空气动力学性能

摘要： [目的]柔性风帆在风载荷下易发生非线性大变形,风帆形状会影响风帆周围的气流特性,为此研究柔性风帆变形对空气动力学性能的影响。[方法]开展柔性风帆变形的流固耦合研究。建立柔性风帆的初始形状模型和材料模型,采用显式有限元分析程序AUTODYN解决柔性风帆非线性大变形问题,构建变形后的风帆形状。利用STAR-CCM+软件预测初始风帆和变形风帆性能。[结果]结果表明,相对风向角为20°的逆风条件下,变形风帆的迎风面整体压力值增大,背风面后缘附近产生的流动分离更严重,拱度增大带来的升力增大效应相对较小,因此升力整体减小。[结论]柔性风帆变形的流固耦合研究适用于精确评估或者优化风帆性能。

摘要： 风帆系统及其气动性能是决定无人帆船动力性能的重要因素。为了把握无人帆船柔性风帆未来研究方向,首先,介绍国际上具有代表性的柔性风帆无人帆船;然后,从物理特性、安装和固定、调帆等角度总结柔性风帆系统的技术现状,评述数值模拟、风洞试验和水上试验这3种柔性风帆气动性能研究方法的进展,并总结柔性风帆气动性能研究的基本技术路线;最后,对未来无人帆船以及柔性风帆发展的关键技术进行展望。

摘要： 冬季或低温条件下,飞机除冰防冰液对飞机的安全飞行起着至关重要的作用,为了测试其性能,设计了飞机除冰防冰液空气动力学性能测试平台.通过合理搭建硬件与软件,在规范化的操作指导下该测试平台可以有效完成温度、风速与压力差的测量,从而获取飞机除冰防冰液在平板上的边界层位移厚度(BLDT,boundary layer displacement thickness),为飞机除冰防冰液空气动力学性能评价提供了依据.该测试平台的设计方案和操作内容具有一定参考价值.

摘要： 风能作为一种发展比较快,而且开发利用风能进行发电已经规模化,在很多国家都利用风力进行发电,因此风力发电已经得到了很多研究人员的关注.风力机是将风能转化为电能的机械.目前,垂直轴风力机和水平轴风力机是风力发电行业的主要研究方向,风力机技术具有很多优点,风能利用率高,垂直风力机和水平风力机互补优劣,垂直风力机系统结构稳定,水平风力机的结构紧凑.文章对垂直风力机和水平风力机进行了比较综合的概述,对风力机的空气动力学性能研究和叶片进行详尽的分析.

摘要： 为控制空调系统中风机产生的噪声,一般在风管中加装消声器.消声器类型多样,现对阻性弯头消声器样机进行实验研究,测得阻性弯头消声器的声学性能和空气动力学性能,探讨了消声弯头阻力系数与消声量的关系.实验结果表明:低风速对消声器的消声量几乎没有影响,高风速对消声量有一定影响,但影响不大;高宽比越大,阻性弯头消声器的阻力系数越小,当高宽比趋于1时,阻力系数减小的速度更显著;消声弯头的消声量随阻力系数的增大而增大,当阻力系数从0.46增加到0.85时,消声量会从12.8 dB增加到22.9 dB,经曲线拟合发现二者呈二次函数关系.这就为设计和选择满足室内噪声要求和风管压力损失的弯头消声器提供了依据.

摘要： 由于煤矿风井截面很大,导致频率很低时风井消声器内部便激发了高阶声模态,消声器声学性能被大大影响.为改善消声器声学性能,利用管道声模态理论,对模态波激发频率和模态声压节线位置分布进行了分析和计算,对扩张室消声器进行了结构改进并利用LMS Virtual.Lab软件进行了声学仿真分析.为保证消声器的空气动力性能,又利用Fluent软件对消声器进行了流场仿真分析并进行了相应的结构优化.结果表明,经过结构优化的并联偏置消声器,可以在保持良好空气动力性能的同时,使消声器在低频段彻底摆脱高阶声模态带来的不利影响.

摘要： 针对现有扑翼飞行器的控制方式仅为单自由度或双自由度控制,空气动力学性能(以下简称气动性能)差,无法实现真实模拟仿生运动扑翼的问题,提出三维扑翼空气动力学性能的数值仿真研究.首先采用三维鸟翼外形模型,编写扑动角、扭转角和平动运动的控制方程,将用户自定义函数(UDF)耦合到Fluent求解器中,计算单自由度、两自由度和三自由度下,扑翼的平均升力系数、阻力系数和涡量云图,并将三种自由度扑翼数值结果进行对比分析.仿真结果表明,三自由度扑翼的升阻比较单自由度、双自由度扑翼升阻比均有显著提高,说明采用三自由度似鸟扑翼飞行器具有更好的气动性能,可为仿生扑翼的进一步优化设计提供理论指导.

摘要： 自新一代YZF-R1自2015年推出以来,凭借强悍的动力、犀利的车架、襄助骑手深度掌控的电拽能辅助装置而备受好评,多次入选权威摩托车媒体的"年度十佳"。但是,面对咄咄逼人的竞争对手,YAMAHA丝毫不敢掉以轻心,他们充分运用多年征战MotoGP、WSBK等顶级大赛的丰富经验和前沿技术,再次改进CP4发动机,进一步优化悬挂系统,实现更好的空气动力学性能,同时继续朝着智能化挺进,这就是更犀利、更强大的新一代超跑YZF-R1!

摘要： 更高的转速,更强的动力,更轻的质量,更凌厉的加速,更高规格的配置,更出色的空气动力学性能,……这,就是灌注了宝马运动精神,首款以M命名的超级摩托车!尽管宝马相对较迟进入超级摩托车市场,但是凭借雄厚的技术实力,2009年推出的超级跑车S 1000 RR一鸣惊人,凭借强悍的动力、优秀的操控性能、高度智能的电子智能辅助装置,一举跃居到该领域的第一线,与日本四大天王和杜卡迪、阿普利亚等对手展开激烈厮杀!

摘要： 据英国BAE系统公司网站2020年8月24日报道,BAE系统公司正在利用数字环境针对英国下一代空战系统"暴风"战斗机进行设计、测试和飞行概念演示验证。工程师采用最新的数字孪生技术,已对飞机的概念外形进行了虚拟设计和测试,采用高性能计算机能够计算出不同飞机特征的空气动力学性能。

摘要： 大气中的细微粒子对环境和人体的健康有着重要影响,研究细微粒子的空气动力学特性对环境的治理有指导性的作用.在二维平面上用DLA模型模拟了细微粒子碰并的凝聚体形状,计算了凝聚体的分数维,大量的模拟表明,二维平面上凝聚体的分数维分布在1.4～1.7之间.通过数值模拟的方法研究了凝聚体颗粒形状参数对其阻力和升力的影响,结果表明,气固两相流中凝聚体粒子的阻力系数比等值半径球形粒子的阻力系数大,且受到较大的升力影响,进而影响凝聚体粒子的运动特性.

摘要： 本文在流场解算器MCFDNSML(multi-grid cfd ns-equation moving-grid large time step)上使用迭代夫时间步长格式对NREL VI风轮转子进行了数值模拟，分别采用了两叶片和单叶片外形的H形网格，网格随风轮转了一起转动。给出了6个风速下的的数值模拟结果并和实验结果进行了对比分析。通过调整网格分布，对法向、环向和展向上的网格对计算结果的影响进行了，对比分析。最后，对算法的性能进行了简单阐述并作了数值实验对比。

摘要： 本文在流场解算器MCFDNSML(multi-grid cfd ns-equation moving-grid large time step)上使用迭代夫时间步长格式对NREL VI风轮转子进行了数值模拟，分别采用了两叶片和单叶片外形的H形网格，网格随风轮转了一起转动。给出了6个风速下的的数值模拟结果并和实验结果进行了对比分析。通过调整网格分布，对法向、环向和展向上的网格对计算结果的影响进行了，对比分析。最后，对算法的性能进行了简单阐述并作了数值实验对比。

摘要： 本文在流场解算器MCFDNSML(multi-grid cfd ns-equation moving-grid large time step)上使用迭代夫时间步长格式对NREL VI风轮转子进行了数值模拟，分别采用了两叶片和单叶片外形的H形网格，网格随风轮转了一起转动。给出了6个风速下的的数值模拟结果并和实验结果进行了对比分析。通过调整网格分布，对法向、环向和展向上的网格对计算结果的影响进行了，对比分析。最后，对算法的性能进行了简单阐述并作了数值实验对比。

摘要： 本文在流场解算器MCFDNSML(multi-grid cfd ns-equation moving-grid large time step)上使用迭代夫时间步长格式对NREL VI风轮转子进行了数值模拟，分别采用了两叶片和单叶片外形的H形网格，网格随风轮转了一起转动。给出了6个风速下的的数值模拟结果并和实验结果进行了对比分析。通过调整网格分布，对法向、环向和展向上的网格对计算结果的影响进行了，对比分析。最后，对算法的性能进行了简单阐述并作了数值实验对比。

摘要： 本文在流场解算器MCFDNSML(multi-grid cfd ns-equation moving-grid large time step)上使用迭代夫时间步长格式对NREL VI风轮转子进行了数值模拟，分别采用了两叶片和单叶片外形的H形网格，网格随风轮转了一起转动。给出了6个风速下的的数值模拟结果并和实验结果进行了对比分析。通过调整网格分布，对法向、环向和展向上的网格对计算结果的影响进行了，对比分析。最后，对算法的性能进行了简单阐述并作了数值实验对比。

摘要： 本文采用有限体积法对NACA4412翼型的地面效应进行了初步计算，数值模拟结果与实验吻合良好。研究发现NACA4412翼型在小高度下，由于形成先收缩再扩张流道因而表现为不利的地面效应。气动力的时间历程在大高度下表示为定常变化，但在小高度下呈现非定常周期性。对比了不同湍流模式对结果的影响。在文章的最后着重探讨了运动皮带引起的实验误差，运动皮带存在的垂向位移与边界层吸除装置的联合作用使得实验偏离真实情况。因此在小高度下在数值模拟实验结果时需要采取必要的边界修正。

摘要： 本文采用有限体积法对NACA4412翼型的地面效应进行了初步计算，数值模拟结果与实验吻合良好。研究发现NACA4412翼型在小高度下，由于形成先收缩再扩张流道因而表现为不利的地面效应。气动力的时间历程在大高度下表示为定常变化，但在小高度下呈现非定常周期性。对比了不同湍流模式对结果的影响。在文章的最后着重探讨了运动皮带引起的实验误差，运动皮带存在的垂向位移与边界层吸除装置的联合作用使得实验偏离真实情况。因此在小高度下在数值模拟实验结果时需要采取必要的边界修正。

摘要： 本文采用有限体积法对NACA4412翼型的地面效应进行了初步计算，数值模拟结果与实验吻合良好。研究发现NACA4412翼型在小高度下，由于形成先收缩再扩张流道因而表现为不利的地面效应。气动力的时间历程在大高度下表示为定常变化，但在小高度下呈现非定常周期性。对比了不同湍流模式对结果的影响。在文章的最后着重探讨了运动皮带引起的实验误差，运动皮带存在的垂向位移与边界层吸除装置的联合作用使得实验偏离真实情况。因此在小高度下在数值模拟实验结果时需要采取必要的边界修正。

摘要： 本文采用有限体积法对NACA4412翼型的地面效应进行了初步计算，数值模拟结果与实验吻合良好。研究发现NACA4412翼型在小高度下，由于形成先收缩再扩张流道因而表现为不利的地面效应。气动力的时间历程在大高度下表示为定常变化，但在小高度下呈现非定常周期性。对比了不同湍流模式对结果的影响。在文章的最后着重探讨了运动皮带引起的实验误差，运动皮带存在的垂向位移与边界层吸除装置的联合作用使得实验偏离真实情况。因此在小高度下在数值模拟实验结果时需要采取必要的边界修正。

摘要： 一种制造用于飞行器的可折叠空气动力学结构比如机翼的方法。机翼(1)包括内部区域(1)和能够在飞行构型与地面构型之间相对于内部区域旋转的外部区域(3)。该方法包括：通过确定欧拉旋转轴线(11)的位置和取向以及确定切割面(13)来设计可折叠空气空力学结构的步骤，其中，外部区域绕该欧拉旋转轴线旋转以到达地面构型，切割面垂直于欧拉轴线并分离内部区域和外部区域；以及反复地重复该过程直到获得满足至少一个设计准则的优选切割面(13)为止。

摘要： 本发明涉及一种空气动力学装置(1)，该空气动力学装置(1)适于固定在车辆(2)下方并从车辆(2)向下延伸，靠近车辆前脸(10)。该空气动力学装置包括：一个中央扰流器(20)，该中央扰流器(20)具有前壁和从该前壁的侧端向后延伸的两个侧壁；两个侧向扰流器(40)，每个侧向扰流器具有前壁以及均从该前壁的侧端向后延伸的外侧壁和内侧壁；在该空气动力学装置的可操作位置上，每个侧向扰流器(40)的内侧壁基本面向中央扰流器(20)的相应侧壁并且形成通道(50)，该通道(50)具有大致纵向轴线并具有沿横向方向(Y)的宽度，该宽度从其前端向其后端减小，使得所述通道(50)能够渠道化引导和加速在车辆(2)下方大致纵向地从通道前端向通道后端流动的空气。本发明还涉及装备有这种空气动力学装置的车辆。

摘要： 一种方法可以执行来诊断车辆的空气动力学系统并且包括以下步骤：(a)至少部分基于空气动力学元件相对于车辆的车体的位置，经由控制器确定作用于车辆的空气动力学元件上的预期下压力；(b)至少部分基于从至少一个力传感器接收到的信号，经由控制器确定测量下压力；(c)至少部分基于预期下压力和测量下压力，经由控制器确定偏差；以及(d)至少部分基于该偏差，经由控制器控制空气动力学元件。

摘要： 本文公开了空气动力学结构以及形成空气动力学结构的方法。空气动力学结构包括：第一蒙皮区域，包括第一蒙皮边缘；以及第二蒙皮区域，包括第二蒙皮边缘。第一蒙皮区域和第二蒙皮区域相对于彼此成角度，并且限定在第一蒙皮边缘与第二蒙皮边缘之间的间隙。空气动力学结构还包括后缘结构，后缘结构在间隙内并且在第一蒙皮边缘与第二蒙皮边缘之间延伸。空气动力学结构进一步包括多个单面紧固件。多个单面紧固件的第一子组可操作地互连第一蒙皮区域与后缘结构。多个单面紧固件的第二子组可操作地互连第二蒙皮区域与后缘结构。所述方法包括形成空气动力学结构的方法。

摘要： 空气动力学元件(1)包括至少一个第一固定空气动力学部分(2)，至少一个第一固定空气动力学部分包括翼盒部分(3)，翼盒部分至少部分地被具有末端部分(7A)的板(6A)覆盖，并且一个第二空气动力学部分(13)包括具有端部(15A)的外周表面(14)和至少一个设置有肩部的固持元件(8A)，肩部与板(6A)的末端部分(7A)一起形成凹槽，外周表面(14)的端部(15A)容纳在凹槽中，使得外周表面(14)和板(6A)形成具有上升轮廓的接合部。凹槽的存在使得能够得到连续上升的接合部，有利于空气动力学元件(1)的上表面(1C)上的层流气流。

摘要： 本发明涉及一种用于制造空气动力学结构(34)的方法，所述空气动力学结构包括具有空气动力学面(F34)的第一面板(42)以及增强的第二面板(44)，其特征在于，所述制造方法包括：冲压所述第二面板(44)以获得至少一个凹凸形状部(46)的步骤，所述至少一道凹凸形状部凹入在第二面(44.2)上；以及通过将所述第一面板和第二面板(42，44)在所述凹凸形状部(46)之外彼此压靠来使所述第一面板和所述第二面板连结的步骤。本发明还涉及一种使用所述方法获得的空气动力学结构。

摘要： 本发明涉及汽车空气动力学标准模型及其自校准方法，以及空气动力学数据测试方法，所述标准模型设置有位姿、环境传感器，能够对标准模型自身的位姿和测试环境条件进行检测、并作出判断，提示测试人员修正当前标准模型和测试环境所存在得问题，确保汽车空气动力学标准模型能够在满足实验条件的基础上开展后续测试，进而保证测量结果的可靠性，降低不确定度。

摘要： 本发明涉及一种空气动力学装置(1)，该空气动力学装置(1)适于固定在车辆(2)下方并从车辆(2)向下延伸，靠近车辆前脸(10)。该空气动力学装置包括：一个中央扰流器(20)，该中央扰流器(20)具有前壁和从该前壁的侧端向后延伸的两个侧壁；两个侧向扰流器(40)，每个侧向扰流器具有前壁以及均从该前壁的侧端向后延伸的外侧壁和内侧壁；在该空气动力学装置的可操作位置上，每个侧向扰流器(40)的内侧壁基本面向中央扰流器(20)的相应侧壁并且形成通道(50)，该通道(50)具有大致纵向轴线并具有沿横向方向(Y)的宽度，该宽度从其前端向其后端减小，使得所述通道(50)能够渠道化引导和加速在车辆(2)下方大致纵向地从通道前端向通道后端流动的空气。本发明还涉及装备有这种空气动力学装置的车辆。

摘要： 一种方法可以执行来诊断车辆的空气动力学系统并且包括以下步骤：(a)至少部分基于空气动力学元件相对于车辆的车体的位置，经由控制器确定作用于车辆的空气动力学元件上的预期下压力；(b)至少部分基于从至少一个力传感器接收到的信号，经由控制器确定测量下压力；(c)至少部分基于预期下压力和测量下压力，经由控制器确定偏差；以及(d)至少部分基于该偏差，经由控制器控制空气动力学元件。

摘要： 一种制造用于飞行器的可折叠空气动力学结构比如机翼的方法。机翼(1)包括内部区域(1)和能够在飞行构型与地面构型之间相对于内部区域旋转的外部区域(3)。该方法包括：通过确定欧拉旋转轴线(11)的位置和取向以及确定切割面(13)来设计可折叠空气空力学结构的步骤，其中，外部区域绕该欧拉旋转轴线旋转以到达地面构型，切割面垂直于欧拉轴线并分离内部区域和外部区域；以及反复地重复该过程直到获得满足至少一个设计准则的优选切割面(13)为止。