某SUV外部后视镜尾流区域气动特性的研究

2016年（第38卷）第6期

汽车工程

Automotive Engineering2016 (Vol.38) No.6

2016112

某SUV外部后视镜尾流区域气动特性的研究*

陈鑫，汪硕，张武，吴元强，宁厚于，胡翠松,杨昌海

(吉林大学，汽车仿真与控制国家重点实验室，长春130025)

[摘要]车外后视镜是汽车上的突出钝头体，对整车气动阻力和气动噪声有较大影响。采用风洞试验与SST k-棕湍流模型仿真相结合的方法，探讨了后视镜尾流区域气动特性。风洞试验结果表明，行驶中车外后视镜尾流区 域存在逆压区域并产生回流。仿真结果表明，后视镜尾流区域存在低压区和近似半椭球的低速层，低速层中存在沿 两条涡流中心轨迹线流动的反向旋转涡流，并伴有明显的湍流。低压区使后视镜产生局部压差阻力，低速层中的湍 流造成前侧窗上的脉动压力，它们对整车气动阻力和气动噪声的影响较大。

关键词：车外后视镜;尾流;气动特性;风洞试验;仿真;低压区;低速层

A Research on the Aerodynamic Characteristics in the Wake

Flow Area of Exterior Rear-view Mirrors in a SUV

Chen Xin，Wang Shuo，Zhang Wu，Wu Yuanqiang，Ning Houyu，Hu Cuisong & Yang Changhai Jilin University，State Key Laboratory of Automobile Simulation and Control，Changchun130025 [Abstract ] Exterior rear-view mirror is a protruding blunt object of vehicle，which has a greater effect on the aerodynamic drag and noise of vehicle. A method combining wind tunnel test and SST k-棕 turbulence model simula-tion is used to explore the aerodynamic characteristics of the wake flow of rear-view mirror. The results of wind tun-nel tests show that there are an adverse pressure region and a back flow in the wake flow area of rear-view mirror. And the results of simulation indicate that in the wake flow area of rear-view mirror，there are a low-pressure region and a half-ellipsoid-like low-velocity layer，in which there exist two counter-rotating vortices flowing along two vortex center trajectories and accompanied by apparent turbulences. Low-pressure region makes rear-view mirror produce local pressure drag，and the turbulences in low-velocity layer cause the fluctuating pressure on front side windows，they all have greater effects on the aerodynamic drag and noise of vehicle.

Keywords：exterior rear-view mirror；wake flow；aerodynamic characteristics；wind tunnel test；sim-ulation；low-pressure region；low-velocity layer

刖言

汽车噪声影响人们的工作学习和休息,危害乘 员和驾驶员的身体健康。降低气动阻力可提高汽车 燃油经济性。汽车外形具有良好的流线型，可使汽 车表面气流分离延缓，流动更加平顺，使车身边界层 气流分离点所围面积减小。后视镜作为突出于汽车 表面的钝头体，在汽车行驶时会使边界层气流分离而产生类似卡门涡的湍流结构，这种结构在尾部顺 气流方向移动，并拖出很长的距离，其结构中具有规 则的涡系[|-4]。引起后视镜气动噪声的主要原因就 是湍流结构中气泡和涡流及其与车窗玻璃和车身覆 盖件等的相互作用。整车外后视镜尾流气动特性的 研究有着重要意义。对于后视镜附近流场产生气动 阻力和气动噪声的机理及影响因素的研究主要集中 在两个方面:第一，对平板上后视镜气动特性进行研 究[5]；第二，对整车后视镜气动特性进行研究[1，6]。

*国家自然科学基金(51175214)资助。

原稿收到日期为2015年10月23日，修改稿收到日期为2015年12月29日

交通流理论第二章

第二章 交通流特性 第一节 交通调查 交通调查：在道路系统的选定点或选定路段，为了收集有关车辆（或行人）运行情况的数据而进行的调查分析工作。 意义：交通调查对搞好交通规划、道路设施建设和交通管理等都是十分重要的。 调查方法： （1）定点调查； （2）小距离调查（距离小于10m ）； （3）沿路段长度调查（路段长度至少为500m ）； （4）浮动观测车调查； （5）ITS 区域调查。 图2—1中，纵坐标表示车辆在行驶方向上距离始发点（任意选定）的长度，横坐标表示时间。图中的斜线代表车辆的运行轨迹，斜率为车速，直线相交表示超车。 穿过车辆运行轨迹的水平直线代表定点调查； 两条非常接近的水平平行直线表示小距离调查； 一条竖直直线表示沿路段长度调查（瞬时状态，例如空拍图片）； 车辆的轨迹之一就可代表浮动车调查； ITS 区域调查类似于在不同时间、不同地点进行大量的浮动车调查。 图2—1 几种调查方法的时间—距离图示 时间（s ） 距离（m ） 高速公路车道

一、定点调查 定点调查包括人工调查和机械调查两种。 人工调查方法即选定一观测点，用秒表记录经过该点的车辆数。 机械调查方法常用的有自动计数器调查、雷达调查、摄像机调查等。 自动计数器调查法使用的仪器有电感式、环形线圈式、超声波式等检测仪器，它几乎适用于各种交通条件，特别是需要长期连续性调查的路段。 雷达调查法适用于车速高、交通量密度不大的情况。 摄像机调查法一般将摄像机安装在观测点附近的高空处，将镜头对准观测点，每隔一定的时间，如15s、30s、45s或60s，自动拍照一次，根据自动拍摄的照片上车辆位置的变化，清点出不同流向的交通量。这种方法可以获得较完全的交通资料，如流量、流向、自行车流及行人流和行驶速度、车头时距及延误等。 除这些方法以外，还有航空摄影调查法、光电管调查法等。 定点调查能直接得到流量、速度和车头时距的有关数据，但是无法测得密度。 二、小距离调查 这种调查使用成对的检测器（相隔5m或6m）来获得流量、速度和车头时距等数据。 目前常用的点式检测器，如感应线圈和微波束。调查地点车速时，将前后相隔一定距离（如5m）的检测器埋设地下，车辆经过两个检测器时发出信号并传送给记录仪，记录仪记录车辆通过两个检测器所使用的时间，那么用相隔的距离除以时间就得到地点车速。 这种调查方法还能得到占有率，占有率是指检测区域内车辆通过检测器的时间占观测总时间的百分比。由于占有率与检测区域的大小、检测器的性质和结构有关，因此同样的交通状态下，不同位置测得的占有率可能不同。 小距离调查同样无法测得密度，但可获得流量、速度、车头时距和占有率等数据。 三、沿路段长度调查 沿路段长度调查主要是指摄像调查法，适用于500m以上的较长路段。 摄像调查法首先对观测路段进行连续照像，然后在所拍摄的照片上直接点数车辆数，因此这种方法是调查密度的最准确途径。但是，由于拍摄

交通流特性

第三章交通流的基本特性 第一节概述 道路上的行人或运行的车辆构成行人流或车流，人流和车流统称为交通流。一般交通工程学研究中，有特指时的交通流是针对机动车交通流而言的。 交通流的定性和定量特征，称为交通流特性。观测和研究发现，由于在交通过程中人、车、路、环境的相互联系和影响作用，道路交通流具有以下三个基本特性。 1．两重性 对道路上运行车辆的控制既取决于驾驶员，又取决于道路及交通控制系统。一方面，驾驶员为避免与其他车辆发生冲突，必然受到道路条件及交通控制系统的制约；另一方面，驾驶员又可以在一定的时空条件下，依据自己的意志自由地改变车速和与其他车辆的相对位置。 2．局限性 由于机动车和道路的物理尺寸所限，车辆运行中相互之间可能会相互妨碍。仅由于道路通行能力的限制和车辆间的相互制约，就有可能引起交通拥挤；另外，车速也是有限的，并因车辆和时空条件而异。 3．时空性 由于车速是随机变化的，机动车在时间上和空间上的状态都是不相同的，因此，交通流既是现有时间变化规律，又有其空间变化规律。道路交通流的以上三个特性进一步说明：道路交通是一个复杂的动态系统。由这三个特性出发，将道路上的交通流用交通量、速度、密度三个基本参数加以描述。观测、整理和研究这些参数的变化规律以及它们之问的相互关系，可以为分析道路上的运营状况、交通规则、路网布设、线形设计、运输调度与组织、运力投放与调控以及为现有道路交通综合治理提供起决定作用的论证数据。

第二节交通量的基本特性 交通量是指单位时间内，通过道路某一地点或某一断面的实际交通参与 者(含车辆、行人、自行车等)的数量，又称交通流量或称流量。如果不加说明时，通常是指单位时间内通过道路某一地点或某一断面往来两个方向的车辆数，亦称为车流量。 在交通量观测和统计分析及实际应用中，常见的交通量有以下几种： 1．平均交通量 交通量不是一个静止的量，它是随时间变化的，在表达方式上通常取某一时段内的平均值作为该时段的代表交通量。如年平均日交通量就是将一年内的交通量总数除以当年的总天数所得出的平均值。常用的有平均日交通量，还有月平均日交通量，周平均日交通量以及任意期间(依特定分析目的而定)的平均日交通量等。以上平均交通量可以概括成如下的表达式 平均日交通量 (ADT)=1/n{∑Q (3—1) 式中 Q i——计算期内各单位时间的交通量； n——计算期内的单位时间总数。 如果计算年平均日交通量(A A D T)时，n为365或366，则 年平均日交通量 (AADT)= (3—2) 由此类推：

大展弦比柔性机翼气动特性分析

大展弦比柔性机翼气动特性分析 高空长航时飞机普遍具有大展弦比机翼，但其容易受到气动荷载的影响，使大展弦比柔性机翼出现不同程度的弯曲和扭转变形，这将直接影响飞机的飞行性能，不利于飞机安全飞行。所以，有效分析飞机大展弦比柔性机翼气动特性是非常必要的。文章将基于大展弦比机翼气动弹性理论，就气动载荷作用下大展弦比柔性机翼气动弹性变形对机翼气动特性的影响进行分析，进而探究如何优化大展弦比柔性机翼气动特性。 标签：大展弦比柔性机翼；气动特性；静气动弹性 随着我国经济、科技的迅猛发展，我国越来越重视高空长航时飞机，为使其在侦察监控、环境监测、通信中继等军用和民用中有良好的应用创造条件。但因目前高空长航时飞机普遍采用大展弦比机翼，容易受到气动载荷作用，使大展弦比机翼扭曲变形，进而影响飞机的正常飞行[1]。所以，面对此种情况，应当基于相关理论，对飞机大展弦比柔性机翼气动和结构这两方面进行分析，进而优化飞机大展弦比柔性机翼气动特性，为提升高空长航时飞机的飞行效果创造条件。 1 大展弦比机翼气动弹性理论说明 1.1 考虑几何非线性的结构振动分析 大展弦比机翼属于几何非线性结构，那么其结构振动就与刚度矩阵、几何位置有很大关系，并容易受这两种因素影响，使几何非线性结构应用性不佳。因此，为了提高几何非线性结构的大展弦比机翼的应用性，就需要利用平衡方程式对结构的刚度矩阵及几何位置进行分析。基于此点，可以说明结构的刚度矩阵是几何变形的函数，利用平衡方程可以表示为： F（u）-R=0 注：u表示为结点位移；F（u）表示为结点内力；R表示为外部节点载荷。 为了进一步了解结构受载荷影响情况，依据虚位移原理，首先给出结构受载荷平衡时影响的外力虚功，即： 注：？啄u表示为虚位移；？椎表示为内外力向量的总和；？啄？着表示为虚应变；？滓表示为结构应力。 基于以上关系式，可以描述出位移与应变的关系式，即： 注：B表示为结构应变矩阵。 由此，可以得到关于结构非线性问题的平衡方程式，即：

气动特性分析

飞行器总体设计课程设计 150座客机气动特性分析 计算全机升力线斜率C L ： 为机翼升力线斜率：CL -_^ = 2 AR 2 d h 2C L ：._W S gross 该公式适用于d h /b < 0.2的机型 Z 为校正常数，通常取值为3.2; d h 为飞机机身的最大宽度；b 为机翼的展长； S net 为外露机翼的平面面积；S gross 为全部机翼平 面面积。 由于展弦比A R =90 算出C La_w =514（ 1/rad ） 又因为Z 为校正常数，通常取值为3.2; d h 为飞机机身的最大宽度，等于3.95m ； b 为机翼的展长，等于34.86m; C L: C La_W 1 dh b 丿 S gpss

S net为外露机翼的平面面积，估算等于119.65m2；S gross为全部机翼平面面积，等于134.9 m2；算出E为因子等于1.244. 所以可以算出全机升力线斜率缶等于6.349 二.计算最大升力系数C Lmax C Lmax =14 1'0-064regs C L? ①regs为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。 由于设计的客机接近于A320,所以取①regs等于1 所以代入上面公式得到C Lmax等于1.662 三.计算增升装置对升力的影响 前面选择了前缘开缝襟翼 c LE /c为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长 的比例，它与机翼外露段的相对展长有一定对应关系。

70 20 30 40 SO 60 70 &0 100 Wing ￥Ngwl span 所以先计算机翼外露段的相对展长 等于（1-机身宽/展长）% 机身宽为3.95m ，展长为34.86m, 代入公式，算出机翼外露段的相对展长 等于88.67%，对应到上图，纵坐标 C 'LE lc 等于 1.088 。 絲翌娄型 克鲁格標資 0.3 前缘 前缘缝翼 0.4 c 中缝 1.3 后缘 < 无面积延伸〉 L6 二缝 1.9 单繼 1.3 / e 后缘（何而积絃仲） 蚁缝 1,6 c 三缝 1 9強々 1.0&

风力机组气动特性分析与载荷计算-1

目录 1前言错误!未定义书签。 2风轮气动载荷............................................... 错误!未定义书签。 2.1动量理论.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.1.1不考虑风轮后尾流旋转 .................................................................. 错误!未定义书签。 2.1.2考虑风轮后尾流旋转...................................................................... 错误!未定义书签。 2.2叶素理论.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.3动量──叶素理论.................................................................................. 错误!未定义书签。 2.4叶片梢部损失和根部损失修正 .............................................................. 错误!未定义书签。 2.5塔影效果.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.6偏斜气流修正.......................................................................................... 错误!未定义书签。 2.7风剪切...................................................................................................... 错误!未定义书签。3风轮气动载荷分析........................................... 错误!未定义书签。 3.1周期性气动负载...................................................................................... 错误!未定义书签。 4.1载荷情况DLC1.3..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.2载荷情况DLC1. 5..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.3载荷情况DLC1.6..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.4载荷情况DLC1.7..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.5载荷情况DLC1.8..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.6载荷情况DLC6.1..................................................................................... 错误!未定义书签。 风力发电机组气动特性分析与载荷计算 1前言 风力发电机是靠风轮吸取风能的，将气流动能转为机械能，再转化为电能输送电网，风力机气动力学计算是风力机设计中的一项重要工作。特别是对于大、中型风机，其意义更为重大。风力机处于自然大气环境中，大气紊流、风剪切、风向的变化（侧偏风）和塔影效应等，这些现象使叶片受到非常复杂气动载荷的作用，对风力机的气动性能和结构疲劳寿命产生很大的影响。对一台大型风力发电机组来说，除风轮叶片产生机组的气动载荷外，机舱和支撑风轮和机舱的塔筒也产生气动载荷，这些都对机组的载荷产生影响。 2风轮气动载荷 目前计算风力发电机的气动载荷有动量—叶素理论、CFD等方法。动量—叶素理论是将风轮叶片沿展向分成许多微段，称这些微段为叶素，在每个叶素上的流动相互之间没有干扰，叶素可以认为是二元翼型，在这些微段上运用动量理论求出作用在每个叶素上的力和力矩，然后沿叶片展向积分，进而求得作用在整个风轮上的力和力矩，算得旋翼的拉力和功率。动量—叶素理论形式比较简单，计算量小，便于工程应用，估算机组初始设计时整机的气动性能，被广泛用于风力机的设计和性能计算，而且还用来确定风力机的动态载荷，不断地被进一步改进和完善。CFD数值计算不需要对数学模型作近似处理，直接对流体运动进行数值模拟，从物理意义上说，数值求解N-S方程的CFD方法应该是最全面准确计算风力机气动特性的方法。但是，由于极大的计算工作量，数值计算的稳定性等原因，目前CFD求解N-S方程方法还远不能作为风力机气动设计和研究的日常工具。作为解决工程问题的工具还不太实际。为此在计算中应用动量—叶素理论方法来计算机组的气动载荷。 2.1 动量理论 动量理论是经典的风力机空气动力学理论。风轮的作用是将风的动能转换成机械能，但是它究竟能够吸收多大的风的动能就是动量理论回答的问题。下面分不考虑风轮后尾流旋转和考虑风轮后尾流旋转两种情况应用动量理论。 2.1.1不考虑风轮后尾流旋转 首先，假设一种简单的理想情况：

歼10气动布局特点及战斗性能分析

国产歼10双座型战斗教练机

静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞纵向配平方式的示意图文／傅前哨 歼一10战斗机采用了鸭式气动布局，这在我国研制成功的战斗机中还是首次。在世界战斗机的大家庭中，有一些比较先进的战斗机也采用了类似的布局，如瑞典的Saab一37“雷”、JAS 39，法国的“幻影”ⅢNG、“幻影”4000、“阵风”，以色列的“幼狮”C2、“狮”，俄罗斯的米格1.44以及西欧四国合作研制的 EF2000“台风”等等。随着航空技术的深入发展，新型鸭式战斗机方案不断出现，并跻身先进战斗机的行列。那么，鸭式布局战斗机有些什么特点，其气动特性又如何呢? 高低速性能好 采用后尾式和无尾式气动布局的普通高速飞机，由于种种原因，其低速性能往往不佳。而鸭式布局则可以满足战斗机对高、低速。性能的要求。因为这种布局能很好地兼顾高速飞机所需的细长体外形和飞机实现短距起落所需的高配平升力系数。这是因为：一方面，细长鸭式布局在由亚声速过渡到超声速时，其焦点移动而引起的安定度增量比后尾式要小，这对高速机动飞行是有利的。另一方面，在大迎角进场或飞行时，它又能产生比后尾式和无尾式飞机高得多的配平升力。这说明它亦适合低速飞行。 配平升力高

图一是静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞机纵向配平方式的示意图。飞机在空中做定常水平飞行时，其重力与升力，推力和阻力是相等的，全机力矩也是平衡的。为获得配平力歼一10A用的鸭式布局方案虽然在中国早期歼一9概念中曾有过体现，但其中涉及的诸多技术问题是在歼一lO上获得了最终的完美解决刘应华摄矩，无尾式及后尾式飞机需要付出一定的升力代价。在飞行中，机翼的升力Y及全机零升力矩Mzo对飞机重心要产生一个低头力矩。为平衡这个力矩，无尾式飞机要上偏升降襟翼，后尾式飞机要上偏转升降舵，以便产生一个负升力去配平，致使全机升力下降。当然，小迎角飞行时平尾的负荷不大，它付出的升力代价也很小。但是当飞机以大迎角飞行，并采取增升措施时(例如放襟翼)形势就恶化了。因为增升时会带来很大的附加低头力矩。为配平这些附加力矩，平尾后缘必须上偏很大的角度，这将使增升效果显著降抵。倘若机翼采用高度增升的方法。有时连配平都很困难了，只好在平尾上采取高度增加负升力的措施。国外不乏这方面的例子。美国的F一4飞机由于在后缘襟翼上采取了附面层控制技术，使低头力矩增加很多，结果尾翼在配平时已接近失速，只好对平尾进行修改，使前缘上翘，将翼型变为反弯度的。而日本的PS一1水上飞机则是在尾翼下表面吹气以增加负升力。后尾式布局尚且如此，无尾式飞机配平高升力就更困难了。 相比之下，鸭式布局比后尾式及无尾式布局优越之处在于：其抬头俯仰力矩可由飞机重心前的正升力面(鸭翼)提供。这真是一举两得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那么为什么以前人们很少采用鸭式布局呢?这是因为常规的鸭式飞机有三大缺点：(1)前翼对主翼存在着强烈的下洗，使主翼升力降低。尽管前翼的升力是正的，弥补了部分升力损失，但配平时的总升力不见得比后尾式高很

翼型气动特性实验指导书2017版

《空气动力学》课程实验指导书 翼型压强分布测量与气动特性分析实验 一、实验目的 1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。 3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。 4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。 二、实验仪器和设备 （1） 风洞：低速吸气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。实验风速 20,30,40V ∞=/m s 。实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。 表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考） 表2.2 翼型测压点分布表 上表面 下表面 （2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。模

型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。（如表-2所示） （3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。压力计左端第一测压管 通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。 三、实验原理 测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。 测定压强分布的模型构造如下：在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一端伸出物体外（见图1），然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。多管压力计的原理与普通压力计相同，都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已，这样就可同时观察多点的压强分布情况，为了提高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改变。 图3.1 接多管压力计上各相应支管 图3.2 实验安装示意图

某SUV外部后视镜尾流区域气动特性的研究

2016年（第38卷）第6期 汽车工程 Automotive Engineering2016 (Vol.38) No.6 2016112 某SUV外部后视镜尾流区域气动特性的研究* 陈鑫，汪硕，张武，吴元强，宁厚于，胡翠松,杨昌海 (吉林大学，汽车仿真与控制国家重点实验室，长春130025) [摘要]车外后视镜是汽车上的突出钝头体，对整车气动阻力和气动噪声有较大影响。采用风洞试验与SST k-棕湍流模型仿真相结合的方法，探讨了后视镜尾流区域气动特性。风洞试验结果表明，行驶中车外后视镜尾流区 域存在逆压区域并产生回流。仿真结果表明，后视镜尾流区域存在低压区和近似半椭球的低速层，低速层中存在沿 两条涡流中心轨迹线流动的反向旋转涡流，并伴有明显的湍流。低压区使后视镜产生局部压差阻力，低速层中的湍 流造成前侧窗上的脉动压力，它们对整车气动阻力和气动噪声的影响较大。 关键词：车外后视镜;尾流;气动特性;风洞试验;仿真;低压区;低速层 A Research on the Aerodynamic Characteristics in the Wake Flow Area of Exterior Rear-view Mirrors in a SUV Chen Xin，Wang Shuo，Zhang Wu，Wu Yuanqiang，Ning Houyu，Hu Cuisong & Yang Changhai Jilin University，State Key Laboratory of Automobile Simulation and Control，Changchun130025 [Abstract ] Exterior rear-view mirror is a protruding blunt object of vehicle，which has a greater effect on the aerodynamic drag and noise of vehicle. A method combining wind tunnel test and SST k-棕 turbulence model simula-tion is used to explore the aerodynamic characteristics of the wake flow of rear-view mirror. The results of wind tun-nel tests show that there are an adverse pressure region and a back flow in the wake flow area of rear-view mirror. And the results of simulation indicate that in the wake flow area of rear-view mirror，there are a low-pressure region and a half-ellipsoid-like low-velocity layer，in which there exist two counter-rotating vortices flowing along two vortex center trajectories and accompanied by apparent turbulences. Low-pressure region makes rear-view mirror produce local pressure drag，and the turbulences in low-velocity layer cause the fluctuating pressure on front side windows，they all have greater effects on the aerodynamic drag and noise of vehicle. Keywords：exterior rear-view mirror；wake flow；aerodynamic characteristics；wind tunnel test；sim-ulation；low-pressure region；low-velocity layer 刖言 汽车噪声影响人们的工作学习和休息,危害乘 员和驾驶员的身体健康。降低气动阻力可提高汽车 燃油经济性。汽车外形具有良好的流线型，可使汽 车表面气流分离延缓，流动更加平顺，使车身边界层 气流分离点所围面积减小。后视镜作为突出于汽车 表面的钝头体，在汽车行驶时会使边界层气流分离而产生类似卡门涡的湍流结构，这种结构在尾部顺 气流方向移动，并拖出很长的距离，其结构中具有规 则的涡系[|-4]。引起后视镜气动噪声的主要原因就 是湍流结构中气泡和涡流及其与车窗玻璃和车身覆 盖件等的相互作用。整车外后视镜尾流气动特性的 研究有着重要意义。对于后视镜附近流场产生气动 阻力和气动噪声的机理及影响因素的研究主要集中 在两个方面:第一，对平板上后视镜气动特性进行研 究[5]；第二，对整车后视镜气动特性进行研究[1，6]。 *国家自然科学基金(51175214)资助。 原稿收到日期为2015年10月23日，修改稿收到日期为2015年12月29日

歼-10气动布局特点及战斗性能分析

歼-10气动布局特点及战斗性能分析 歼-10战斗机采用了鸭式气动布局，这在我国研制成功的战斗机中还是首次。在世界战斗机的大家庭中，有一些比较先进的战斗机也采用了类似的布局，如瑞典的Saab-37“雷”、JAS-39，法国的“幻影”ⅢNG、“幻影”4000、“阵风”，以色列的“幼狮”C2、“狮”，俄罗斯的米格1.44以及西欧四国合作研制的EF2000“台风”等等。随着航空技术的深入发展，新型鸭式战斗机方案不断出现，并跻身先进战斗机的行列。那么，鸭式布局战斗机有些什么特点，其气动特性又如何呢? 高低速性能好 采用后尾式和无尾式气动布局的普通高速飞机，由于种种原因，其低速性能往往不佳。而鸭式布局则可以满足战斗机对高、低速。性能的要求。因为这种布局能很好地兼顾高速飞机所需的细长体外形和飞机实现短距起落所需的高配平升力系数。这是因为：一方面，细长鸭式布局在由亚声速过渡到超声速时，其焦点移动而引起的安定度增量比后尾式要小，这对高速机动飞行是有利的。另一方面，在大迎角进场或飞行时，它又能产生比后尾式和无尾式飞机高得多的配平升力。这说明它亦适合低速飞行。 配平升力高 图一是静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞机纵向配平方式的示意图。飞机在空中做定常水平飞行时，其重力与升力，推力和阻力是相等的，全机力矩也是平衡的。为获得配平力歼-10A用的鸭式布局方案虽然在中国早期歼-9概念中曾有过体现，但其中涉及的诸多技术问题是在歼-10上获得了最终的完美解决刘应华摄矩，无尾式及后尾式飞机需要付出一定的升力代价。在飞行中，机翼的升力Y及全机零升力矩Mzo对飞机重心要产生一个低头力矩。为平衡这个力矩，无尾式飞机要上偏升降襟翼，后尾式飞机要上偏转升降舵，以便产生一个负升力去配平，致使全机升力下降。当然，小迎角飞行时平尾的负荷不大，它付出的升力代价也很小。但是当飞机以大迎角飞行，并采取增升措施时(例如放襟翼)形势就恶化了。因为增升时会带来很大的附加低头力矩。为配平这些附加力矩，平尾后缘必须上偏很大的角度，这将使增升效果显著降抵。倘若机翼采用高度增升的方法。有时连配平都很困难了，只好在平尾上采取高度增加负升力的措施。国外不乏这方面的例子。美国的F-4飞机由于在后缘襟翼上采取了附面层控制技术，使低头力矩增加很多，结果尾翼在配平时已接近失速，只好对平尾进行修改，使前缘上翘，将翼型变为反弯度的。而日本的PS-1水上飞机则是在尾翼下表面吹气以增加负升力。后尾式布局尚且如此， 无尾式飞机配平高升力就更困难了。 相比之下，鸭式布局比后尾式及无尾式布局优越之处在于：其抬头俯仰力矩可由飞机重心前的正升力面(鸭翼)提供。这真是一举两得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那么为什么以前人们很少采用鸭式布局呢?这是因为常规的鸭式飞机有三大缺点：(1)前翼对主翼存在着强烈的下洗，使主翼升力降低。尽管前翼的升力是正的，弥补了部分升力损失，但配平时的总升力不见得比后尾式高很多。(2)鸭式布局配平问题不好解决。一般情况下。鸭翼的负荷要比尾翼大，往往为尾翼的3～4倍。因为把鸭翼放到前面，全机焦点随之前移，重心也需向前调整。这样鸭翼

气动特性分析

飞行器总体设计课程设计 150座客机气动特性分析 一. 计算全机升力线斜率L C α _L L W C C ααξ= _L W C α为机翼升力线斜率:()_2/2L W R R C A A απ=+???? ξ为因子： 2_12h net h gross L W gross d S d b S C S απξζ? ?=++ ?? ? 该公式适用于d h / b < 0.2的机型 ζ为校正常数，通常取值为3.2； d h 为飞机机身的最大宽度；b 为机翼的展长； S net 为外露机翼的平面面积；S gross 为全部机翼平面面积。 由于展弦比R A =9.0，算出_L W C α=5.14( 1/rad ) 又因为ζ为校正常数，通常取值为3.2； d h 为飞机机身的最大宽度，等于3.95m ； b 为机翼的展长，等于34.86m;

S net 为外露机翼的平面面积，估算等于119.652m ； S gross 为全部机翼平面面积，等于134.92m ； 算出ξ为因子等于 1.244. 所以可以算出全机升力线斜率L C α等于6.349 二．计算最大升力系数max L C ()max 1410.064L regs L C C α=+Φ Φregs 为适航修正参数，按适航取证时参考的不同 失速速度取值。 由于设计的客机接近于A320，所以取Φregs 等于1 所以代入上面公式得到max L C 等于1.662 三．计算增升装置对升力的影响 前面选择了前缘开缝襟翼 c’LE /c 为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例，它与机翼外露段的相对展长有一定对应关系。

A380飞机设计特点分析

A380飞机设计特点分析 情报组

科技信息档案室2005.9.21

目录 1. 引言 (1) 2. 项目进度 (1) 3. 设计特点 (2) 3.1 操纵面 (2) 3.2 结构 (2) 3.3 起落架 (3) 3.4 动力装置 (3) 3.5 座舱 (4) 3.6 系统 (4) 3.7 电子设备 (4) 3.8 几何尺寸 (5) 4. 先进的气动技术 (6) 4.1 选择最佳机身截面 (6) 4.2 机体CFD优化设计 (6) 4.3 精心的机翼设计 (7) 5. 新材料的应用 (9) 5.1 先进新型金属材料仍占主导地位 (9) 5.2 复合材料用于大型结构件的技术突破 (11) 5.3 充分利用GLARE材料的性能优势 (12) 6 先进制造技术对A380的贡献 (13) 6.1 先进复合材料制造技术 (13)

6.2 激光焊接 (13) 7 减轻结构重量的种种努力 (13) 7.1 中央翼盒 (14) 7.2 巨型机腹整流罩 (14) 7.3 客舱地板结构 (14) 7.4 独特的机翼结构 (14)

A380飞机设计特点分析 1. 引言 空中客车A380是迄今世界上正在生产之中的尺寸最大、客/货容量最高的喷气客机。到2006年它投入使用时，将会对21世纪大型民用喷气客机市场产生一个不小的冲击波，进而改变几十年来在大型客机市场一直被波音747垄断的局面。 A380飞机由法、德、英和西班牙等国飞机制造商共同研制。其中法国制造驾驶舱、中机身、发动机挂架并负责总装；德国提供前中机身、后机身、垂直安定面和方向舵；英国制造机翼主壁板、前轮和刹车以及襟翼导轨梁；西班牙负责生产机翼/机身整流罩、机腹整流罩和固定水平尾翼、水平尾翼前后缘和翼肋以及机翼翼肋。该机采用了大量的新技术，主要包括：计算机流体力学优化设计、液压增压技术、双飞行控制系统以及双轴供气空调系统等等。该机机身、尾翼和机头采用先进的Glare(玻璃纤维增强复合材料)复合材料层板，不仅有利于改进疲劳性能，还可大大减少蜂窝结构用量。据称A380的运营成本比波音747飞机低20%。 2. 项目进度 1994.6 着手工程研究，取名A3XX 1996.3 设立A3XX管理局（大飞机分公司） 1997 在巴黎展示机身剖面全尺寸模型 1999.12 空客工业管理局批准项目出台

交通流理论基础习题

■货车开往码头卸货，上午8:00-8:30的到达率为6veh/min，其后为2veh/min。 码头上午8:15开放，平均卸货和驶离速度为5veh/min。 ①绘出从8:00到排队消散时段的累计车辆数-时间曲线，确定码头开放后货车排队消散的时刻。 ②计算最大排队长度（排队中货车数量）。 ③计算到达码头货车的最长等待时间。 ④计算从8:00到排队消散时段的货车总延误和平均延误。 【提示】排队分析方法 ■一段单车道公路交通流规律符合Greenshields模型。测得自由流车速为80km/h，阻塞密度为75veh/km。 ①计算该路段通行能力以及对应的最佳速度和最佳密度。绘出流量-速度关系曲线，标出自由流速度、最佳速度和通行能力。 ②正常情况下交通流流率为1200veh/h，速度为75km/h。一辆速度为35km/h的卡车驶入该道路，行驶3.5km后又驶出。其后跟驶车辆被迫降低速度行驶，从而形成排队。如果车队的密度为40veh/km，流率为1400veh/h。确定货车驶出该路段时的排队长度。 ③确定货车驶出后排队的消散时间（假设道路下游没有交通阻塞）。【提示】交通流模型，连续流理论（冲击波分析方法） Dec2009-98-Civ-A6 ■观测到某交叉口进口的到达流量为675veh/h。信号周期为80s，绿灯时间为40s，红灯时间为40s（忽略黄灯时间）。假设红灯时间

排队车辆在绿灯时间以1800veh/h的饱和流率通过停止线。忽略驾驶员反应时间和车辆加速时间。 ①绘出一个信号周期的累计车辆数-时间曲线，确定绿灯启亮后排队消散的时刻。 ②计算一个周期的最大排队长度（排队中车辆数）。 ③计算一个信号周期的车辆总延误和平均延误。 【提示】排队分析方法 ■某单车道道路上的交通流正常情况下速度为30km/h，密度为20veh/km。该道路的通行能力为1000veh/h，自由流车速为37.5km/h。一天一辆车突然发动机 熄火停在路上，跟驶车辆被迫停在其后，6min后，该车辆重新启动。试应用Greenshields模型和冲击波分析方法确定： ①阻塞密度和最佳密度（达到通行能力时的密度）。 ②熄火停止车辆重新启动时后面的排队长度（车辆数）。 ③排队消散时刻（假设道路下游没有交通阻塞）。 【提示】交通流模型，连续流理论（冲击波分析方法） May2009-98-Civ-A6 ■公路上连续流的速度与密度呈反比关系，假设其关系为线性函数（速度单位为km/h，密度单位为veh/km）： = 90- k