桥梁断面气动导纳的数值识别方法研究

针对一种气动导纳的数值识别方法进行研究。基于二维不可压缩URANS方法,选用SSTk-ω湍流模型,通过在来流中给定单一频率的竖向谐波速度分量,计算相应的桥梁断面气动力荷载时程,识别桥梁断面的气动导纳。首先考查来流脉动特性在计算域内的自保持能力,随后再对平板和桥梁断面的气动导纳进行识别,所得结果与理论解和试验值相比较,并讨论流场初始化条件的影响。结果表明:足够小的网格尺寸和时间步长是来流脉动不发生明显衰减的必要条件;平板的气动导纳识别结果与Sears函数高度吻合;数值识别的桥梁断面升力气动导纳在低频段与Sears函数一致,在高频段略低,但与试验值较接近;力矩气动导纳与Sears函数有较大差异,但与试验值基本吻合;流场初始化条件对计算效率有影响。     

桥梁断面气动导纳风场依赖特性的数值研究

基于二维不可压非定常RANS模型,分别计算了平板断面、箱梁断面、双边肋断面在简谐脉动来流和宽频湍流中的非定常气动力,并识别出各自的气动导纳函数。在此基础上,通过考察断面在三种不同脉动幅值来流作用下的气动导纳,研究了不同脉动幅值对各类断面气动导纳的影响。结果表明,在竖向简谐脉动来流下,平板断面的气动导纳与Sears函数吻合良好,证明数值识别气动导纳的可行性;湍流作用下,平板断面识别的导纳函数有着实质性的不同,表现出很强的随机跳跃性。与平板断面类似,箱梁断面的气动导纳接近Sears函数。在不同幅值的简谐脉动来流下,平板断面和流线型箱梁断面识别的气动导纳基本一致,表现出了流线型断面对来流特性的不敏感性。计算结果表明,具有显著分离流的双边肋断面,其气动导纳具有明显的来流风场依赖性,表明钝体断面的气动导纳并不能定性为断面的函数,而是由断面与来流风场特性共同确定。     

三类气动导纳数值识别方法的适应性研究

针对气动导纳函数的数值识别方法,借助于CFD,在简谐脉动来流、湍流和竖向阶跃来流下对平板断面和箱梁断面的导纳函数函数进行研究。首先,在无断面存在的空流域内详细研究了简谐脉动来流、湍流和竖向阶跃来流的传播特性及其数值计算方法。其次,对有断面存在的情况进行了数值计算。最后,识别得到了平板断面和箱梁断面在三种不同来流下的气动导纳函数。结果表明:对平板断面,三种方法识别得到的气动导纳函数与Sears函数吻合良好,验证了三种数值计算方法的可行性;对箱梁断面,简谐来流和湍流下识别的气动导纳差别不大。相比之下,完全基于线性叠加原理的阶跃来流方法产生了实质性的偏差,表明该法不宜用于钝体断面。计算效率方面,湍流的计算效率适中且对任意断面适用;简谐脉动来流的计算效率最低,适用于气动导纳与风场无关和弱相关的断面;竖向阶跃流方法具有计算时间短的优势,但它仅能用于气动导纳与风场完全无关的断面。     

基于气动参数之间关系的桥梁断面气动导纳识别

气动导纳的准确估计对大跨桥梁抖振分析具有重要意义.目前在识别方法、试验技术等方面均有诸多进展,但尚未建立识别全部气动导纳函数的方法.针对这一问题,基于气动导数与气动导纳之间的关系,结合根据紊流风场中的抖振响应同时识别桥梁结构气动导数和气动导纳这一思路,首先采用随机子空间法识别得到紊流风场中桥梁结构的气动导数,然后利用气动导数与气动导纳之间的近似关系获取与竖向脉动风分量对应的气动导纳函数,最后根据抖振力谱和脉动风速谱来确定与水平向脉动风分量对应的气动导纳函数.实例研究表明,本文方法对流线型断面气动导纳的识别是可行的.     

考虑模型抖振力跨向不完全相关性效应的气动导纳识别

首先通过考虑节段模型上抖振力跨向不完全相关性效应推导了节段模型风洞试验中作用在模型断面上的分布抖振力谱和由底支式天平测到的模型总抖振力谱之间的关系。然后,以准平板断面为例,进行了格栅湍流场节段模型的测力和同步测压试验,获得了模型总抖振力谱以及模型抖振力跨向相关性函数。接着,采用等效导纳法以及抖振力自谱和抖振力脉动风速交叉谱综合残量最小二乘法分别识别了准平板节段模型等效气动导纳和六分量气动导纳,讨论了模型抖振力跨向不完全相关性效应对气动导纳识别结果的影响,并把识别得到的准平板断面气动导纳与平板断面气动导纳的理论结果——Sears函数进行了比较。结果表明：忽略抖振力跨向不完全相关性效应（即假设节段模型分布抖振力沿跨向完全相关）而直接采用平均抖振力作为断面上分布抖振力的传统方法会导致气动导纳识别结果偏小,并且,其偏小程度会随着频率的增加而增加;此外,相对于抖振升力和扭矩相关的气动导纳分量而言,由于抖振阻力的跨向相关性比抖振升力和扭矩的跨向相关性显得更弱,因此抖振力跨向不完全相关性效应对阻力相关气动导纳分量识别结果的影响更大;利用识别得到的六分量气动导纳反算的作用在模型上的分布抖振力谱与试验中实测结果非常接近,经抖振力跨向不完全相关性效应修正后的竖向脉动风速对应的升力和扭矩气动导纳分量的识别结果与Sears函数也比较接近,从而验证了用于六分量气动导纳识别的自谱-交叉谱综合最小二乘法的可靠性。     

大跨斜拉桥主梁断面气动导纳的实测研究

以苏通大桥为研究背景,通过专门研制的一套测压装置,利用测压法对苏通大桥主梁断面气动导纳进行了现场实测研究,并将现场实测结果与风洞实验结果及Sears函数进行了对比研究。结果表明:现场实测结果与风洞实验结果接近,与Sears函数有交叉,在低频范围内远小于Sears函数,在高频范围内逐渐与Sears函数靠拢,表明对于气动导纳来说,风洞实验结果是可靠的,且传统上利用Sears函数代替气动导纳函数进行桥梁结构抖振响应分析时得出的结果将过于保守,因此,对大跨桥梁进行抖振响应分析时,应针对气动导纳函数进行专门的实验研究。     

均匀湍流场下矩形断面流场及气动参数数值模拟

采用大涡模拟方法数值模拟了两种矩形断面(B/H=1,B/H=2)在不同湍流来流下的流场及气动参数,采用谐波合成方法生成与目标谱一致的脉动入口风速.数值计算结果表明来流湍流对断面的流场及气动参数有较明显的影响,通过与均匀来流的计算结果作对比可以看出,湍流导致断面的阻力系数减小明显,其主要原因为背压区负压系数的增加,与实验的结果较一致;从流场分布看湍流主要影响断面尾流涡的形成,这种影响会影响尾流涡的形成.     

翼型及钝体的气动导纳

自20世纪60年代Davenport提出钝体气动导纳概念之后,气动导纳一直是钝体空气动力学研究的焦点之一.本文通过大量风洞试验,研究了湍流场中NACA0012翼型和七种典型钝体截面的非定常气动力,试验中首次采用同步脉动压力测量技术,气动导纳的识别采用统计理论.试验得到如下两个主要结论:对于某一给定的几何断面,非定常气动力与湍流各脉动分量存在着不同的气动导纳:流线型体的气动导纳对攻角变化较敏感,而对钝体的影响不太明显.     

主动来流条件类平板断面气动力荷载效应分析

利用日本宫崎大学11×9多风扇主动控制来流风洞和高精度动态天平测力设备,测量了类平板断面在正弦风波来流条件三分量气动力荷载,比较了不同来流平均风速、波动幅值、脉动频率和积分尺度等参数条件下类平板断面荷载效应。报导并证实了大气边界层物理风洞固定壁面边界反射效应所产生的倍频放大效应;在获得并验证正弦风波加载离散频率荷载效应可线性迭加的有效频段区间内,初步比较了来流积分尺度和风速湍流度效应对于气动荷载效应的影响,阐明典型节段模型风洞试验结果与传统随机抖振气动力理论的差异。     

基于CFD数值模拟的拉瓦尔喷管流场分析

结合一维等熵管流理论,采用CFD方法对某型拉瓦尔喷管典型工作的流场进行整场数值模拟,阐述了网格生成,流场初始化,以及RNG湍流模型使用方法,并对拉瓦尔喷管工作特性进行了气动分析。研究表明,CFD计算结合一维管流理论能明显提高计算效率,数值计算结果与理论相符较好。     

脉动来流对涡轮非定常气动性能影响机理

以周期性脉动来流模拟旋转爆震燃烧室出口流场,研究了来流脉动幅值和频率对GE-E3高压涡轮级非定常内流特性的影响机理。结果表明:来流脉动幅值的增加会加强涡轮内部流场的非定常性,放大流场参数的时空差异;随着脉动频率的增加,涡轮内部流场的脉动幅值逐渐减弱,不同动叶时均载荷分布趋于一致。在来流脉动频率为5 244 Hz的条件下,来流脉动系数逐步增加到04时,涡轮效率降低1399%;而在来流脉动系数为03的条件下,来流脉动频率逐步增加到10 488 Hz时,涡轮效率降低1557%。来流脉动幅值和频率的增加会加剧端壁二次流动和叶栅流动分离,并使得动叶进气攻角偏离设计状态,降低涡轮的工作效率。     

多介质流动改进型Level-Set重新初始化方法

根据Level-Set函数在网格点处的值,预估出间断面的位置,并对间断面附近网格点上的LS值作相应调整,使其保持距离函数的性质,能够避免由于重新初始化造成间断面位置移动的问题。数值计算采用高精度WENO格式,对于多个可压缩流问题进行了数值模拟,表明了该方法的有效性。     

大扩张角涡轮过渡段性能试验和数值研究

为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能,对过渡段内部流场进行了详细的试验测量,同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真,并与试验结果进行对比分析.结果表明:过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响,容易发生流动分离;轮毂表面流场受支板前缘冲击绕流的影响,呈现周向不均匀性.来流气流角使得过渡段内部流场向支板一侧偏斜,随着气流角的增大,过渡段总压损失增大.CFD模拟结果与试验测量结果吻合较好,均能很好地捕捉流场的细节特征;过渡段进、出口总压恢复系数随着来流气流角的增大而减小,CFD模拟和试验测量值的偏差约为0.2％.     

大气湍流中的悬索桥颤振时域分析

综合考虑结构几何非线性、不同来流条件下气动力等因素对悬索桥气动稳定性的影响,利用风洞试验得到的颤振导数和对随机风场的时程模拟来计算桥梁的自激气动力和抖振力,对均匀流和大气湍流中大跨度悬索桥颤振问题进行了时域分析,结果与风洞试验结果基本一致,证明了本方法的可行性.分析表明:湍流将降低大跨度流线形主梁断面悬索桥的颤振稳定性;计算自激气动力时应当考虑随时间和空间随机变化的脉动风速的影响.     

方腔流动气动噪声边界散射数值预测方法研究北大核心CSCD

方腔流动噪声问题因其流场变化复杂且剧烈而倍受关注,本文主要开展高亚声速方腔流动气动噪声数值预测方法研究。基于任意边界条件的格林函数解和Lighthill声模拟理论,提出可以考虑空间边界影响的气动噪声积分计算方法。数值模拟包含流动和噪声计算两部分,通过二阶精度的DDES模型进行流动数值模拟,边界积分方法计算散射声场分布。数值结果显示声场分布随时间呈现周期性变化,与流场的脉动及其脉动周期一致。观察点的声压级随频率逐渐下降且在谐波频率突然增大。本文计算结果与高精度计算气动声学方法计算结果相符,表明该方法合理、可靠,并且具有较高的计算效率。     

方腔流动气动噪声边界散射数值预测方法研究

方腔流动噪声问题因其流场变化复杂且剧烈而倍受关注,本文主要开展高亚声速方腔流动气动噪声数值预测方法研究。基于任意边界条件的格林函数解和Lighthill声模拟理论,提出可以考虑空间边界影响的气动噪声积分计算方法。数值模拟包含流动和噪声计算两部分,通过二阶精度的DDES模型进行流动数值模拟,边界积分方法计算散射声场分布。数值结果显示声场分布随时间呈现周期性变化,与流场的脉动及其脉动周期一致。观察点的声压级随频率逐渐下降且在谐波频率突然增大。本文计算结果与高精度计算气动声学方法计算结果相符,表明该方法合理、可靠,并且具有较高的计算效率。     

数值模拟模型尺度与来流条件对实验数据的影响

采用商业计算软件CFD-Fastran,数值模拟了高超声速一体化飞行器在真实飞行以及风洞实验来流条件下的流场,通过对壁面压力与摩擦力进行积分,得到全机的阻力系数、升力系数以及俯仰力矩系数。对不同来流条件以及模型缩比尺度的气动数据相关性进行研究,其中风洞来流条件的马赫数与静压与真实飞行条件相同,但总焓以及模型尺度不同。数值模拟结果揭示了风洞来流条件以及模型缩比尺度对飞行器整体气动性能的影响,表明发动机内流道摩阻系数计算结果的不同是发动机通流状态下全尺寸模型与缩比模型的阻力系数不同的主要原因。该结果为风洞实验数据的修正提供了参考。     

开式空腔气动声学特性及其流动控制方法

在高速风洞中对空腔流场气动声学特性进行了试验研究,采用剪切层扰流法对流场进行流动控制,空腔长深比为4.1。通过对空腔流场的脉动压力试验结果分析,研究了亚、跨声速条件下开式空腔流场的气动声学特性及气动噪声抑制效果,对开式空腔流场气动噪声形成机制及流动控制机理进行了分析。试验结果表明:开式空腔流场气动声学环境恶劣,最大总声压级(OSPL)高达177dB;开式空腔流场存在强烈的自持振荡,声压频谱曲线上存在多个不同模态的单调声;亚声速条件下,采用剪切层扰动法进行流动控制可导致空腔流场气动声学环境更加恶劣;跨声速时,采用剪切层扰动法进行流动控制使空腔流场气动声学环境明显改善。     

微吹气对湍流平板边界层流动特性的影响及其减阻机理

微吹气技术能够改变平板湍流流场结构,减小平板表面的摩擦阻力。采用直接数值模拟方法,计算了来流马赫数0.7条件下,流场流过光滑平板和NASA-PN2多孔平板表面两种情况,通过对比这两个算例的相关流场特征,验证了微吹气控制减阻的有效性,局部最大减阻率达到了45%,并且由于微吹气控制的"记忆"功能,减阻效果在微吹气流域下游仍会持续一段距离,增加了减阻区域的流向面积。壁湍流摩擦减阻的原因在于近壁区域出现了一个低速的"湍流斑",黏性底层厚度增加,速度型曲线被抬升。但与此同时,边界层内湍流速度脉动也得到了增强。进一步对流向脉动涡演化规律分析,发现微吹气对流向脉动涡发挥着多重作用。在增加流向脉动涡强度的同时,还使得流向涡团向远离壁面抬升,这样减小了流向涡与壁面之间直接作用。此外,微吹射流产生的冲击作用会在流向涡表面留下凹痕,使得流向涡分散成相对小的涡团结构。     

椭圆翼型低速气动特性研究

为对椭圆翼型的低速气动特性进行研究,通过不同相对厚度椭圆翼型气动特性的数值计算和分析比较,选取16%相对厚度椭圆翼型作为试验翼型,在西北工业大学NF-3风洞二元试验段内对此翼型的低速气动特性进行了试验研究,试验采用表面测压和尾排型阻测量技术.试验结果与数值计算结果的对比表明,在较高速度和雷诺数下试验值与计算值吻合得较好,但在小速度和低雷诺数下试验值与计算值则相差较大,在升阻和力矩特性方面,椭圆翼型呈现出不同于传统翼型的气动特性.