激光雷达选址对飞机尾涡特征参数反演的影响

为了提高距离高度显示器模式激光雷达的尾涡探测与反演精度,提出了基于涡核区域分割的机场激光雷达最佳选址求解算法,研究了激光雷达横向和纵向安装位置对尾涡反演精度的影响;考虑尾涡消散和下沉影响,建立了激光雷达动态回波数据仿真模型;推导了尾涡区域分割径向距离公式,根据区域分割后的速度极值点确定了尾涡涡核位置;对涡核位置进行探测...     

三维机翼尾涡面卷曲的数值模拟

采用离散涡环法来模拟三维机翼的升力效应，机翼尾涡面由双曲四边形面元进行离散．每个面元上布置线性偶极子分布，由尾涡面上的运动学条件来确定三维涡面卷曲形状，在诱导速度计算中引入了非奇异化的光滑参数，数值模拟结果显示了本方法的有效性，与试验结果和其他数值方法相比是吻合的．     

飞机巡航阶段尾涡遭遇安全性多参数评估方法

分析了飞机遭遇尾涡后的响应机理，综合考虑飞机滚转阻尼特性及操纵品质等因素，建立了飞机滚转角加速度计算模型；因飞机遭遇尾涡后飞行轨迹及飞行姿态发生改变，选择了多个扰动参数评估尾涡遭遇安全性，建立了飞机动力学参数计算模型；为确定尾涡遭遇可接受安全水平，基于国内现行尾流间隔标准，统计了中低空典型机型组合的尾流遭遇受扰参数计算数据；分析了高空尾涡流场演化特性，计算了高空巡航状态下的尾流安全间隔，分析了不同因素对飞行安全的影响。研究结果表明:与中低空相比，高空尾涡流场的初始强度大，持续距离长，飞行高度超过9 000 m后，尾涡消散随高度的增大而加快；当前机为超级重型机、重型机，现行尾流间隔无法保证飞行安全，需增加安全间隔1.4~2.1 km，飞行高度分别超过13 800、14 400 m后，尾涡遭遇严重度降低；当前机为一般重型机时，尾流安全间隔可缩减1.5 km以提高空域利用效率；当前机为中型机时，尾涡遭遇安全性较高，但此时受最小雷达间隔限制，无法进一步缩减前后机间距；后机的飞行速度越低，发生尾涡遭遇的严重程度越高；在后机初始滚转坡度角由0增加到10°的过程中，尾涡安全间隔增加1.3 km，增加幅度约为8.61%。可见，采用多个受扰参数能有效评估高空尾涡遭遇严重程度。      

飞机遭遇尾涡的安全性分析

分析了飞机遭遇尾涡后的响应机理,建立了飞机受扰诱导力矩计算模型;综合考虑飞机阻尼特性、反应时间以及操纵品质等因素,建立了飞机滚转参数计算模型;以抖动失速作为飞机遭遇尾涡后改出过程的坡度角极限,建立了可接受最大坡度角计算模型。采用Delphi7.0计算了给定尾涡流场条件下的飞机受扰后滚转参数和尾涡安全间隔,分析了飞机质量、速度、高度容差以及初始坡度角对飞行安全的影响。分析结果表明:在速度一定时,飞机质量越大,可接受最大坡度角越小;在相同质量情况下,安全间隔随速度增加而缓慢减小,随高度容差的减小而减小,随初始坡度角增大而增大;安全间隔计算结果与国际民用航空组织(ICAO)标准数据之间的最大偏差是1.56%,因此,计算方法正确。     

真空管道磁浮交通气动特性的尺度效应

为了探究管道列车的尺度对波系、尾涡以及气动载荷的影响，基于CFD软件建立三种模型尺度（1∶1,1∶5和1∶10），同时考虑两种悬浮间隙关系（车轨相对间隙不变和绝对悬浮高度不变）的模型；采用改进的延迟分离涡模拟（IDDES）湍流模型和重叠网格技术模拟了列车在管道动态运动，并用风洞试验数据验证了数值方法和网格策略的合理性.研究结果表明：列车尺度（雷诺数）增大，车前活塞区域变长，尾流扰动区范围缩短；雷诺数对近尾流区的涡对演化影响较小，但在远尾流区，随着列车尺度减小，涡对脉动变强，涡对强度的差异导致了车后正激波形态的差异；列车表面最大正压值和最大负压值均随着列车尺度增大而增大，悬浮间隙对最大正压值影响较小，但与最大负压值成正相关关系；尺度效应从压差阻力和摩擦阻力两方面共同影响气动阻力，整车摩擦阻力和头、中间车的压差阻力与雷诺数正相关，但是尾车压差阻力受附着激波的强度影响恰恰相反；列车尺度和悬浮高度均对升力影响较大.相对于全尺寸模型，1∶10模型（悬浮高度20 mm）的最大正压值减小3.82%，最大负压值增大3.94%，整车总阻力增大8.64%，头车升力减小101.56%，尾车升力增大15.88...     

基于涡激振动的动车组隧道内列尾横向晃动机理

针对时速160 km动车组在单线隧道内列尾横向晃动问题,提出列尾气流涡脱效应引起车体涡激振动而导致列尾横向晃动的机理,研究了车辆悬挂参数改进等相关抑制措施;根据某动力车结构参数,建立车辆横向动力学模型,结合半经验非线性涡激振子模型,实现涡激振动时车辆流固耦合横向动力学计算。计算结果表明:单线隧道内动车组列尾较大的横向涡激力以及涡激频率与车体蛇行频率共振是引起晃车的主要原因;减小横向涡激力、提高车辆蛇行运动稳定性是减小晃车幅值的有效措施;针对该动力车,需避免较低等效锥度的轮轨接触,以防车辆一次蛇行导致涡激振动加剧;当转向架抗蛇行减振器阻尼由800 kN·s·m-1减小到400 kN·s·m-1,涡激共振时车体后端横向振动加速度幅值减小40%;车辆二系横向悬挂采用天棚阻尼半主动控制时,可以有效减小涡激共振区车体横向振动幅值,并能兼顾车体前后端横向平稳性。      

2D非稳态方柱绕流的数值模拟与分析

用有限体积法对与来流夹角为45°以及夹角为0°的方柱绕流进行了数值模拟分析.从对方柱的绕流的数值模拟结果可以得出倾角为45°的方柱对尾涡的影响较之倾角为0°的方柱要大得多.由此可知,特征长度越大对柱体尾部涡影响越大.同时还对方柱的受力进行了计算和分析,并与现有实验数据、文献资料进行了比较,两者互相吻合.     

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排队长度作为评价信号交叉口运行效率的一个重要指标,能有效反映交叉口处的运行状况.传统排队检测模型大多基于线圈检测器,且模型假设过于理想化,本文提出一种面向低采样率浮动车数据、具有良好数据驱动性的信控交叉口在线排队长度检测方法,方法关键在于利用队尾浮动车位置估算最大排队长度.检测过程采用固定时间间隔,主要步骤包括地图匹配、等距划分交叉口进口道并统计停车点数量、判定队尾浮动车的位置、修正得到最大排队长度估计值.实测数据表明,此方法的精度与浮动车比率有直接的关系,在浮动车比率较高的许多主干路交叉口,精度可以达到理想效果,30 m以内的平均绝对误差对高峰期的排队检测依旧具有很大价值.     

三维波浪作用下大直径圆柱绕流的数值模拟

为探讨三维波浪与结构物的相互作用,以两相流概念、大涡模拟的不可压缩粘性流体运动方程和自由水面追踪分段线性近似的流体体积(VOF)法为基础,建立了三维波浪与结构物相互作用的数学模型;对三维波浪作用下大直径圆柱绕流进行了数值模拟,用两步边界定位法和虚拟边界力法确定波浪与结构物接触面.结果表明:大直径圆柱绕流系数的数值计算结果与理论解吻合,所建立的数学模型能够很好地模拟三维波浪与结构物的相互作用.     

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错位交叉口交通特性研究对于制定合理有效的错位交叉口交通管控策略具有重要意义.针对无灯控错位交叉口交通流间的冲突过程分别建立了相应的元胞自动机行为规则,进而应用上述规则对不同参数设置下的交通流演化过程进行数值模拟,并分析和讨论了主路进口道交通流密度变化对不同路段交通流平均速度的影响.研究结果表明,错位交叉口主路上较小的车流密度也能导致主路进口道及两T型口中间路段发生交通堵塞,每个T型口主路进口道交通流量变化会对另一个T型口主路进口道交通流平均速度产生较大影响,此外,无灯控下的交通堵塞也会呈现周期性的排队-消散过程。上述方法及结果可为错位交叉口实施信号控制提供有意义的指导.     

编队飞行中基于危险区域的后机最优位置研究

编队飞行是实现民航绿色发展的重要措施之一。在前机尾涡危险区域分析的基础上，科学确定后机最优位置是编队飞行的关键。首先，以随机两阶段尾涡消散模型为基础，利用Hallock-Burnham涡模型和诱导滚转力矩系数模型分析后机诱导滚转力矩系数的演变规律。然后，基于设定的安全阈值，给出前机尾涡危险区域，并考虑飞行高度、速度和风对危险区域的影响。最后，基于后机不同位置处的燃油流量减少率，得出编队飞行中后机最优位置。研究结果表明：后机诱导滚转力矩系数随着前、后机之间横向距离的增加，呈先增后减再增的趋势；随纵向距离的增加，呈先缓慢减小后快速减小的趋势；高度越高、速度越小，诱导滚转力矩系数的峰值越高。飞行高度越高、速度越小，前机初始尾涡的危险区域越大；随着纵向距离的增加，危险区域不断减小，并随涡核的下沉不断下降。侧风使危险区域发生偏离，侧风越大，偏离程度越大。顺风会增加危险区域的纵向距离，顶风则与之相反。两架B737-800飞机在12000 m高度以0.78马赫数进行编队飞行时，前、后机纵向距离3000m处，无风情况下后机最优位置为横向距离30 m 或-30 m、垂直距离29 m，此时燃油流量减少率为7.01%。相较于无风，左侧风20 m·s -1 下，燃油流量减少率和垂直距离不变，横向距离增加；顺风20 m·s -1 下，燃油流量减少率增加，横向距离不变，垂直距离减少；顶风20 m·s -1 下，燃油流量减少率减小，横向距离不变，垂直距离增加。     

舰船尾流气泡运动特性研究

建立了气泡在舰船尾流中浮升运动与径向运动的理论模型,针对不同半径、不同气体成分的气泡进行了数值模拟.计算结果表明:泡内气体成分对于半径较大的气泡无明显影响,而对于半径小于50μm的气泡则会产生显著的变化,甚至可能影响气泡变化的趋势;半径小于100μm的微小气泡能在尾流中长时间地存在,且随着气泡半径的减小,气泡在尾流中的存在时间呈指数规律增长,这一结论与实验结果具有较好的一致性.     

船后伴流场影响因素的数值研究

以某型集装箱船为研究对象,使用PARNASSOS软件进行了船后伴流场影响因素的数值研究.采用GMS软件为前处理器,采用NAPA软件的Transformation模块进行线型变换,并将所建模型导入PARNASSOS进行伴流场的计算;计算结果与实验值比较,验证了该方法的有效性.在此基础上,以平均伴流和伴流目标函数（WOF）作为计算结果的衡量标准,依次研究了方形系数、尾部U,V度、船体长宽比、航速和桨盘面位置等对伴流场的影响.     

钝体绕流的随机涡方法

在离散涡方法中应用随机微分方程理论来求解二维钝体绕流问题，通过对静止圆柱不同雷诺数下的绕流计算，得到冯卡门涡街和回流区对称轴线上径向速度分布以及升力系数和阻力系数，都与已知结论非常一致。     

绕流涡街及涡街流量计流场数值仿真

基于涡街理论,分别对圆形阻流体、正方形阻流体和三角形阻流体所形成的涡街场进行仿真研究,同时对三种阻流体对应的涡街流量计进行数值仿真,分析流量计中应变片对三种阻流体流场压力和速度的影响.结果表明,应变片改变了流场振荡的频率,三角形涡街流量计的压力损失最小.     

涡强化扁管管片式散热器中流动与换热的数值模拟

以空气为介质,在Re=500～2 100的范围通过数值模拟的方法对涡强化扁管管片散热器中涡产生器形成的涡的相互干涉及其对散热器流动与换热性能的影响进行了研究分析.说明了当涡产生器呈线性布置而涡产生器的数量发生变化时对横截面上平均Nu数和涡旋强度Γ的影响,并对在本文所采用的模型参数下加装涡产生器的最佳数量进行了探讨.     

基于混杂系统理论的无冲突4D航迹预测

为增大空域容量,在战略航迹规划阶段,设定航空器爬升、下降和平飞3个飞行状态和7组高度和速度参数规划航空器4D航迹.基于不同航段的航空器动力学模型,采用混杂系统理论, 建立了不同航段之间的状态切换模型,以及同一航段内航空器质量、空速、高度和航程连续变化的航空器运行状态演化模型. 通过调整航空器到达时刻和飞行速度,规划了多航空器无冲突4D航迹.算例仿真结果表明,在满足航空器性能约束的前提下,用混杂系统递推法规划的航空器起飞4D航迹计算时间在3 s以内;这两个模型准确反映了航空器在水平剖面和垂直剖面内的飞行状态变化;本文提出的航空器无冲突航迹规划方法是有效的.