高速气流吹袭防护气动特性的数值模拟
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究高超声速飞行器是目前航空领域的一个热点研究方向，它的研制不仅能够提升我国军事实力，也有望推动民用航空、航天领域的科技进步。
由于高超声速飞行器飞行速度极快，所以它在飞行过程中面临着高超声速湍流、高温高压等复杂的热力学问题。
为了保证飞行器的安全性能和稳定性，对其气动热力特性的数值模拟研究变得非常必要。
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟主要包括了流动、传热、化学反应等多个方面的问题。
在数值模拟中，采用计算流体力学（CFD）方法对流场进行求解，采用传热计算和化学反应模型对传热和化学反应过程进行研究。
下面分别就高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究的三个方面进行介绍。
一、流动问题高超声速飞行器在飞行过程中会遇到高超声速湍流，这会对飞行器产生极大的影响。
在进行数值模拟的时候，首先需要对高超声速湍流进行计算。
我们采用雷诺平均 Navier-Stokes（RANS）方程模型对流场进行求解。
目前基于RANS方程的数值模拟已经相对成熟，但需要考虑气体的非平衡效应和高温高压下的热化学反应。
基于高精度的物理或化学模型以及分布式计算的方法，数值模拟在计算复杂流动现象中的应用正在得到越来越广泛的认可。
二、传热问题高超声速飞行器在高速飞行过程中，面对着极高的温度和压力，因此热力学问题是高超声速飞行器的重要研究方向之一。
传热问题一般采用计算热力学的方法进行求解。
对于高超声速飞行器，传热问题涉及到较为复杂的物理过程，如辐射传热、对流传热、传导传热等。
采用数值模拟的方法可以帮助研究人员更好地了解这些问题的本质，进一步优化高超声速飞行器的设计和研发。
三、化学反应问题随着高超声速技术的发展，越来越多的研究关注于发动机喷流的燃烧问题。
高超声速飞行器在飞行过程中，涉及到的气体流动复杂、温度高、压力大等问题，这使得燃烧过程变得异常复杂。
在这种情况下，采用化学反应模型对燃烧过程进行分析变得尤为重要。
风速时程数值模拟研究
风速时程数值模拟研究摘要程数值仿真技术是当今研究领域中非常流行的一种数值计算方法，用于研究复杂物理和化学现象。
本文通过分析风速时程数值仿真技术在气象学、航空航天领域的应用，讨论了风速时程数值模拟研究的优点和不足。
通过本文的研究，我们了解到，风速时程数值模拟被广泛应用于气象学和航空航天领域，该技术可以提供准确的气象数据和航空器性能参数。
但是，由于时间和计算资源的限制，时程数值模拟的精度还不够理想。
另外，在风速时程数值模拟的研究中，由于经验参数存在误差，影响了最终模拟结果的准确性。
本文指出，未来研究需要更多的实验测试和计算机模拟，以实现更高精度的风速时程数值模拟，以确保数值模拟结果的准确性。
关键词：风速时程数值模拟；气象学；航空航天1.言风速时程数值仿真技术是当今研究领域中非常流行的一种数值计算方法，用于研究复杂物理和化学现象。
时程数值模拟的特点在于：通过多种表达式描述动力学系统，以最佳方式估计变量的变化趋势；从数据库参数推导对实际情况的还原，计算速度快；计算过程中涉及大量的统计数据，可以确保计算结果的准确性；模型参数可以按照用户的要求进行调节，可以实现模型的改进，也可以满足个性化的特殊需求。
随着科学技术的发展，时程数值模拟技术在气象学、航空航天、水利工程、环境科学等领域的应用越来越广泛。
本文针对风速时程数值技术在气象学和航空航天领域的应用，开展一项研究，以了解其优点和不足。
2.速时程数值模拟在气象学领域的应用时程数值模拟技术在气象学领域的应用主要集中在对大气环境的预报和研究，包括气候环境、气象以及与大气环境有关的地球系统等。
本文针对风速时程数值模拟在气象学领域的应用，主要讨论以下两个方面：一是气象领域大气数值模拟技术的应用；二是地质学提出的气象学变量--风速，在时程数值模拟中的研究。
（1）大气数值模拟技术的应用大气数值模拟技术是气象学预报的重要手段，它是基于数学模型描述大气的结构、流动、边界层以及大气的物理特性，运用数值模拟方法建立计算模型，并利用这一模型分析大气现象。
脉冲袋式除尘器喷吹气流的数值模拟
脉冲袋式除尘器喷吹气流的数值模拟袋式除尘器脉冲喷吹的清灰效果是影响设备运行阻力和滤袋使用寿命的主要因素之一. 如图1 所示,含尘气体进入中箱体,经滤袋过滤后洁净气体由上箱体出口排出. 喷吹时,压缩气体由喷嘴高速喷出,诱导喷嘴周边的数倍气体在短时间内进入滤袋,滤袋急剧膨胀、振动,从而使附着在滤料表面的粉尘层剥落[122 ] . 目前有关脉冲喷吹气流及其性能参数优化研究的报道文献不多,设计中对喷吹装置喷吹效果的判断,大多是根据经验,或者通过实物试验进行的[324 ] . 为了更好的了解喷吹气流与滤袋间的作用状况,本文采用计算流体动力学(Comp utational Fluid Dynamics ,简称CFD) 方法,使用Fluent 软件对脉冲喷吹气流的压力分布进行了数值模拟,对于滤袋清灰装置的优化设计具有重要的意义.1 计算模型喷吹气流在滤袋内的流场非常复杂,为了便于建立数值计算模型,对滤袋内外流场进行如下简化:(1) 以单条圆筒滤袋作为研究对象,并将其内外气流假定为不可压缩流体;(2) 在喷嘴出口处,由于喷嘴直径远小于滤袋直径,可以假定喷吹气流速度沿喷嘴径向均匀分布;(3) 常温计算条件,不涉及温度对流场的影响;(4) 不考虑滤袋壁面的纵向位移;(5) 喷吹气流在滤袋内的流场是三维流动问题,喷吹气流沿滤袋长度方向的轴线是对称的,可简化为二维问题.图2 (a) 为单条滤袋喷吹清灰的几何模型,X 为喷吹距离(喷嘴距袋口距离) ,L 为滤袋长度,喷嘴直径d ,D 为计算区域宽度.将引射空间、滤袋内外空间作为计算区域.网格划分时,沿袋口方向网格间距为D/ 20 ,沿滤袋长度方向网格间距为L/ 10.而对于喷嘴出口部分,因其对网格比较敏感,在网格划分时进行了适当的加密,以减小计算误差,提高结算精度. 图2 (b) 为计算区域的网格图,以及喷嘴部分的网格细化图.图2 单条滤袋计算区域Fig. 2 Calculated section of single filter bag2 数值计算方法2. 1 控制微分方程脉冲喷吹气流的流动过程采用的控制方程如下:2. 2 边界条件与初始条件固体壁面包括上箱体壁面、喷管外壁、花板、袋底,其边界条件采用壁面函数法[5 ] . 中箱体壁面采用恒压边界条件,依据压力的大小确定出滤袋的外表面过滤气速. 净气出口采用压力出口边界条件,滤袋采用多孔跳跃边界条件.滤袋介质作为渗流壁,其内部沿半径方向的流动方程由非稳态的Darcy 公式确定[6 ] .式中: v 为气体通过袋壁的径向速度,m/ s ; K 为滤袋壁渗透系数,取决于滤袋和粉尘层的几何结构和化学性质,m2 ;μ为黏性系数,Pa ·s ; p ( t) 为不同时刻的滤袋壁面压力值,Pa ; r 为径向距离,m.该流场的初始化是从恒压面开始初始化,恒压面的压力采用中箱体的压力.脉冲喷吹是一个非稳态的过程,非稳态湍流流场的计算采用SIMPL E 算法[7 ] . 工程上压缩空气的喷吹时间一般设定在80～150 ms 之间,在模拟计算时取100 ms ,求解步长取4/ 1 000 s.3 数值模拟结果3. 1 Φ160 ×6 000 滤袋的模拟滤袋的几何尺寸为直径Φ= 160 mm ,长度L = 6 000 mm. 喷吹时间T = 100 ms ,喷吹距离X = 200mm ,喷嘴d = 26 mm. 实验气包压力为0. 4 MPa ,实验采用的Goyen 淹没式脉冲阀的阻力损失在0. 06～0. 07 MPa之间[829 ] ,模拟时采用的压力为0. 33 MPa (数值模拟是从喷嘴处开始计算) . 由于该实验袋口部分采用了文丘里管,故在模拟时也增加了文丘里管.数值模拟得出滤袋各点的峰值压力曲线,如图3所示. 图中同时给出了文献[10 ] 在相同条件下的实验检测数据.由图3 可以看出,两条曲线基本吻合.在袋口0～0. 3 m 处,由于增加了文丘里管,峰值压力较小,且第二个测试点(0. 3 m处)的压力值有所减少; 而后压力开始上升,在滤袋1m 处达到最大值;随着滤袋长度的增加,压力值不断衰减; 到滤袋中下部,压力有所回升. 在距袋口0～3m 段,两条曲线完全重合,在滤袋中下游部分,模拟值高于实测值.这一偏差主要是因为实验测定与数值模拟的有效喷吹时间和滤袋的渗透系数取值不一致造成的,可以通过调整参数取值来修正.对比结果表明模拟值与实测所得峰值压力曲线基本吻合,滤袋内喷吹气流压力分布可以利用数值模拟的方法来分析.图3 滤袋侧壁峰值压力对比Fig. 3 Comparison of t he peak pressure between t he experimentalvalue and t he numerical calculations3. 2 Φ130 ×6 000 滤袋的模拟圆筒滤袋通常的尺寸为Φ130 、Φ150 、Φ160 mm 等几种,长度一般在5 000～8 000 mm 之间. 其中Φ130 ×6 000 mm的滤袋在工程应用中较多,对于长滤袋不宜加文丘里管,本文选择Φ130 ×6 000 mm 滤袋进行喷吹气流压力场的模拟.图4 脉冲喷吹不同时刻滤袋侧壁压力曲线Fig. 4 Pressure inside a filter bag at different instant s图4 是常温条件下Φ130 ×6 000 mm 的滤袋,在T = 100 ms , X = 200 mm , d = 24 mm , P = 0.2 MPa时脉冲喷吹不同时刻滤袋壁面的模拟结果.从图4 中可以看出,滤袋壁面不同部位达到最大压力值的时间是有差别的. 距袋口越远,达到最大压力值所需的时间越长. 40 ms 左右时,距滤袋口0～1m 处压力值达到最大;喷吹到60 ms 时,距袋口1～3 m 处达到压力最大值;70 ms 左右,袋口压力减小,距袋口3～6 m处滤袋壁面压力达到最大值;而在80 ms ,100ms时滤袋壁面的峰值压力值不断下降.在喷吹过程中,滤袋壁面受到的最大静压值即为峰值压力. 峰值压力是喷吹过程中一个最直观的表现形式,可以通过实验测量获得. 据图4 所示各时刻的压力分布,经计算后得图5所示的滤袋壁面峰值压力曲线. 由图5可见,峰值压力不断上升,距袋口约0. 5 m处出现最大值,随后由于喷吹气流泄漏和运动压力损失,峰值压力开始下降,喷吹气流冲击到封闭的滤袋底部,产生返流,导致滤袋底部的压力值回升.压力上升速率是滤袋壁面的峰值压力与压力从零值上升到峰值所经历的时间的比值.压力上升速率是喷吹效果的一个重要评价指标. 图6 是根据图5 所示的模拟结果得出的滤袋壁面压力上升速率曲线图. 由图6可见,压力上升速率从袋口开始上升,距袋口约0. 5 m 处出现最大值,随袋长的增加,压力上升速率逐渐减小.图5 滤袋侧壁峰值压力Fig. 5 Peak pressure during cleaning at variouslocations inside t he filter bag图6 滤袋最大压力上升速率Fig. 6 Most increscent velocity of pressure at variouslocations inside t he bag4 结论(1) 利用CFD 方法对Φ160 ×6 000 mm滤袋的脉冲喷吹清灰过程进行数值模拟,结果与文献实验测定结果的基本趋势一致,可以采用数值模拟的方法分析滤袋内喷吹气流的压力分布.(2) 由Φ130 ×6 000 mm 滤袋的数值模拟结果可以看出,在设定为100 ms的喷吹时间里,随着喷吹气流向下运动,滤袋壁面依次达到最大压力值. 70 ms以后,尽管还在继续喷吹,但壁面的峰值压力下降,表明延长压缩空气喷吹时间对峰值压力的提高不起作用.(3) 喷吹过程中,滤袋上部受到的峰值压力最大,底部其次,中部最小. 压力上升速率从袋口开始上升,距袋口约0. 5 m处出现最大值,随袋长的增加,压力上升速率逐渐减小.参考文献References[1 ] L ; FFL ER F ,SIEVERT J . Cleaning mechanisms in pulse2jet fabricfilters[J ] . Filt ration & Separation ,1987 ,24 (3/4) :1102113.[2 ] MORRIS W J . Cleaning mechanisms in pulse jet fabric filters[J ] .Filt ration & Separation ,1984 ,21 (1/ 2) :50254.[3 ] 杨复沫. 脉冲袋式除尘器清灰能力的评价方法和手段的试验研究[D] . 武汉:冶金部安全环保研究院,1992.Y AN G Fu2mo. Research of the assessment method on the cleaning ability ofpulse2jet fabric filters [D ] . Wuhan :Metallurgy Department Safety and Environmental Protection ResearchInstitute ,1992.[4 ] 陈隆枢. 脉冲喷吹装置的清灰特性及相关技术[ C]/ / 全国袋式过滤技术研讨会论文集. 2005 ,厦门. ,200322005(12) :2522259.CHEN Long2shu. The characteristic of cleaning and the interrelatedtechnology of pulse2jet equipment [C]/ / Discus2sion Forum Nemoir of Bag Filt ration of China (2005 ,Xiamen) ,2003 - 2005(13) :2522259.[5 ] 陶文铨. 数值传热学[M] . 第2 版. 西安:西安交通大学出版社,1999.TAO Wen2quan. Numerical heat t ransfer [M] . Second Edition. Xi′an : Xi′anJiaotong University Press ,1999.[ 6 ] KUNZ R F ,LA KSHMINARA Y ANA B. Explicit navier2stokes computationof cascade flows using the k2turbulencemodel [J ] . AIAA. 1992 ,30 (1) :13221.[7 ] 佟桂芳,徐德龙,张强,等. 一种新改进的SIMPL E 算法[J ] . 西安建筑科技大学学报:自然科学版,2001 ,33 (3) :2212224.TON G Gui2fang ,XU De2long ,ZHANG Qiang ,et al. A new modification tosimple algorithm[J ] . J . Xi′an Univ. ofArch. & Tech. (Natural Science Edition) ,2001 ,33 (3) : 2212224.[8 ] 李兴华. 脉冲阀性能检测装置的研究[D] . 武汉:武汉安全环保研究院,2002.L I Xing2hua. Study on detection equipment s of diaphragm valveperformance[D] . Wuhan : Wuhan Safety and Envi2ronmental Protection Research Institute ,2002.[9 ] 陈志炜. 大型低压脉冲阀的研究[D] . 武汉: 武汉科技大学,2003.CHEN Zhi2wei. Study on the large2scale and low2pressure diaphragm valve[D] . Wuhan : Wuhan University of Sci2ence and Technology ,2003.[10 ] 田玮. 脉冲喷吹袋式除尘器清灰的研究[D] . 西安: 西安建筑科技大学,2005.TIAN Wei. Study on the cleaning process of pulse2jet fabric filters[D].Xi′an : Xi′an Univ. of Arch. & Tech . ,2005.3Biography :DANG Xiao2qing ,Associate Professor ,Ph. D. ,Xi′an 710055 , P.R. China , Tel :0086229282202729 ,Email :dangxq #163.将#换成@com基金项目:国家863 计划项目资助课题(2005AA642010)作者简介:党小庆(19642) ,男,副教授,博士研究生,主要研究方向为大气污染控制技术和设备。
风力机翼型气动特性数值模拟
Ｆｉｇ．２ Ｔｈｅ ｇｒｉｄ ｏｆ￥８２５ ａｉｒｆｏｉｌ
３ Ｓ８２５翼型数值模拟及对比分析
３．１网格密度对性能影响的标定
针对￥８２５翼型采用表１所列的３种不同密度的 网格进行数值计算，模拟采用ｓ—Ａ湍流模型，得到３ 种不同网格条件下的￥８２５翼型升力、阻力和力矩系 数，如图３ａ～图３ｄ所示。观察分析，４万网格与７ 万、１０万网格性能相差较大，大攻角时（攻角大于 ８０）各项系数性能相差明显，而７万、１０万两种网格 间的翼型性能儿无差异，这在图３ｅ～图３ｆ的翼型表 面静压分布图中也可明显看出。存在差异的主要原 因认为足由于网格近肇ｙ＋值影响所致。所以，通过 计算分析，对于风力机翼型二维数值模拟，采用约７ 万网格节点，近壁Ｙ＋＜１０的条件下，呵以不必考虑 计算网格对气动性能的影响，从而可在保证计算精 度前提下加快计算速度。
风力机翼型数值模拟时，采用约７万网格节点、近肇ｙ＋＜１０时达到网格无关，ｓ－Ａ湍流模型进行气动性能预测相
对精度较高，为风力机翼型气动设计提供了快速有效地数值仿真性能检测手段，具有较高工程实用价值。
关键词：风力机；翼型；气动性能；数值模拟
’
中图分类号：ＴＫ８３
文献标识码：Ａ
Ｏ引 言
目前检测风力机翼型气动性能的主要手段是风 洞试验和数值模拟。风洞试验研究耗时、耗资，而随 着计算机技术发展以及湍流模型的不断完善，应用 计算流体力学（ＣｒＤ）数值方法研究风力机翼型的气 动陛能已成为重要途径和发展趋势【Ｉ’２］。ＣＦＤ数值 模拟能够描述复杂几何边界及流动结构，并能在设 计初期完成快速的性能评估进而改进设计，优化设 计性能且省时、省钱，极大地降低了新设计所带来的 风险。所以，近年来在风力机翼型气动性能检测中 更多地应用ＣＦＤ数值模拟【３’４Ｊ。
横风条件下高速列车不同速度下空气动力性能数值仿真
横风条件下高速 列车不 同速度下 空气 动力性 能数值仿真
李 明， 王 进， 刘为亚 （ 南车青岛四方机车车辆股份有限公司 高速列车系统集成国 家工程实验室哺 方） ， 山 东 青岛 ２ ６ ６ １ １ １ ）
摘 要： 采用流体力 学数值计算软件 Ｆ Ｌ ＵＥ ＮＴ对我 国某新型动车组横风条件 下的 空气动力 学性 能进行 了数值 仿真。研
图 １ 列车几何模 型
收 稿 日期 ： ２ ０ １ ２ — １ ２ — ０ ５
＋Ｇ ＋Ｇ ６ 一ｐ ｃ— ｙ 村＋Ｓ （ １ ）
作者 简介 ： 李 明（ １ ９ ８ １ 一） ， 男， 助理工程师 ， 研究 方向为高速列车空气动力学及刚度阻尼测试试验 。
５ ５
Ｅ ｑ ｕ ｉ ｐ ｍｅ ｎ ｔ Ｍａ ｎ ｕ ｆ ａ ｃ ｔ ｕ ｉ ｒ ｎ ｇ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ Ｎｏ ． ３， ２ ０ １ ３
１ 列车几何模型
列 车 模 型参 考 了 国 内新 型 动 车组 外 型 ，由 于需
本 文选 用 的是 带 旋 流修 正 的 ， ｃ （ Ｒ ｅ ａ ｌ ｉ ｚ ａ ｂ ｌ ｅ
Ｋ 一 占 ） 两方程湍流模型。 相对于标准 ， ｃ 一 湍流模型 ， 此 模型为耗散率增加 了新的来源 自 层流速度波动的精
中图分类号 ： Ｕ ２ ７ ０ ． １ １
文献标识码 ： Ａ
文章编号 ： １ ６ ７ ２ — ５ ４ ５ × （ ２ ０ １ ３） ０ ３ － ０ ｏ ５ ５ 一 ｏ ３
横风作用下高速列车运行的气动性能一直是列 ２ 仿真计算 车空气动力学中的一个重要研究方 向【 ｌ － ３ １ 。在横风尤 其是 强横 风作 用下 ， 列车气动性能恶化 ， 空气 阻力 、 ２ ． １域 场及 网格选取 横 向力迅速增加 ， 严重影响了列车的横 向稳定性。当 由于本 文计 算模 型相对 来流方 向为 中心 不对 横风速度大于 ３ ０ ｍ ／ ｓ ， 列车速度超过 ２ ０ ０ ｋ ｍ ／ ｈ 时， 就 称 ， 故不能考虑对称域场计算方式。考虑到空气绕流 很有可能导致列车 由侧风失稳而发生脱轨 、倾覆等 和流场的充分发展等情况 ，选取计算域场距列车前 事故。以京沪高速铁路为例 ， 沿途遇到的最大风速可 方长度约为 １ ５ ０ ｍ， 后方约为 ２ ５ ０ ｍ， 上方约为 ３ ０ ｍ， 能超过 ３ ０ ｒ ｒ ｄ ｓ 。 因此 ， 很有必要研究高风速下 ， 列车高 车体迎风面距域场边界为 ２ ０ ｍ，被风面车体距域场 车速 时 的气 动性 能 变化 的规 律 。 边界 为 ３ ０ ｍ。 本文采用数值模拟计算的方法 ，对 ｌ ５ —２ ５ ｍ ／ ｓ 本文计算 中全域场均采用非结构网格 ，车体表 横风风速下 ， 车速在 １ ０ ０ ｋ ｍ ／ ｈ一 ４ ０ ０ ｋ ｍ ／ ｈ区间内， 高 面为三角形网格 ，在紧靠车体表面空间上采用多层 速列 车运行时 的气动性能进行 了仿真计算 ，根据计 三棱柱五面体网格 ，以便更好的模拟车体附面层效 算得到的数据 ，分析 了不同横风速度和车速 时相应 应。 在保证计算精度 的前提下 ， 在空间其他位置采用 的车体纵 、 横 向气动力变化的规律及成因 ， 得到了相 六面体 网格 ， 在节省网格数 目的同时 ， 提高了计算速 应 的 结论 ，为今 后列 车在 横 风作 用下 的运行 安 全 性 度。本次计算所有网格数约为 ３ ． ５ Ｘ １ ０ 。 提供一定的依据。 ２ ． ２ 湍 流模 型及控 制 方程
大风下高速列车进出防风明洞及隧道口的气动特性数值模拟研究
大风下高速列车进出防风明洞及隧道口的气动特性数值模拟研究大风下高速列车进出防风明洞及隧道口的气动特性数值模拟研究摘要：随着高速列车的广泛应用，高速列车进出隧道时产生的气动效应引起了广泛关注。
本文通过数值模拟方法，研究了大风下高速列车进出防风明洞及隧道口的气动特性。
研究发现，高速列车通过明洞或隧道时，在不同风速下，会产生较强的气流波动和压力变化。
通过对模拟数据的分析，可以为高速列车设计和运行提供重要参考。
关键词：高速列车；进出隧道；气动特性；数值模拟1. 引言高速列车的出行速度高达数百公里每小时，在进出隧道时产生的气动效应成为其设计和运行的重要问题。
隧道口处会形成高速风，而高速列车通过时会产生气流波动和压力变化，可能对列车和隧道结构造成影响。
因此，研究高速列车进出防风明洞及隧道口的气动特性具有重要的实际意义。
2. 数值模拟方法本研究采用了计算流体力学（CFD）方法进行数值模拟。
首先，根据高速列车、明洞或隧道口的几何模型进行网格划分。
然后，根据模型的运动状态和来流条件设置边界条件。
最后，通过求解流体动力学方程，得到模拟结果。
3. 模型的建立与验证为了准确模拟高速列车进出防风明洞及隧道口的气动特性，本文采用了实际列车模型和实际明洞或隧道模型。
通过与实测数据进行对比，验证了数值模拟的准确性。
4. 结果与讨论4.1 风速对气动特性的影响通过数值模拟，我们研究了不同风速下高速列车进出防风明洞或隧道口时的气动特性。
结果显示，随着风速的增加，列车通过时的气流波动和压力变化增强。
特别是当风速超过一定阈值时，气流波动和压力变化更加剧烈。
4.2 列车速度对气动特性的影响同样地，我们研究了高速列车速度对气动特性的影响。
模拟结果显示，列车速度增加会加剧气流波动和压力变化。
当列车速度达到一定值时，气流波动和压力变化会显著增加。
5. 影响因素的分析本文还对影响高速列车进出防风明洞及隧道口气动特性的因素进行了分析。
通过数值模拟结果的统计和对比，我们发现风速、列车速度、明洞或隧道口几何形状等因素对气动特性有显著影响。
飞行器气动性能的数值模拟与实验分析
飞行器气动性能的数值模拟与实验分析在航空航天领域，飞行器的气动性能是决定其飞行性能、安全性和经济性的关键因素之一。
对飞行器气动性能的深入研究和准确评估对于飞行器的设计、优化和改进具有重要意义。
数值模拟和实验分析是研究飞行器气动性能的两种重要手段，它们各有优势和局限性，相互结合可以为飞行器的研发提供更全面、准确的信息。
数值模拟是通过建立数学模型和利用计算机进行数值计算来预测飞行器周围的流场和气动特性。
其基本原理是基于流体力学的基本方程，如纳维斯托克斯方程（NavierStokes equations），通过离散化和数值求解这些方程，得到飞行器表面的压力分布、速度场、温度场等参数。
数值模拟的优点在于可以快速地对不同的设计方案进行评估和比较，成本相对较低，而且可以获得详细的流场信息。
然而，数值模拟也存在一些不足之处。
首先，数学模型和数值方法的准确性和可靠性需要不断验证和改进。
其次，对于复杂的流动现象，如湍流、分离流等，数值模拟的精度可能受到限制。
此外，数值模拟还需要对计算网格进行合理的划分和优化，这需要一定的经验和技巧。
实验分析则是通过在风洞或飞行试验中对真实的飞行器模型进行测试，直接测量其气动性能参数。
风洞实验是一种常见的实验方法，它可以在受控的环境下模拟飞行器在不同飞行条件下的气流情况。
通过在模型表面布置压力传感器、热线风速仪等测量设备，可以获取飞行器表面的压力分布、速度分布等数据。
飞行试验则是在真实的飞行环境中对飞行器进行测试，能够获得最真实的气动性能数据，但成本高昂且风险较大。
实验分析的优点是结果直观、可靠，可以捕捉到真实的流动现象和复杂的气动效应。
但实验分析也存在一些局限性，如实验设备昂贵、实验周期长、模型制作难度大等。
在实际的研究工作中，通常将数值模拟和实验分析相结合，以充分发挥两者的优势。
例如，在飞行器的初步设计阶段，可以利用数值模拟对多个设计方案进行快速筛选和优化，然后通过实验分析对优选方案进行验证和进一步的改进。
高超音速飞行器高空飞行气动特性研究
高超音速飞行器高空飞行气动特性研究1近空间飞行器气动特性研究1,21,23 蒋勤学叶友达卢笙(1 国家计算流体力学实验室, 北京 100083;2中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000;3北京航空航天大学宇航学院，北京 100083)高升阻比外形飞行器在高空巡航时，空气密度随高度变化，当飞行到一定高度时摘要必须考虑高空低密度效应。
在壁面区域，无滑移条件不再成立，采用滑移条件才能较好的描述，而在流动的其它区域，连续介质模型仍然成立，控制方程采用N-S方程。
本文通过在壁面考虑有滑移的壁面条件对高超声速飞行器在不同高度飞行状态进行数值模拟，并对气动力特性进行了分析。
关键词高超声速滑移条件数值模拟1、引言飞行器处于高超声速飞行时，高空的密度和压力随高度增加而降低，高马赫数，低雷诺数是周围绕流流场的主要特征。
周围流场仍然使用连续介质模型，飞行器壁面采用无滑移壁面。
但当飞行高度进一步升高，伴随着雷诺数的减小，在固壁附近连续介质假设不再成立，Kn数表现出高空低密度效应。
在此区域，分子的平均自由程变大，连续介质模型不再适用。
,的定义为分子平均自由程与流动的特征尺度L之比:,,KnL (1)KnKn,0.01Kn,0.01可以按照数的大小进行流动分区，当时，可将气体视为连续介质，当时为稀薄流区。
[2]若以雷诺数和马赫数判断时，流动分区为: ReM,,连续流区M,,0.01Re, (2) 滑流区M,0.01,,1Re, (3) 过渡流区MM,,,10,,1ReRe,, (4) 自由分子流区, 基金项目:国家自然科学基金资助项目(90505016，10321002)M,,10Re, (5) 该效应使无滑移的壁面边界条件不再成立，壁面上将出现速度滑移和温度跳跃。
由于高空飞行雷诺数较低，流动为层流。
本文采用高超音速的升力体外形的三维绕流流场进行了数值模拟，求解了完全气体的N-S方程，对壁面采用无滑移条件和滑移条件。
高速行驶遭遇侧风的SUV汽车气动特性模拟研究
Ｃｏ ｐ ｅ ｏ Ｆｉ ｌ ｒ ｕｎ ｔ ｍ ｏ ｌ ｍ ｌｘ Ｆｌ ｗ ｅ ｄ ａ ｏ ｄ Ａｕ ｏ ｂｉ ｅ
ＹＵ Ｘｕ － ｉ ｇ Ｚ ｅ ｂｎ ， ＨＥＮ Ｈｕ － ｉｎ ａ ｘａ ｇ
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（ ）湍 流动能方 程 ３
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（ ）湍流 耗散率方 程 ４
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车 型 ，分 析其高 速行 驶遭 遇侧 风时 的侧力 、侧倾 力
矩、 横摆力 矩等气 动 特性 ， 具有 重要 意义 。本 文选 用
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某 国产 Ｓ Ｖ模 型 ． 用 车身 横摆模 拟稳 态侧 风作 用 Ｕ 利 的合成风方 法模 拟一 定 强度侧 风作用 下汽 车行驶 中 受 到的侧 风作用 ．得 到一 定危 险侧风 强度下 的流 场 分 布和气 动 力 （ ） 系数 ， 矩 及 结合 汽 车操 纵 动力 学 定 性 地解释 了侧 风对汽 车 的影 响 ．为深 入研究 高速 行 驶 侧风作用 下乘 用 车气 动特性 及侧风 稳定性 仿真 提 供 了有利 的参考
收 稿 日期 ： ０ ７ ０ — ８ ２０ — ５ １
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高超音速飞行器的气动特性研究
高超音速飞行器的气动特性研究在当今航空航天领域，高超音速飞行器的发展成为了备受关注的焦点。
高超音速飞行器具备极快的飞行速度，能够在短时间内到达遥远的目的地，这为人类的太空探索、军事应用等带来了巨大的潜力。
然而，要实现高超音速飞行并非易事，其中飞行器的气动特性是一个关键的研究领域。
首先，我们来了解一下什么是高超音速。
一般来说，当飞行器的飞行速度超过 5 倍音速（约合每小时 6000 公里）时，就被认为进入了高超音速范畴。
在这样的高速下，空气的流动特性和飞行器表面的相互作用与常规速度下有了极大的不同。
高超音速飞行时，空气的可压缩性变得极为显著。
在常规速度下，空气可以被近似看作不可压缩的流体，但在高超音速条件下，空气的压缩和膨胀对飞行器的性能产生了巨大影响。
这就导致了气流在飞行器表面的流动变得异常复杂，产生了强烈的激波。
激波的出现是高超音速飞行器气动特性中的一个重要现象。
激波是一种强烈的压力波，它会带来巨大的阻力和能量损失。
激波的强度和位置取决于飞行器的外形和飞行速度。
为了减小激波带来的不利影响，飞行器的外形设计就显得至关重要。
例如，采用尖锐的头部和光滑的表面可以在一定程度上降低激波的强度，从而减少阻力。
另外，高超音速飞行器在飞行过程中会面临严重的气动加热问题。
由于空气的强烈压缩和摩擦，飞行器表面的温度会急剧升高。
这不仅对飞行器的结构材料提出了极高的要求，也会影响到飞行器的气动特性。
高温会改变空气的物理性质，使得空气的粘性增加，从而进一步影响气流的流动和传热过程。
在研究高超音速飞行器的气动特性时，数值模拟和实验研究是常用的方法。
数值模拟通过建立数学模型和利用计算机进行计算，可以模拟飞行器在不同条件下的气流流动情况。
然而，由于高超音速流动的复杂性，数值模拟往往存在一定的误差和不确定性。
实验研究则能够更直接地获取飞行器的气动特性数据，但实验成本高、难度大，而且受到实验条件的限制。
为了更准确地研究高超音速飞行器的气动特性，常常需要将数值模拟和实验研究相结合。
突风下高速列车气动特性数值模拟
文章编号
广西科技大学学报
JOURNAL OF GUANGXI UNIVERSITY OF SCIENCE AND TECHNOLOGY
Vol.28 No.4 Dec.2017
2095-7335(2017)04-0019-06
DOI： 10.16375/45-1395/t.2017.04.004
20
广西科技大学学报
第 28卷
式 (1)， 式 ( 2)中 ，F z---- 高 度 z 处 的 风 速 (m / s ) ; z ---- 垂 向 高 度 (m ) ; z s ---- 参 考 高 度 (m ) ， 取 zs= l .〇 m ;o: ----地表粗植度影响系数， 考虑第域类地表， 取琢=0.16; F z s ---- 参 考 高 度 zs 处 的 风 速 (m / s ) ; t ---- 流动时间(泽). 数值模拟中， 高速列车采用3 车连挂、 列 车 行 驶 在 带 声 屏 障 的 双 线 高 架 桥 上 并 处 于 上 风 向 咱 3暂援考虑到非 定常计算需要消耗巨大的计算资源， 使用较长的计算时间， 因此， 采 用 l :l 〇的 缩 尺 模 型 .在 缩 小 的 计 算 模 型 中， 高 架 桥 底 面 距 离 地 面 l .50 m ， 声 屏 障 高 度 0.30 m ， 列 车 中 心 线 距 离 左 右 声 屏 障 分 别 为 0.37 m 和 0.87 m .
X 方向的列车运行速度及Y 方向的侧向风速度与实际情况一致， 非 定 常 计 算 区 域 及 计 算 网 格 如 图 l 所示.
(遭 ) 横向截面网格
图 1 计算区域及二维网格
Fig.1 Computing domain and two-dimension mesh
基于数值模拟的橡胶防护林防风效应探讨
基 于 数 值 模 拟 的橡 胶 防 护 林 防风 效 应 探 讨
唐 朝 胜 。 ， 刘 世 洪 ， 程 杰 仁 ， 邱 育毅 。
（ １ ． 中 国农 业 科 学 院 农 业 信 息研 究 所 ， 北京 １ ０ ０ ０ ８ １ ； ２ ． 海南大学 ， 海南 海 口 ５ ７ ０ ２ ２ ８ ）
ＴＡＮＧ Ｃ ｈ ａ ｏ － ｓ ｈ ｅ ｎ ｇ ， Ｌ Ｉ Ｕ Ｓ ｈ ｉ — ｈ ｏ ｎ ｇ ｈ， ＣＨＥＮＧ Ｊ ｉ ｅ － ｒ ｅ ｎ ， ＱＩ Ｕ Ｙｕ — ｙ ｉ 。
（ １ ． Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ｏ ｆ Ｃ ｈ ｉ ｎ ｅ ｓ ｅ Ａｃ ａ ｄ ｅ ｍｙ ｏ ｆ Ａｇ ｒ ｉ ｃ ｕ ｌ ｔ ｕ ｒ ａ ｌ Ｉ ｎ ｆ ｏ ｒ ｍａ ｔ ｉ ｏ ｎ， Ｂｅ ｉ ｊ ｉ ｎ ｇ １ ０ ０ ０ ８ １ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ
摘 要 ： 针 对 影响 防风 效应 的 多种 因素 ，对 大风 绕 橡胶 及 防护 林 带 的流 场 进 行 数值 模 拟 。将 林 带
视 为符合 空 气动 力特性 的 多孔介 质模 型 ， 通过 分析 林 带 内部 结构 对绕 林 流场 的影 响 ， 构 建林 带二 维
模 型 。在 ￡控制 方程 的基 础上 ， 对相 关参 数进 行修 正 ， 借助 Ｃ Ｆ Ｄ 软 件模 拟 了大风 绕 林后 的流 场 。 比较 了 ２ 种 流 场 中的 沿流相对 风速 的 变化 ， 并对 模拟 进行 了验 证 分析 。结 果表 明 ， ３种 树 高 下的 防 护林 带后 的 防护距 离差 别不 明显 ， 且树 越 高 ， 承 受 的风压越 大 ； 相 比通 风型 林 带 ， 紧密型 和疏 透型 林
ｆ ｉ ｅ ｌ ｄ， ｔ ＷＯ — ｄ ｉ ｍｅ ｎ ｓ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｗａ ｓ ｂ ｕ ｉ ｌ ｔ ． Ｓ ｅ ｃ ｏ ｎ ｄ ｌ ｙ ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ 肛￡ ｅ ｑ ｕ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ， ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｌ ｅ ｖ ａ ｎ ｔ ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｓ ｗｅ ｒ ｅ ａ ｍｅ ｎ ｄ ｅ ｄ， ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｗｉ ｎ ｄ ｆ ｌ ｏ ｗ ｆ ｉ ｅ ｌ ｄ ａ ｒ ｏ ｕ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｆ ｏ ｒ ｅ ｓ ｔ ｗａ ｓ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｄ ｗｉ ｔ ｈ ＣＦ Ｄ ｓ ｏ ｆ ｔ ｗａ ｒ ｅ ． Ｆ ｉ ｎ ａ ｌ ｌ ｙ， ｔ ｈ ｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｇ ｅ ｓ ｏ ｆ ｒ ｅ ｌ ａ ｔ ｉ ｖ ｅ ｗｉ ｎ ｄ ｖ ｅ ｌ ｏ ｃ ｉ ｔ ｙ ａ ｌ ｏ ｎ ｇ ｔ ｈ ｅ ｆ ｌ ｏ ｗ ｉ ｎ ｔ ｗｏ ｋ ｉ ｎ ｄ ｓ ｏ ｆ ｆ ｌ ｏ ｗ ｆ ｉ ｅ ｌ ｄ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｗｅ ｒ ｅ ｃ ｏ ｍｐ ａ ｒ ｅ ｄ ． Ｔｈ ｅ
一种基于高速气流吹袭下导弹姿态调节装置[发明专利]
![一种基于高速气流吹袭下导弹姿态调节装置[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/2c42a3edbb68a98270fefaa3.png)
专利名称：一种基于高速气流吹袭下导弹姿态调节装置专利类型：发明专利
发明人：张毅,洪涛,张乐
申请号：CN201910663972.1
申请日：20190722
公开号：CN112284194A
公开日：
20210129
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种基于高速气流吹袭下导弹姿态调节装置，试验件安装平台用于试验件安装，和攻角调节机构相连固定，攻角调节机构固定在侧滑角调节机构上，后高度调节装置通过滑动螺栓的无级伸缩长度调节，使得试验件安装平台后侧高度沿着后支架导向槽升降，从而实现试验件安装平台攻角调整，侧滑角调节机构上方和攻角调节机构相连，下方和试验件底板设备相连，所述的侧滑角调节一端通过螺栓固定，另一端在底板设备导向槽内移动，实现试验件侧向滑动。
本发明不仅能够实现试验件安装平台攻角的调节，且可实现试验件安装平台侧滑角的调整，它结构简单、操作方便，能满足对导弹在高速气流吹袭下姿态的快速调整需求。
申请人：航宇救生装备有限公司
地址：441003 湖北省襄阳市新华路104号
国籍：CN
代理机构：中国航空专利中心
代理人：张毓灵
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高超声速飞行器的气动热特性
高超声速飞行器的气动热特性高超声速飞行器的发展是现代航空航天领域的一个重要方向，其在军事、民用等多个领域都具有巨大的应用潜力。
然而，在高超声速飞行条件下，飞行器所面临的气动热问题成为了制约其发展和应用的关键因素之一。
要理解高超声速飞行器的气动热特性，首先得明白什么是高超声速。
一般来说，当飞行器的飞行速度超过 5 倍音速时，就被称为高超声速飞行。
在这样的高速下，飞行器与周围空气的相互作用变得极为复杂和剧烈。
当高超声速飞行器在大气中飞行时，其表面与空气之间产生强烈的摩擦和压缩，导致大量的能量转化为热能。
这就使得飞行器表面的温度急剧升高。
比如，在某些极端情况下，飞行器的机头、机翼前缘等部位的温度可能会高达数千摄氏度。
这种高温会给飞行器带来诸多问题。
首先，高温会对飞行器的结构材料造成严重的考验。
传统的航空材料在这样的高温下可能会失去强度、发生变形甚至熔化，从而影响飞行器的结构完整性和安全性。
为了应对这一问题，科学家们一直在努力研发能够承受高温的新型材料，如陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料等。
其次，气动热还会影响飞行器的空气动力学性能。
高温会改变周围空气的物理性质，如密度、黏度等，从而改变飞行器表面的气流流动状态。
这可能导致飞行器的升力、阻力等性能发生变化，影响其飞行稳定性和操控性。
此外，高温还会对飞行器的热防护系统提出极高的要求。
为了保护飞行器内部的设备和人员免受高温的影响，需要采用有效的热防护措施。
常见的热防护方法包括烧蚀热防护、隔热瓦热防护和主动冷却热防护等。
烧蚀热防护是利用材料在高温下的烧蚀过程来吸收热量，从而降低飞行器表面的温度。
这种方法在早期的高超声速飞行器中应用较多，但存在烧蚀后的残留物可能会影响飞行器的气动外形等问题。
隔热瓦热防护则是通过在飞行器表面铺设具有良好隔热性能的瓦片来阻挡热量向内部传递。
然而，隔热瓦的安装和维护较为复杂，且在飞行过程中可能会出现瓦片脱落等故障。
主动冷却热防护是一种较为先进的技术，通过在飞行器内部循环冷却剂来带走热量。
超音速飞行器气动热力特性分析
超音速飞行器气动热力特性分析超音速飞行器是当飞行速度超过声速时的航空器。
这种飞行器在军事和民用领域都具有重要意义，因为它们能够以更快的速度到达目的地。
然而，超音速飞行器所面临的一个主要挑战是气动热力特性，即由于高速飞行而引起的气流和热量变化。
本文将探讨超音速飞行器的气动热力特性及其分析方法。
在超音速飞行器中，气动热力特性由飞行速度、空气密度和温度差异等因素决定。
由于超音速飞行器在空气中移动，压力和温度变化会引起空气流动模式的变化。
这些变化会影响到飞行器的稳定性和性能。
因此，了解和分析超音速飞行器的气动热力特性是非常重要的。
为了分析超音速飞行器的气动热力特性，研究人员通常使用数值模拟和实验方法。
数值模拟是利用计算机模型对飞行器周围的气动流动进行模拟和分析。
这种方法可以提供详细和精确的气动热力数据，但也需要大量计算资源和复杂的算法。
实验方法则是通过在实际试验台上对超音速飞行器进行测试来获取气动热力数据。
这种方法可以获得真实的飞行条件下的数据，但也存在成本高、时间长和环境控制等问题。
除了数值模拟和实验方法，研究人员还可以使用分析方法来分析超音速飞行器的气动热力特性。
这种方法是基于理论分析和物理模型的推导，可以通过简化和假设来获得飞行器周围气动流动的一些基本特性。
然而，由于超音速飞行器的气动热力特性非常复杂，使用分析方法进行全面的分析可能会有一定的局限性。
无论使用何种方法，分析超音速飞行器的气动热力特性都要考虑的因素包括空气动力学、热力学和热传导等。
空气动力学是研究流体运动的力学学科，可以用来描述流体（例如空气）在超音速飞行器周围的流动行为。
热力学则是研究热量传递和转换的学科，可以用来描述超音速飞行器和周围空气之间的热传导。
热传导是指在温度差异下，从高温区域到低温区域的热量传递现象。
超音速飞行器的气动热力特性分析有助于改善飞行器的设计和性能。
通过分析和理解超音速飞行器周围空气流动和热传导的行为，可以优化飞行器的外形和材料选择，以降低阻力和热负荷。
超高速气动学模拟方法研究及应用
超高速气动学模拟方法研究及应用随着科技的不断发展，超高速飞行器已经逐渐变成了一个备受瞩目的领域。
而一些相关技术的研究也随之快速发展，其中就包括了超高速气动学模拟方法。
本文将从三个方面阐述超高速气动学模拟方法的研究及应用，分别为方法及工具的介绍、应用研究情况和未来展望。
一、方法及工具的介绍超高速气动学模拟方法是一种用计算机模拟气体流体力学的方法，在超高速飞行器设计中具有非常重要的意义。
在这种方法中，主要有两种常用的工具：一种是计算流体力学（CFD）方法，另一种是蒙特卡罗方法（MC）。
CFD方法是通过计算导出速度、压力、密度、温度等参数，以获得物体在气流中运动的情况，而MC方法则是通过数值模拟来预测分子在气流中的表现。
对于超高速气动学模拟方法的准确性和可靠性，CFD方法和MC方法各有其特点，但都需要高性能计算机的支持才能完成高精度的计算。
在CFD方面，目前已经出现了多种优化的求解方法，对于大规模计算的应用也有了一定的进展。
在MC方面，随着大规模并行计算的发展，其计算效率和精度也有了很大提升。
总的来说，两种方法的结合协同，可以更好的模拟超高速气体流动。
二、应用研究情况超高速气动学模拟方法在航空航天领域的应用非常广泛。
例如，它可以用来预测超高速飞行器飞行时所遇到的阻力、温升等问题，以及用来预先评估飞行器的稳定性和飞行性能。
同时，也可以应用于航天器的设计与制造中。
例如，预测涡流的吸力、热防护层的性能等。
在国内外的一些超高速飞行器项目研究中，超高速气动学模拟方法得到了广泛应用，并取得了不少成果。
例如美国宇航局曾采用CFD方法来预测喷流风洞内的气流变化，中国在气动外形优化设计和风洞试验研究中也广泛使用CFD方法。
三、未来展望虽然在超高速气动学模拟方法领域已经取得了一定的研究进展，但是仍有许多问题需要解决。
例如，在算法上，需要开发更加高效且适用于大规模并行计算的方法；在计算资源上，需要提供更高性能的计算机设备。
真空管道车辆活塞风的气动特性与变化规律
真空管道车辆活塞风的气动特性与变化规律真空管道车辆是一种利用真空管道进行高速运输的交通工具。
在真空管道中，由于压力远低于大气压，车辆在行驶过程中会面临一系列的气动挑战和变化。
了解真空管道车辆的气动特性和变化规律对车辆设计和运行至关重要。
气动特性是指在真空管道中，车辆与气流之间的相互作用。
由于压力差异，气流将与车辆表面相互作用，形成气动力。
这些气动力对车辆的运行速度、稳定性和能量消耗都有重要影响。
了解气动特性可以帮助设计和调整车辆的外形和结构以提高效率和性能。
气动特性的变化规律可以通过一系列参数来描述。
这些参数包括气流速度、气流密度、车辆形状和尺寸等。
一般来说，当车辆速度增加时，气流速度也会增加，从而增大了气动阻力和升力。
气流密度也会随着真空管道中气体抽取而改变。
在设计车辆时需要考虑这些因素，并根据实际情况进行优化。
车辆的活塞风也是气动特性的重要组成部分。
活塞风是指车辆发动机运转时排放的高速气流对车辆周围气流的干扰。
活塞风对车辆的稳定性和速度都会产生影响。
需要合理安排车辆的进气口和排气口位置，降低活塞风对车辆的干扰。
通过数值模拟和实际测试可以研究真空管道车辆的气动特性和变化规律。
数值模拟是通过计算流体力学方法模拟气流和车辆之间的相互作用，得到气动力和流场分布。
实际测试可以采用风洞实验和试验车辆的方法来验证数值模拟结果的准确性和可行性。
真空管道车辆的气动特性和变化规律是影响车辆性能和运行效率的重要因素。
了解和研究这些特性可以帮助改进车辆设计和优化车辆运行。
未来，随着真空管道技术的发展和应用，我们对真空管道车辆气动特性的研究还有待进一步深入和完善。
弹射救生高速气流吹袭防护气动特性数值模拟
弹射救生高速气流吹袭防护气动特性数值模拟
魏涛;张大林
【期刊名称】《应用力学学报》
【年(卷),期】2009(0)4
【摘要】对弹射救生中高速气流吹袭防护装置对人椅系统气动特性影响进行了数值模拟。
采用基于面的有限体积方法求解N-S方程,空间离散采用中心格式,时间离散采用五步显式Runge-Kutta方法。
基于Spalart-Allmaras(S-A)紊流模型的DES方法,数值模拟了人椅系统在马赫数0.6、迎角-90°～90°的气动特性,获得了与风洞试验结果较为吻合的计算结果。
对有无导流挡板和抬腿机构人椅系统的气动特性及飞行员胸腹部表面压力分布进行比较,结果显示两种防护装置均可有效改善人椅系统的气动特性,不同程度降低飞行员胸腹部所承受的气动力,充分说明高速气流防护装置的有效性。
为进一步研究高速气流防护装置提供参考。
【总页数】4页(P767-770)
【关键词】弹射人椅系统;DES方法数值模拟;气流吹袭;防护装置;气动特性
【作者】魏涛;张大林
【作者单位】南京航空航天大学
【正文语种】中文
【中图分类】V244.2
【相关文献】
1.高速气流吹袭防护气动特性的数值模拟 [J], 魏涛;张大林
2.高速飞机弹射救生时的气流吹袭及其防护 [J], 朱铮;刘长明
3.弹射救生的高速气流吹袭问题 [J], 庄祥昌
4.高速气流吹袭时人上肢气动力特性 [J], 张云然;吴桂荣
5.基于数值模拟的飞行员高速气流吹袭损伤分析 [J], 张朋;田佳林;韩鲁佳;刘洁因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
强风沙环境下高速列车气动特性及冲蚀性研究
强风沙环境下高速列车气动特性及冲蚀性研究
李虎;金阿芳;刘芳;李文涛
【期刊名称】《机械设计与制造》
【年(卷),期】2022()4
【摘要】为研究高速列车在风沙环境中运行时的空气动力学性能及冲蚀特性,基于Navier-Stokes方程和标准κ-ε方程控制模型,运用FLUENT软件中离散相模型(DPM)对沙粒进行离散化处理,对气流进行连续化处理。
数值模拟了高速列车运行
速度为250km/h,风速为20m/s时,高速列车在风沙环境下的表面压力、气动阻力、黏性力及冲蚀特性,采用欧拉-拉格朗日方法进行求解计算。
研究结果表明:列车在高速运行时最大正压主要在分布在车头鼻翼处,受风沙影响时列车的表面压力有所增大;列车运行的速度越大或沙粒颗粒直径越大,车头冲蚀越严重;在风沙环境下行驶时,头车阻力系数增加了32%,车尾增加了25%,升力和黏性力有不同程度的减少。
【总页数】6页(P187-191)
【关键词】高速列车;空气动力学;流固耦合;沙粒;冲蚀特性;数值模拟
【作者】李虎;金阿芳;刘芳;李文涛
【作者单位】新疆大学机械工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】TH16;U270.1
【相关文献】
1.强侧风环境下CRH1型高速列车气动性能研究
2.风沙环境下高速列车气动性能研究
3.大风环境下高速列车加速运行气动特性研究
4.强风沙对高速列车冲蚀的数值模拟研究
5.风沙环境下偏航角对高速列车的冲蚀及气动性能的影响研究
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人椅系统的高速气流吹袭防护技术研究的开题报告
人椅系统的高速气流吹袭防护技术研究的开题报告一、选题的背景高速气流吹袭是地铁、高速公路和一些交通枢纽等公共场所常见的安全隐患之一，容易导致人员伤害和事故发生。
针对这个问题，现有的主要防护措施是围栏、警示标志等被动防护措施，但存在费用高、占用空间大等不足之处。
因此，发展一种高效、节省空间的主动防护技术对于解决高速气流吹袭问题具有重要意义。
二、研究内容和目标本研究将针对高速气流吹袭的特点，研究人椅系统的防护技术，旨在开发出一种主动防护措施，能够在有人靠近时及时启动，并能保障人员的安全。
主要研究内容如下：1.构建高速气流吹袭人体数值模型。
2.开展人椅系统的实验测试，探究不同气流速度下的防护效果。
3.改进和优化防护方案，并提出相应设计方案。
4.对人椅系统进行试验验证和效果评估。
通过本研究的实现，旨在达到以下目标：1.开发一种具有较高防护性能的人椅系统，能够在更小的空间范围内发挥安全作用。
2.提高公共场所的安全性，减少高速气流吹袭事件的发生，降低社会损失。
3.为相关领域的进一步研究提供一定的参考和思路。
三、研究方法本研究采用实验研究与模拟计算相结合的方法，具体步骤如下：1.收集高速气流吹袭相关数据，构建人体数值模型，并使用ANSYS 等软件进行模拟计算。
2.设计制作人椅系统，采用多路气流机构，通过红外、超声波等感应器设备控制舱内的气流，形成安全防护区域。
3.对人椅系统进行实验测试，并收集实验数据。
4.根据实验数据，调整人椅系统的参数，最终确定优化方案。
5.进行试验验证，评估人椅系统的防护效果。
四、研究意义本研究通过开发创新的主动防护技术，探索高速气流吹袭防护领域的新思路，实现了针对高速气流吹袭问题的有效解决方案，具有以下意义：1.为相应领域的技术创新提供基础研究和技术支持。
2.为降低高速气流吹袭事故发生提供有效防护措施和技术支持。
3.推动我国安全科技领域的发展，积极响应建设平安中国的号召。
五、进度安排本研究计划在12个月内完成，进度安排如下：第1-2个月：资料搜集和文献阅读。