防风工程对风特性及铁道车辆横风气动特性的影响

本文以现场实测和风洞及水槽模拟实验结果为依据,论述了不同类型不同高度的挡风墙及铁路路堤对大风特性和车辆横风气动特性的诸多影响。     

初始环境温度对真空管道高速列车气动特性的影响

伴随着激波、膨胀波等波系的综合作用,真空管道高速列车诱发的气动热效应十分明显。初始环境直接关系到管内列车气动性能的好坏,研究环境初始温度对真空管道高速列车气动特性的影响对未来真空管道列车运输系统的研发具有重要意义。在建立含动边界的准二维非定常数值计算模型的基础上,通过分子动理论描述气流物性变化,利用SST k-ω转捩模型预测层流-湍流的混合流动状态,结合动网格技术实现了管内列车的跨音速运动,研究了273.15 K、300 K、350 K、400 K的初始环境温度下列车的气动特性变化。结果表明,随着初始环境温度增大,整车阻力减小,尾流扰动区发展过程减缓而车前扰动区发展过程加快,整个流场扰动区长度变化不大;在不同初始环境温度下,尽管尾流伴随着涡流脱落,但其温度波动的主频很低,约为0.76 Hz,波动幅度不超过2 K。     

不同转向架构型对高速列车列车风及非定常尾迹的影响

随着高速列车速度的不断提升,列车尾部非定常尾迹引起的列车风安全问题越来越凸显.为探究转向架构型对列车风和非定常尾迹的影响,以CRH3两节编组的高速列车缩比模型为研究对象,采用增强型延迟分离涡模拟对三种不同转向架构型,即不对称转向架、对称转向架和无转向架,进行列车非定常流动的数值模拟研究.通过对比分析列车风时均和脉动速度...     

高速列车模型编组长度和风挡结构对气动阻力的影响

采用风洞试验的方法,分别对高速列车试验模型2～6车编组状态下的各节车厢气动阻力的分布规律,以及2种不同结构外形的风挡对3车编组列车模型各节车厢气动阻力的影响进行了研究。结果表明：当编组长度大于3车,头车、尾车的阻力系数随编组长度的增加变化较小,中间车的阻力系数约为0．1。1节头车＋N节中间车＋1节尾车的全车气动阻力系数,可用3车编组模型试验的头车阻力系数＋0．1×N＋尾车阻力系数之和进行估算。高速列车风洞试验模型分别采用风挡1和风挡2两种风挡,只是使得气动阻力在各节车厢之间形成不同的分配,对由各节车厢相加形成的全车气动阻力的试验结果影响很小。     

高速列车车辆连接部位气动噪声数值模拟及降噪研究

采用大涡模拟与声类比相结合的方法,对高速列车车辆连接部位不同尺寸参数时的气动噪声进行了数值模拟,并提出降噪改进方案。研究得到了高速列车以300km/h速度运行时车辆连接部位的气动噪声分布,结果表明:车辆连接部位气动噪声在很宽的频带内存在,是宽频噪声;各监测点气动噪声频谱在低频时幅值较大,随着频率的增大先增大后减小,1/3倍频程A声压级主要集中在315～1000Hz频率范围内;车辆连接部位不同尺寸参数中,气动噪声声压级幅值随着凹槽长度L和高度H的增大而有所增加;采用全风挡方案较无风挡时,有效避免气流在凹槽内剧烈扰动,气动噪声显著改善,声压级平均降幅约为9.4%,总声压级平均降幅4.27dBA;研究结果为低噪高速列车的初期研制设计提供科学依据。     

高速列车转向架区域气动噪声风洞实验研究

转向架区域是高速列车最主要的气动噪声源.通过风洞试验的方法,测量了1:20转向架区域的舱内气动噪声和压力,分析了动车转向架、拖车转向架舱内气动噪声和脉动压力的速度标度律,及其随雷诺数的变化规律.结果表明:近场气动噪声标度律分析可以区分转向架舱内湍流脉动压力和声压,舱内湍流脉动压力能量随速度的3.2～3.9次方增加,声压级随速度的6～8次方增加,两者的分界线频率,转向架舱后壁高于舱顶部.气动噪声为具有多个峰值的宽频带噪声,频率不随雷诺数变化的峰值噪声由声共振导致,频率随雷诺数增加而增大的峰值噪声为气流冲击轮对下部导致.转向架区域的气动噪声的峰值频率与转向架舱、轮对尺寸有关,宽频带噪声受转向架形式影响.该研究结果可为理解转向架区域气动噪声源特性及降噪控制提供理论和数据支撑.     

GH4169高速铣削参数对表面粗糙度影响研究

采用正交试验法,使用整体硬质合金刀具进行GH4169高温合金的高速铣削试验,分析了各切削参数对表面粗糙度的影响规律,建立了表面粗糙度的预测模型,运用方差分析法,检验了模型的显著性。结果表明:每齿进给量对表面粗糙度的影响最大,其次是铣削深度,铣削速度的影响最小。较高的切削速度和较低的进给速度的交互作用对提高表面质量是有利的。     

基于M-P雨滴谱的强降雨环境下高速列车雨载荷及气动特性分析

降雨对高速列车的作用力包括气动力和雨滴对列车的冲击力两部分,以往的研究侧重降雨对高速列车气动特性的影响,本文对这两部分都进行了研究:基于Marshall-Palmer雨滴谱,采用Euler-Lagrange方法建立降雨环境下高速列车空气动力学模型,研究降雨对高速列车流场特性及气动力特性的影响;基于能量守恒方法推导雨滴对...     

龙卷风环境对桥上运动列车瞬态气动特性影响

为探究桥上运动列车穿越龙卷风风场时其周围瞬态流场的流动特性,通过数值方法开展了恶劣环境下的车桥耦合气动特性研究,以保障列车的运行安全.采用三维、不可压N-S方程和工程上应用广泛的k-ε湍流模型,以及滑移网格技术,对桥上运动列车沿不同横向中心间距和不同运行速度穿越龙卷风风场时,其表面压力分布及气动载荷变化情况进行了计算分析.结果表明:1)列车的表面压力系数随列车与龙卷风中心的横向间距增加而表现出减小的趋势,且背风侧的压力系数较之迎风侧更为显著;2)随列车沿纵向方向靠近风场中心,其附近的压力分布呈现由对称分布向非对称分布的变化趋势,而随列车穿越风场并远离龙卷风风场中心时,列车周围压力表现出与之靠近风场中心时反向对称的特点;3)随着列车与风场中心纵向距离的变化,其头车的气动载荷系数均表现出了双峰趋势特征,且尾峰的峰值较之头峰更为显著,并随着列车运行速度的降低,其气动载荷系数峰值随列车与风场中心横向间距的差异愈加明显.     

介质阻挡放电对增升装置气动性能的影响

增升装置是传统构型飞机的重要组成部分,对飞行器气动性能有重要影响。将高效、简便、节能的介质阻挡放电(Dielectric Barrier Discharge,DBD)等离子体激励器布置在增升装置附近,通过对流场进行控制来达到提高增升装置气动性能的作用。选取二维翼型GAW-1及其29%襟翼作为研究对象,在分析基础流场的基础上,固定激励器放电频率等参数不变,将单级介质阻挡放电激励器放置在几个不同位置,用数值模拟的方法研究其对翼型总体气动特性的影响。仿真结果表明,主翼上表面后缘处的激励器增升效果最好,增升达12.8%且将失速迎角推迟约2°,主翼下表面后缘的升阻比增加可达15%。     

侧风条件下地面涡来源和气动特性的数值研究

为了研究侧风条件下地面涡的涡量源和地面涡的气动特性,选取缩比进气道并对侧风条件下的流场进行了数值模拟。结果表明:90°侧风条件下,尾涡和环境涡量都是地面涡的重要来源,即使不存在环境涡量,尾涡仍然可以单独形成地面涡,尾涡-地面涡流动模型能够很好地解释这一现象。地面涡涡量随来流速度的增加先增大后减小,临界速度比随离地间隙的增大而增大。离地间隙增大一倍,临界速度比增大65%,地面涡涡量峰值减小30%。受到地面涡本身以及流动分离的影响,进气道的总压损失随着来流速度比的减小而增大。      

高负荷涡轮叶栅气动性能试验

在环形涡轮叶栅低速风洞上,对某型高负荷涡轮静叶栅进行了吹风试验.应用五孔球头测针,详细测量了在三个冲角下由栅前至栅后7个横截面内气流参数沿叶高和节距的分布.试验结果表明,沿叶高变负荷结合叶片弯曲,在满足高负荷要求的条件下能够控制边界层的集聚、转捩与分离.在主流区采用前加载叶型,保证叶片能承担高负荷.在两个端壁区采用后部加载叶型,并通过叶片正弯进一步降低气动负荷,从而减小端壁横向压力梯度,削弱端壁横向二次流.正、负冲角仅影响叶片前缘吸力面或压力面的静压分布,引起气动负荷的增加与减小.研究的高负荷涡轮叶栅具有良好的冲角适应性.      

高速稀薄流域防热减阻概念构型气动性能

为探究高速稀薄流流域凹腔槽道的气动特性,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,建立了凹腔深宽比为1,槽道高度分别为0、10、20、30、40 mm以及基准高度为20 mm的唇口钝化半径为2～20 mm的凹腔槽道构型,获得了不同算例的气动热系数和气动力系数的变化情况,分析了不同槽道高度以及不同唇口钝化半径的凹腔槽道构型对...     

不同凹槽叶尖对双级涡轮气动性能的影响

利用数值模拟方法,研究了双级涡轮环境下常规凹槽叶尖和吸力面肋条尾缘开缝凹槽叶尖对泄漏损失的影响。基于叶尖端区流动结构,探讨了吸力面肋条尾缘开缝凹槽几何对叶尖泄漏损失的影响及上游凹槽叶尖对下游气动损失的影响机理。结果表明,相比常规凹槽叶尖,吸力面肋条尾缘附近合理的开缝结构不仅能增强刮削涡对泄漏流动的控制作用,而且还能减小叶尖中下游泄漏流与主流的夹角,对涡轮级气动性能的提升更加有利。在双级涡轮环境中,第一级转子凹槽叶尖对第二级涡轮气动性能的作用不可忽视。第一级转子凹槽叶尖通过控制泄漏涡的发展降低下游静子机匣边界层速度梯度,从而减弱了静子机匣通道涡强度,进而减小了第二级静子气动损失。     

高速冲压推进弹丸气动特性仿真分析

针对设计马赫数为4的冲压推进弹丸,采用数值仿真手段,分析了设计马赫数下进气道的工作特性.对被动段飞行的弹丸内、外部气动阻力进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸气动阻力的变化.研究结果表明:设计马赫数下,冲压推进弹丸的进气道具备再起动能力,进气道亚临界状态最大总压恢复在0.25左右;在弹丸飞行的被动段,随着飞行马赫数从4降低到3,弹丸内部气动阻力系数几乎保持不变,在0.06左右;外部气动阻力系数由马赫数4下的0.16增加到马赫数3下的0.21,弹丸总的气动阻力系数由马赫数4下的0.23增加为马赫数3下的0.27.外部阻力中,摩擦阻力占约20％;内部阻力中,摩擦阻力占40％左右.     

Influence of leading edge with real manufacturing error on aerodynamic performance of high subsonic compressor cascades

To investigate the influence of real leading-edge manufacturing error on aerodynamic performance of high subsonic compressor blades, a family of leading-edge manufacturing error data were obtained from measured compressor cascades. Considering the limited samples, the leading-edge angle and leading-edge radius distribution forms were evaluated by Shapiro-Wilk test and quantile–quantile plot. Their statistical characteristics provided can be introduced to later related researches. The parameterization design method B-spline and Bezier are adopted to create geometry models with manufacturing error based on leading-edge angle and leading-edge radius. The influence of real manufacturing error is quantified and analyzed by self-developed non-intrusive polynomial chaos and Sobol’ indices. The mechanism of leading-edge manufacturing error on aerodynamic performance is discussed. The results show that the total pressure loss coefficient is sensitive to the leading-edge manufacturing error compared with the static pressure ratio, especially at high incidence. Specifically, manufacturing error of the leading edge will influence the local flow acceleration and subsequently cause fluctuation of the downstream flow. The aerodynamic performance is sensitive to the manufacturing error of leading-edge radius at the design and negative incidences, while it is sensitive to the manufacturing error of leading-edge angle under the operation conditions with high incidences.     

侧风环境下行驶的直背式轿车气动力计算

分别对直背式简化轿车模型在无侧风、稳态侧风、非稳态侧风三种条件下汽车周围流场进行了数值模拟,并对汽车受到的气动力进行了计算.结果表明,定常侧风会产生较大侧向力,阻力和升力也有一定增加;在非定常侧风作用下,气动力变化趋势与侧风速率变化趋势基本相同.阻力增大幅度较为平缓,侧向力增大较为显著,升力处于两者之间.当侧风增大到一定速率后,车外流场会发生较大变化,尾涡会转变为侧向涡.      

褶皱位置对蜻蜓滑翔翼气动性能的影响

改变昆虫翅膀的褶皱结构可以优化翼型的气动性能,有利于微型飞行器的气动设计.以蜻蜒翼作为参考,采用计算流体力学(CFD)的方法计算了攻角范围为0°～20°,雷诺数范围为700～2300时褶皱位于前缘、尾缘和中部位置时三种翼型的滑翔气动性能.结果 表明:在不同攻角和雷诺数下,褶皱位于尾缘的翼型具有最大的升力系数和升阻比,滑...