Effects of different poses and wind speeds on flow field of dish solar concentrator based on virtual wind tunnel experiment with constant wind

In order to improve structure performance of the dish solar concentrator,a three-dimensional model of dish solar concentrator was established based on the high-precision numerical algorithms.And a virtual wind tunnel experiment with constant wind is adopted to investigate the pressure distribution of the reflective surface,velocity distribution of the fluid domain for the dish solar concentrator in different poses and wind speeds distribution.Some results about wind pressure distribution before and after dish solar concentrator surface and wind load velocity distribution in the entire fluid domain had been obtained.In particular,it is necessary to point out that the stiffness at the center of the dish solar concentrator should be relatively raised.The results can provide a theoretical basis for the improvement of solar concentrator dish structure as well as the failure analysis of dish solar concentrator in engineering practice.

油菜抗倒伏测试风洞关键部件仿真与试验

为解决现有油菜抗倒伏品种选育周期长、难度大等问题,依托计算流体力学软件Fluent建立油菜抗倒伏测试风洞模型,对风洞扩散段、稳定段、收缩段等关键部位进行参数设计及仿真试验,分析该模型对风洞流场品质的影响,最终通过正交试验选择最佳设计方案。结果显示,单因素试验中,收缩段长度Lc增加,风洞出口风速变异系数增加,气流品质下降;随稳定段长度Lw增加,风洞出口风速变异系数先减小后增加,稳定段长度1000 mm时,风速变异系数最低,气流品质最佳;阻尼网距稳定段出口长度增加,风洞出口风速变异系数先降低后增加,阻尼网距稳定段出口0.65Lw时,风速变异系数最小。正交试验结果显示,收缩段长度600 mm、稳定段800 mm、阻尼网距风洞出口0.65Lw时,对应风洞试验区风速平均变异系数为0.139,风速较其他方案更稳定,气流品质最佳。实测验证发现,与仿真结果相比,实测风速大小无明显差别,且实测结果中各截面风速变异系数略优于仿真值,整体仿真结果与实测效果拟合较好。

无人机自主滑翔中的模式切换逻辑研究

无人机可以通过自主滑翔从自然环境里的热上升气流中获取能量,提高自身的续航能力。在此期间,模式切换是无人机自主滑翔的关键。针对该问题,设计了基于七孔探针和嵌入式技术的气流感知系统,该系统可测量流动角高达72°的气流方向和速度。基于气流感知系统,设计了控制无人机自主进入和脱离滑翔模式的模式切换逻辑。通过在风洞中模拟热上升气流,利用风洞虚拟飞行试验验证了所设计模式切换逻辑的可行性。试验结果表明:在不同速度的热上升气流作用下,基于气流感知系统设计的模式切换逻辑都能够使无人机自主进入和脱离滑翔模式,且在不同大小的滚转角指令下,模式切换逻辑都能够使无人机脱离滑翔模式。

基于虚拟仪器的回流式风洞测试系统设计

为满足矿用风速传感器和煤矿环境监测用气体传感器的检测检验要求,设计了一种基于虚拟仪器的回流式风洞测试系统。其硬件主控单元采用三菱FX系列PLC和三菱A800系列变频器,利用PID控制防爆电机的转速,实现风速的稳定输出;软件开发平台采用LabVIEW,将虚拟仪器技术与测控技术相结合,建立传感器检测系统、数据采集系统、原始数据存储与调用为一体的试验平台,能快速、准确、稳定地进行检测,提高了检测效率。

基于CFD仿真的车辆散热器模块传热性能对比分析

为了解影响车辆散热器模块性能的因素,保证车辆工作的可靠性,依据原始资料建立了车辆动力舱物理模型,用热交换模型表征车辆散热器模块.将动力舱模型置于虚拟风洞内,采用计算流体动力学方法对模型进行典型工况仿真分析,并与相应的实验数据进行对比,验证仿真结果的正确性.结合另一种常用的动力舱布局方式建立模型,将两模型的仿真结果进行对比,发现:散热器内部冷空气温度变化呈现梯度特征;规则的动力舱几何特征可以有效地增强动力舱的空气流动性,当配合侧置的散热器组后能够提高散热器的工作性能.

工程车辆散热器模块散热性能数值仿真

为了了解工程车辆散热器模块在不同工况下的性能变化规律,保证其工作稳定性,结合工程车辆的原始资料,在UG NX7.0软件中建立动力舱的三维物理模型.用热交换模型表征车辆散热器模块,采用CFD数值方法对虚拟风洞内的动力舱模型进行仿真,对各工况下散热器模块散热性能进行分析,并进行实验验证.结果表明:各工况下散热器内部热交换过程均呈现梯度变化;随着回流热空气温度升高,散热器的工作效率逐步降低.当其效率不能满足整车需要时,整车会出现系统过热以及工作性能不稳定现象.对比仿真与实验数据,两者误差在2.83%～4.07%之间.

虚拟风洞下车辆散热器模块传热性能数值仿真

为提高车辆散热器模块性能和改善动力舱温度场以保证车辆工作性能稳定,依照图纸建立动力舱内、外的三维物理模型,使用热交换模型来代替动力舱内散热器模块,利用CFD数值仿真方法在虚拟风洞中模拟车辆动力舱在标准工况下的传热性能,分析总结散热器、动力舱内外的温度场与流场特点。通过将实验数据与仿真结果对比发现误差在可接受范围内,验证了文中模型的有效性以及分析的准确性。

碟式太阳能聚光器气动特性和最大风压分布仿真分析

针对碟式太阳能聚光器最佳避风姿势问题,采用流体控制方程建立了碟式太阳能聚光器流场模型,并将计算得到的流场流速和压力再加载耦合到碟式太阳能聚光器前后表面,对碟式太阳能聚光器气动特性和风压分布进行仿真分析.结果表明:1风速对碟式太阳能聚光器表面中心区域最大风压影响很大,应适当提高碟式太阳能聚光器中心处的强度和刚度;2碟式太阳能聚光器的升力、阻力、侧向力和最大表面风压随风速增加而增加,且最大表面风压增加幅度尤显明显,但是风力系数随风速变化甚微;3不考虑流固耦合作用时碟式太阳能聚光器的升力系数、阻力系数、侧向力系数和最大表面风压的计算值存在较大的误差,在之后的计算中,应考虑流固耦合作用;4碟式太阳能聚光器表面最大风压随高度角和方位角的变化复杂,高度角为0°、方位角为45°姿势时达到最大.

导弹适配器分离过程虚拟试验研究

针对目前在导弹垂直冷发射适配器设计和发射分离过程研究中存在的试验周期长、成本高、影响因素考虑不全面等问题,基于空气动力学和流体力学基本理论,建立了垂直冷发射条件下适配器与导弹分离过程的运动学模型和气动载荷模型,提出了一种采用CFD仿真技术实现适配器气动力系数插值计算的方法,通过开展虚拟试验获取适配器发射分离过程动力学响应特性,通过三维可视化手段展示适配器分离动力学过程;基于大量虚拟试验,采用碰撞干涉检测算法和随机抽样法定量计算适配器分离可靠性,为适配器分离过程研究和适配器安全性设计提供有效的分析方法。

基于恒风速虚拟风洞实验的碟式太阳能聚光器风动载荷

针对碟式太阳能聚光器最佳避风姿势问题,采用恒风速虚拟风洞实验方法对不同姿态和不同风速下的碟式太阳能聚光器风动载荷进行仿真分析。研究结果表明:在靠近来流方向处碟式太阳能聚光器总压力较大,而远离来流方向处其总压力相对较小,且碟式太阳能聚光器反射面的最大压强随恒风速的增大而不断增加;当风速由v=15 m/s增大到v=25 m/s时,碟式太阳能聚光器所受风力和风力矩的最大幅值至少增加了110%。

动态交互性流体力学虚拟实验室

流体力学涉及到的抽象概念较多,教师在讲授该课程及学生学习时难度较大。为此建立了一种集图表、2D动画和3D虚拟仪器为一体的动态交互性流体力学虚拟实验室模型,其特点是具有较强现场临场感的实验环境,拓展真实实验范围,以成熟的理论知识和现有实验成果为仿真依据,实验信息形象化。其复杂的3D实体模型应用构造实体几何法进行构造。以风洞实验为例,讨论了虚拟实验室模型的应用,在该实验中可以进行多种机翼和典型物块的仿真实验,以表格、图形等形式展示输出结果,学生还可以演示风洞中的2D流线动画,用键盘、鼠标操作3D虚拟仪器。该虚拟实验室有利于加强学生对流体力学复杂概念的理解及学习兴趣。

虚拟汽车风洞

在求解雷诺平均三维不可压Navier-Stokes方程的基础上采用虚拟现实技术建立了虚拟汽车风洞。虚拟汽车风洞与传统的CFD计算结果可视化的表现手段相比,能够交互式地从各个不同的位置更形象更直观地观察车身外流场的流态。采用这种方法可节省汽车模型制作和风洞实验的巨额资金,缩短新车型的开发周期。

基于LabVIEW的大型超声速风洞总压测控系统设计与应用

采用NI公司的LabVIEW虚拟仪器技术,对某大型暂冲式超声速风洞总压测控系统进行了深入研究。针对风洞试验压力控制精度要求高、风险性大等特点,通过合理设计信号采集与处理方案和系统控制与安全策略。实现了总压的快速、精准调节和风洞的安全运行。主要介绍了系统的构成、信号采集与处理、控制策略及安全策略。实际应用表明,该系统具有调节快、精度高、稳定性好的特点,实现了基于LabVIEW虚拟仪器技术在大型超声速风洞总压测量与控制中的智能化高效运行。

虚拟仪器技术在风洞测控智能化中的应用

概述了虚拟仪器技术在国内外风洞中的应用,针对正在建设中的我国第一座增压连续式超音速翼型风洞（NF-6风洞）,论述了采用虚拟仪器技术开发该风洞智能测控系统的实施方案.

基于FLUENT的虚拟风洞实验系统

为了解决真实风洞实验存在的效率低、设计性差、数据处理难等问题,提出了一种虚拟实验平台开发方案。在虚拟实验领域引入了有限元数值仿真软件FLUENT,使用C#编程语言构建虚拟风洞实验系统软件。该系统基于实验室局域网,分为服务端和客户端。服务端使用高性能计算服务器,服务端软件的核心功能是统筹分配计算资源,并采用TUI方式读入Journal文件调用FLUENT软件进行计算。客户端的核心功能是根据学员输入数据在Journal文件模板基础上生成Journal文件并提交给服务端,在服务端计算完毕后可调用Tec Plot读入结果文件,进行试验结果分析,并协助学员完成实验报告。

虚拟飞行器风洞的研究与实现

虚拟飞行器风洞是虚拟现实技术和CFD技术在飞行器设计和改型中的应用。阐明了虚拟风洞的组成和实现的基本流程,在求解雷诺平均三维不可压Navier-Stokes方程的基础上,采用有限体积法对其进行离散,并运用比较成熟的SIMPLE算法进行求解,在WTK平台上针对某模型进行仿真计算,而后进行了试验验证。对比分析模拟结果与试验结果,表明采用这种方法与传统的风洞试验相比,能够交互式地从各个不同的方位更形象更直观地观察飞行器外流场的流态,同时也证明虚拟风洞的计算是真实可信的。

虚拟样机与天平研制

虚拟样机是一种数字产品模型,是一种新型的基于产品计算机仿真模型的数字化设计方法,是将目前的CAD、CAE等CAx技术结合在一起的一种集成技术,贯穿于产品生命周期的全过程。应用虚拟样机技术现已成功地完成了多台天平及其支撑系统的研制,其在风洞应变天平及其相关设备的研制中将发挥越来越重要的作用。

FSC赛车尾翼攻角对弯道性能影响的研究

以FSC方程式赛车模型为研究对象,利用虚拟风洞实验(VWT)探讨不同尾翼攻角对整车气动性能的影响,得到赛车气动升力特性。考虑了轮胎的非线性,从赛车转弯时轮荷变化入手,研究赛车不同尾翼攻角对应的轮胎侧向力分配及最大侧向加速度。研究结果表明,在一定范围内增大尾翼攻角可获得较大的侧向加速度,且可以降低赛车过弯侧翻的风险。尾翼攻角增加到20°附近后,由于尾翼失速会造成下压力损失,继续增大攻角反而不利于获得较大侧向加速度。最后,研究了赛车在不同尾翼攻角下的稳态转向特性,结果表明,适当增大尾翼攻角可以削弱赛车过多转向特性的趋势。

基于虚拟仪器的微型扑翼风洞实验系统研究

为了解决微型扑翼气动特性实验所面临的控制和测量参数多、气动力/力矩量值小、实时性强、耦合性高的困难,研制了基于虚拟仪器(V)I的微型扑翼飞行器风洞实验系统。该系统以西北某大学现有微型风洞为基础,采用高精度六分力天平、角度传感器、新型机翼扑动机构、可编程电源及工控机等设备,利用基于虚拟仪器(VI)的LabView软件对上述硬件设备进行集中控制及数据处理,可准确获得随时间变化的扑翼气动力/力矩、扑动角度/角速度、扑动输入/输出功率等数据。

基于虚拟仪器的扑翼实验测控系统

针对扑翼实验测试的特殊要求,在原有微型飞行器风洞的基础上进行改造,设计构建了基于虚拟仪器的扑翼实验测量系统。该系统使用了高灵敏度的六分量天平,根据扑翼的特性引入了角度传感器,使力的变化与扑动角度相对应;充分利用了Labview图形化开发平台的优势,将控制与测量过程智能化。利用此系统可以对扑翼的多项性能进行测试。