非均匀来流稳态畸变流场的数值计算

本把TEACH计算机程序推广到三维，用定常，绝热，不可压的时均三维N－S方程和连续方程，并运用紊流动能和紊流耗散率的微分输运方程封闭雷诺方程，模拟计算了非均匀来流稳定畸变流场。数值计算中除了对通用变量进行欠松驰，还对修正压力通过惯量进行了欠松驰，惯量取为压力修正方程中的系数|b|，保证了数值计算的稳定性和收敛性。在进口马赫数小于0．35时，流场畸变指数的计算值和试验值符合很好。     

小迎角轴对称体跨声速绕流的一种Euler解法

应用小迎角展开的方法将小迎角下旋成体绕流Ｅｕｌｅｒ方程进行摄动展开，对零介和一阶方程分别采用隐式ＮＮＤ格式进行了计算，与实验进行比较得到了较为满意的结果。该方法采用二维的计算得到了三维的结果，大大提高了计算的效率。     

带结构刚度非线性的全动操纵面跨音速颤振特性研究

主要的研究工作是建立了以三维非定常N—S方程为主管方程的计算非定常气动力的高效计算方法，采用颤振方程和N—S方程耦合求解，时间推进的方法计算结构响应特性。发展了一种对既带有结构非线性又含有气动非线性的多重非线性的复杂颤振系统响应特性的分析方法。对全动操纵面转轴带有硬弹簧和间隙型非线性刚度的颤振系统进行了分析，计算结果表明这类系统具有复杂的极限环特性。     

双欧法与四元数法的应用比较

对解决欧拉方程奇异性的双欧拉和四元数法进行了对比研究，四元数法从理论上讲比较完美，但实际应用中存在较大的累积计算误差，从而影响计算精度；双欧法利用正、反欧拉方程间精华区倒挂关系进行分区交替运算，把精华区扩展到全域，不仅根除了奇异性，而且计算误差小。因此，对于解决欧拉方程奇异性来讲，双欧法要优于四元数法。     

计算三维粘性／无粘性干扰流动的准联立分区算法

 应用摄动理论导出了粘性／无粘性流动的匹配条件，与边界层方程联立形成能计及粘性／无粘性干扰效应的模型方程。同时引用等效吮吸理论对该模型方程与全位势方程进行交替迭代求解，建立了计算高雷诺数流动的一种快速收敛的粘性／无粘性分区算法。计算结果表明该算法适用于包括小尺度分离的流动；与传统的半逆解法相比，计算效率明显提高     

圆管内不可压粘流的分布式并行算法

用并行算法求解了圆柱通道内不可压层流流动。采用有重叠的条形区域分裂法时计算域进行分区，分别求解动量方程和压力校正方程，对压力校正方程采用块修正法来加速线代数方程的收敛速度。计算结果表明有较好的并行加速比和并行效率。     

直升机非线性运动方程及其数值分析

基于牛顿法建立了单旋翼带尾桨直升机的非线性运动方程，提出了一种求解直升机非线性运动方程的数值方法。建立方程时，用欧拉角描述直升机在空中的姿态，旋翼采用有挥舞铰且在铰上带有弹性约束的模型，桨盘处的入流采用线性模型，通过对一算例直升机的操纵响应进行数值仿真，将非线性与小扰动线性化的直升机运动方程进行了对比分析。结果表明：从操纵输入到随后的2s左右，非线性和小扰动线性化的直升机运动方程的计算结果非常接近，但在此之后，非线性运动方程的计算结果更能反映直升机的运动规律。     

一种关于静压气体轴承节流孔系数的计算方法

基于层流边界层方程的分离变量算法和雷诺方程的解析算法，提出了一种关于单节流孔静压气体止推轴承的节流孔系数的计算方法。该方法通过比较层流边界层方程计算获得的气体轴承的质量流量和雷诺方程计算获得的质量流量计算获得了节流孔系数。将计算获得的节流孔系数和节流孔系数为常数0.8代入单节流孔气体止推轴承的雷诺方程中，计算获得的承载力与分离变量算法求解层流边界层方程获得的承载力进行对比，可以发现，相对于采用节流孔系数为0.8来说， 采用该计算的节流孔系数求解雷诺方程的承载力与分离变量算法求解获得的承载力结果精度最大提高了8%。从而验证了该计算节流孔系数方法的正确性。      

三维机翼非定常数值模拟

本文研究了三维非定常Euler方程的显式有限体积解法，并编制了相应的计算程序。在程序中，网格生成部分采用的是代数方法生成贴体网格，再用求解椭圆型方程的方法对网格进行优化；在计算部分采用二步Lax-Wendroff格式的一种变体进行迭代，它具有二阶时间精度，并在预估步和修正步采用同样的处理过程，避免了对中间点的定义，使程序简洁有效率。全部计算结果均与有关实验和其它资料进行了比较。     

基于逆向增广Burgers方程的声爆反演技术

声爆问题一直是制约超声速客机发展的障碍之一，因此低声爆设计技术在超声速客机的设计中尤为重要。逆向增广Burgers方程可将中场声压信号反演至近场，能够为低声爆反设计工作提供优化目标。围绕逆向增广Burgers方程展开研究，运用算子分裂法和正则化伪抛物型方程法对逆向方程进行数值求解，并求取对应的反向等效面积。借助3个标准算例，对数值方法的收敛性、求解准确度、不同中场高度及不同周向角下反演技术的计算精度进行了研究。针对逆向增广Burgers方程的特点，探讨了在中场设置目标波形进行反设计方法的可行性，并对声压信号中高频分量的传播特性进行了研究。研究认为上述方法能够较为准确地完成中场至近场的声压信号反演计算，并且使用中场目标波形代替地面目标波形能减轻反演距离对反演计算过程的影响。     

多项式响应面代理模型在直升机飞行性能计算中的应用

在直升机飞行性能计算中,越来越多地采用了高精度的飞行力学模型,导致计算精度和计算量之间的矛盾更加突出.采用多项式响应面代理模型可以有效解决计算精度和计算量之间的矛盾.构造多项式响应面代理模型,首先需确定拟合阶数和采样点,再使用高精度飞行力学模型计算各采样点的需用功率,然后使用修正的Gram-Schimdt正交化方法和上三角追赶法求解最小二乘法问题得到拟合系数,最后检查代理模型的拟合精度.对算例直升机进行代理模型计算结果、原始模型计算结果和试飞结果的对比,再利用代理模型进行箅例直升机气动参数可行域求解,证明本方法拟合精度高,构造过程数值稳定,相比传统原始计算,计算速度快,没有收敛性问题,方便多人协同工作和前后工作衔接,具有很高的工程实用价值.     

火箭发动机羽流红外特性计算方法研究

为研究火箭发动机羽流近场的红外辐射特性,建立了羽流红外辐射传输的计算模型,通过在能量方程中引入辐射源项,实现了流场计算与辐射传输的耦合求解。计算中考虑了7种主要燃气组分,分别使用有限体积法和离散坐标法求解羽流流场和辐射传输方程,得到了羽流红外辐射强度在1～15μm范围内随波长变化的曲线及辐射强度在近场内的分布云图,均与文献的计算结果和红外试验热图符合较好。在羽流近场内能够捕捉到流场内各点辐射强度随流场物性变化的情况,表明耦合求解能提高辐射计算精度。     

基于Simulink的航空发动机P2压力测量装置的设计计算

在分析某型航空发动机P2压力测量装置原理的基础上,基于动态力学平衡方程、动态流量平衡方程,建立了P2压力测量装置的非线性模型;通过稳态点线性化方法,建立了动态线性模型;根据稳态平衡关系,提出了1种对B压力测量装置中关键元件参数进行设计的计算方法;在Simulink平台上建立了B压力测量装置的仿真模型,对所建模型和设计参数进行了性能仿真验证。     

某小型涡喷发动机二维数值仿真

整机二维仿真模型由带有粘性项的二维欧拉方程,燃烧模型和损失模型构成.利用任意曲线坐标系来适应复杂几何边界计算,采用隐式高阶精度Godunov格式求解非定常欧拉方程,能够自动捕捉激波,数值稳定性高.计算的总性能参数与设计值对比显示:单部件的仿真精度高于整机,涡轮仿真精度高于压气机.子午平面上的计算结果分析表明:离心压气机出口处的分离流动、燃烧室掺混孔的简化对总性能参数计算结果影响较大.     

时间倾斜法在叶轮机械非定常模拟中的应用

应用时间倾斜法处理非定常模拟中前后两排叶片栅距不相等的问题,通过对流动控制方程的时空转换,发展了相邻两叶排任意转速下非等栅距的非定常时间精确算法,使该方法拓展为适用于超常规动/动结构叶轮机械内的非定常流动计算.在此基础上编写了完整的时间倾斜法计算程序与约化算法计算程序.对某进口导叶/转子之间静/动干涉的非定常流场进行的计算表明:与约化算法相比,时间倾斜法采用原始单通道模型,真实地反映了流场的非定常性;同时,计算量仅为全通道模拟的2/41,大大节约了计算成本.      

基于实测数据的舰载导弹固体火箭发动机环境温度方程的研究

为了有效解决目前舰载导弹固体火箭发动机缺乏适用的环境温度方程问题,从而为舰载导弹固体火箭发动机的应力应变计算、累积损伤分析、寿命评估、可靠性分析、药柱结构完整性分析等提供所需的环境温度数据,文章利用温度测量装置采集了舰载导弹固体火箭发动机舰面值班时的环境温度数据,通过对实测环境温度数据的分析研究,找出了该环境温度的变化规律和特点,并以此为基础提出了一种适合舰载导弹固体火箭发动机的环境温度方程。     

液态碳氢燃料热辐射物性参数反演方法

基于光线跟踪法建立了玻璃-液态碳氢燃料-玻璃3层平板总透射比的正问题模型,给出了反演液态碳氢燃料热辐射物性参数(光谱吸收指数 k 和光谱折射指数 n)的反问题模型,采用Monte-Carlo(M-C)法结合区间逼近法求解.通过将已知文献中庚烷的热辐射物性参数作为“真实值”,采用正问题模型计算总透射比作为“实验测量值”,然后利用反问题模型计算 n 和 k ,并分析实验偏差对反演计算的影响.研究结果表明:①模型反演 k 计算误差的标准差小于0.003%,而 n 的标准差高于21%.②实验偏差对反演计算影响较大,且偏差达到1.0%时个别反演数据明显“失真”.③ k 反演计算误 差的标准差 y 与实验偏差 γ 满足 y =2285.2 γ2- 10.484 γ +0.0037的关系式; n 反演计算误差的标准差受实验偏差影响较小,但偏差导致反演 n 误差均超过20%.      

飞机起落架着陆撞击动力分析

根据现有油—气式缓冲器结构形式．针对模拟起落架着陆撞击过程的落震试验模型．考虑起落架航向刚度和阻尼的影响,依据撞击过程中各变量间的运动关系．建立了描述着陆过程中的运动微分方程组．并采用龙格库塔法对运动微分方程组进行求解。最后采用该方法对K8飞机主起落架(单腔)和某机起落架(双腔)落震试验过程进行了模拟．并与试验结果进行了比较。发现计算结果与试验结果吻合较好。     

细节疲劳额定强度计算参量取值敏感性研究

 现代民机设计中细节疲劳额定强度(DFR)方法占据重要地位。为了研究DFR方法中的参数敏感性问题,针对典型航空材料讨论了在斜度参数和分散性参数两种参数的变化范围内,直接采用波音设计许用值进行DFR计算可能造成的误差水平,并与简单的扰动分析结果进行了对比;推导了基于Gerber方程计算DFR值的新公式,并对其适用性进行了对比分析。结果表明,在上述计算参量中斜度参数对国产材料DFR计算结果影响最敏感;锻铝等延性材料更适于使用基于Gerber方程的DFR公式。