主要是由横风向升力的变化引起;接触线舞动的临界风速与其自振圆频率和机械阻尼成正比。

TR型磁浮列车气动力特性数值计算研究

根据可压缩粘性流体的N S方程和k ε双方程湍流模型,采用有限容积法对TR磁浮列车的气动力特性进行了数值计算研究,得到了以不同速度运行的磁浮列车的气动阻力、升力及横向气动力的大小,为高速磁浮列车的安全运行控制提供了气动力数据。

相对厚度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响

以固定翼微型飞行器为研究背景，研究了相对厚度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响规律。采用Roe迎风差分格式和双时间步迭代方法，数值求解拟压缩性修正不可压Navier-Stokes方程，给出了数值算法与实验数据的对比验证。以翼型弦长为特征长度，在Re=500-50，000情况下，选取不同最大相对厚度和不同最大相对厚度位置的翼型，计算了其等速上仰时的动态气动力，结果表明前者对气动力影响显著，较小最大相对厚度值可获得较大的动态升阻比。

模型昆虫翼作非定常运动时的气动力特性

基于Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的数值解，研究了一模型昆虫翼在小雷诺数（Ｒｅ＝１００）下作非定常运动时的气动力特性，这些运动包括：翼启动后的常速转动，快速加、减速转动，常速转动中快速上仰（模拟昆虫翼的上挥或下拍、翻转等运动）有如下结果：在小雷诺数下，模型昆虫翼以大攻角（α＝３５°）作常速转动运动时，由于失速涡不脱落，可产生较大的升为系数。其机理是：翼转动时，翼尖附近（该处线速度大）上翼面压强比翼根附近（该处线速度小）的小得多，因而存在展向压强梯度，同时存在着沿展向的离心力，此展向压强梯度和离心力导致的展向流动在失速涡的轴向方向，其可避免失速涡脱落。模型昆虫翼在快速加、减速转动和快速上仰运动中，虽然雷诺数小，但由于在短时间内产生了大涡量，也可产生十分大的气动力，例如在快速上仰运动中，升力系数可大于１０。

相对弯度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响

以固定翼微型飞行器为研究背景，研究了相对弯度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响规律。采用Roe迎风差分格式和双时间步迭代方法，数值求解拟压缩性修正不可压Navier—Stokes方程组，给出了数值算法与实验数据的对比验证。以翼型弦长为特征长度，在Re=500-50000情况下，选取不同最大相对弯度和不同最大相对弯度位置的翼型，计算了其等速上仰时的动态气动力，结果表明后者对气动力的影响比较显著，把最大弯度位置布置在翼型弦向40％的地方要比布置在30％和50％两处所获得的动态升阻比大。

高超声速轴对称流道冷流特征及气动力特性研究

对一种轴对称形式的高超声速飞行器全流道开展了风洞实验和数值模拟研究,分析了不同来流总压、飞行攻角全流道的流场结构和气动力特性.研究结果表明:(1)一定范围内雷诺数的变化对全流道的流动结构和模型的气动力特性无显著影响,因此所获得的风洞实验结果有望通过某种形式推广到飞行状态下使用;(2)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响,但阻力系数的影响并不明显;(3)研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构有着一定影响,但研究范围内,阻力系数随马赫数的变化幅度较小;(4)由于轴对称流道的浸润面积较大,研究范围内该类飞行器的摩擦阻力在全机阻力中占据了较大的比重,设计状态下达全机气动力的62%;(5)与实验结果的对照表明,所采用的数值模拟方法具有较高的精度.

高速铁路接触线覆冰后气动力特性的风洞试验研究

以我国高速铁路用接触线为原形,制作比例为2∶1、高为0.5m、覆冰倾斜角为45°、覆冰层厚度分别为0,3.7,7.4和14.8mm的4种接触线试验模型,进行风洞试验,测量接触线试验模型分别在5,6.5,8和10m·s-1风速下受到的顺风向阻力、横风向升力和垂直方向扭矩,分析接触线试验模型的阻力系数、升力系数随风攻角变化的规律,并运用邓哈托垂直振动理论研究接触线试验模型的气动稳定性。结果表明:无覆冰和风攻角为-45°时接触线试验模型的阻力系数和升力系数有明显的波谷,且邓哈托系数出现极小值,这表明接触线截面上的凹槽明显降低了其本身的气动稳定性;风攻角为-45°^-15°时,随着接触线试验模型覆冰厚度的增加,邓哈托系数减小,这表明覆冰厚度的增加会降低接触线的气动稳定性。

某高超飞行器流道冷流特征及气动力特性研究

对一种类似于X-43A的吸气式高超声速一体化构形全流道开展了风洞实验和数值模拟研究,分析了不同来流总压、飞行攻角以来流Ma数下全流道的流场结构和气动力特性。研究结果表明:(1)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响,但阻力系数的影响并不明显;(2)研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构和全机气动力特性有着一定影响;(3)前体横截面上存在显著的展向压强梯度,使得经过预压缩的气流偏离了进气道进口,但同时也减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流场的品质。