涡对与物体的相互作用研究

本文从非定常形式的Ｎ－Ｓ方程出发，采用有限差分法数值模拟了入射涡对与圆柱及翼型相互作用的流场结构，旨在分析讨论其复杂的非定常流动现象，如二次涡及三次涡的形成，多涡配对，非定常分离及剪切层的演化等，以及不同的物形及涡对与物体间不同的相对位置对影响。此外，文中还通过分析物面压力分布随时间的变化来探讨非常分离的流动特性。     

用N-S方程计算三维叶栅流

发展了基于微元中心有限体积方法,采用雷诺平均N-S方程求解三维叶栅流动的程序,特别注意了格式中人工粘性的加法;程序采用Baldwin-Lomax模型。格式经过平板层流及湍流流动的校验,层流与Blasius解、湍流与实验经验公式及Wilcox的计算值符合很好,最后以Goldman涡轮导向器为例进行了叶栅流动计算校核,结果符合于实验以及Chima等人的计算。      

脉冲射流控制现象的自激-外激耦合模型

为了阐释脉冲射流控制中出现的频率依赖性、位置依赖性、条件同步性及强度依赖性这4种现象,在弱非线性稳定性理论的基础上,建立了一种简化的自激-外激耦合模型,用于近似描述脉冲射流流动控制现象.该模型由偏微分方程组构成,特定情形下可简化为常微分方程进行求解,通过将求解结果与脉冲射流控制的数值模拟及实验数据进行对比,研究发现:该...     

计算谐振机翼气动力的激波膨胀波级数展开法

本文根据激波-膨胀波理论,忽略了反射波对翼面压强分布的影响,把斜激波之后和通过一族主特征线的压强展成级数,给出了沉浮和俯仰谐振翼型表面压强分布的近似解析解。然后应用片条理论导得三维机翼振动导数的闭式解。文中给出三角形机翼俯仰导数的几个实例,数值结果与现有其它方法的结果有很好的一致性。     

轴对称矢量喷管内流特性的数值模拟研究

利用矢通量分裂有限体积格式和B-L湍流模型,采用TTM网格生成和局部网格加密技术,求解三维N-S方程,对轴对称矢量喷管的内流流场进行数值模拟,并将计算结果与模型试验结果进行了分析比较。研究结果表明,在矢量状态下,计算结果和试验结果相比,壁面静压分布的相对误差不大于13%,气动矢量角的相对误差不大于10%,推力系数的相对误差不大于2%,所开发的计算方法和计算程序可用于轴对称矢量喷管的工程设计。      

解不可压N—S方程的PCIMG法

本文提出了一种解不可压N-S方程的预测、修正、迭代、多重网格法。这种算法程序简单,结果精确及收敛快速。     

跨音速非定常流动的Euler方程隐式解

在随时间变化的贴本坐标系中给出求解非定常Euler方程的连续通量分裂法。在此基础上建立了可用于跨音速非定常流动的Euler方程隐式求解法。采用特征向量变换,可在保证原方程组离散化精度的条件下使计算大为简化。针对振动翼绕流特点建立了固连于物体的动坐标与固定坐标间的关系。数值计算在动坐标中进行,既简化网格生成又保证在物面上满足边晃条件。对NACA64A-10冀型绕1/4弦点做简谐俯仰振动的非定常气动力进行了计算,给出了与实验结果基本相符的计算结果。此外,还给出翼型做沉浮及同时进行沉浮与俯仰二自由度振动的非定常气动力的计算结果。     

球锥俯仰阻尼导数的数值计算

本文从非定常Ｅｕｌｅｒ方程出发，应用谐振摄动法计算了球锥体超声速、高超声速下的俯仰阻尼导数和。Ｅｕｌｅｒ方程的求解利用ＳＣＭ方法和ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ的两步算法。文中用任意攻角下不同俯仰轴的气动导数转换公式来简化计算，用较粗网格可以得到较精确的结果，程序编制相对简单。一次计算可以得到定常绕流解及一系列钝头率、不同俯仰轴下的多种动导数结果，在ＥＬＸＳＩ６４００机上约需２０～４０分钟。所得结果与试验结果符合程度令人满意。     

平面叶栅跨声速非等熵流的时间推进解

本文根据Viviand等人提出的求解平面流动问题的拟不定常时间推进法的思路,推导了完整的求解平面叶栅无粘非等熵拟不定常流动的方程系统,应用经过改进了的有限控制面积时间推进格式进行了数值计算。计算结果与精确解或试验结果吻合较好,且能有效地节省计算机时。     

弹翼对旋成体底部流动的影响

本文利用压强测量及纹影观测技术研究弹翼对旋成体底部流动及底阻的影响，研究对象包括有无收缩船尾的两种后体，并同时测量了模型的底面和侧面压强分布，通过实验观测结果和理论分析，得到较细致的弹翼干扰结果，有助于进一步认识底部注以动特性及上游干扰，对飞行器设计有实用意义。     

飞船高超声速粘性绕流的数值模拟

本文采用稳式ＮＮＤ格式，通过求解三维薄层近似Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，数值模拟了飞船高超声速粘性流场。在计算中充分考虑了网格雷诺数和网格分布对计算结果的影响，不但得到了满意的表面压力、热流分布和流场的物理量分布，而且得到与实验观察一致的表面油流图像和分离结构。     

二元进气道非均匀超音来流试验研究

介绍一种二元进气道模型在非均匀超音来流中的初步研究结果。试验在DLR小型超音风洞上进行。为造成非均匀来流条件,试验中将部分或全部试验段顶壁附面层引入进气道模型。结果表明,进气斜板产生的头激波与来流附面层相互作用的性状在不同的附面层隔道下变化极大。随隔道高度增加,激波附面层相互作用距离L起初亦增加,当全部附面层被排移后,L大幅度下降。与均匀来流试验结果相比较,当来流顶壁附面层全部被进气道吞入时,该进气道总压恢复σ及质量流率m分别降低18％及15％(M_∞=2.19),同时出口面总压畸变大幅度增加。文章分析了原因及对进气道性能影响的强度。     

翼型动失速问题研究

本文对俯仰振荡和快速上仰翼型的非定常动失速问题进行了计算研究。对绕流流场采用了高效率的分区精确数值模拟的研究方法,保证了计算结果的精度,大大节省了对非定常粘性流动至关重要的计算机时。文中单独划出前缘驻点区,对形成前缘动失速旋涡的前缘附近区域的流场进行精确计算。算例显示了动失速流场的形成、变化过程及其对气动特性的影响,计算结果和实验的比较是满意的。     

高速风洞洞壁干扰减小与修正研究

亚跨声速风洞试验的洞壁干扰问题是影响风洞试验结果准确度的一个重要因素。南京航空学院ＮＨ－１高速风洞首先使用了两种可变开闭比风洞壁来减小洞壁干扰，然后发展了一系列用壁压信息法对剩余洞壁干扰效应进行修正的方法，对国内外大量高速风洞实验数据进行了洞壁干扰修正，将修正结果和ＮＡＳＡ的非线性修正法结果。自修正风洞实验结果及无洞壁干扰的Ｎ－Ｓ方程计算结果进行了比较。结果表明，本文的修正方法结构正确，而计算量远     

裙后向台阶超声速绕流特性数值研究

本文研究了在中部带有裙体后向台阶的轴对称体的超声速绕流特性。采用空间推进法数值模拟超声速无粘流场，对于轴对称后向台阶的分离区采用Ｃｈａｐｍａｎ－Ｋｏｒｓｔ理论模型进行处理，计算结果给出了与实验值吻合的物面压力分布以及超声速流场的流动图画。     

低超声速来流中机翼跨声速非定常气动力数值解法

本文给出一种低超声速来流中机翼跨声速非定常流的计算方法。该方法使用跨声速小扰动理论,正确地计入了沿流向平面流动特征线的压力波的运动边界条件。流动方程是使用时间精确交替方向隐式(ADI)有限差分解法求解。试算了M=1.1的矩形翼和M=1.1、1.34的F5机翼的定常和非定常气动力,并与国外的风洞试验和计算结果作了比较,符合很好。表明本方法是有效的。     

用空间推进法求解钝锥三维粘性绕流

本文将文献〔１〕中提出的方法推广应用于三维可压缩Ｎ－Ｓ方程，方中给出了钝锥超声速三维粘性绕流的结果。得到了背风面分离的流动图画，计算结果与实验相吻合。     

高超声速再入飞行器气动特性的快速预示—局部方法的推广应用

本文将计算高超声速稀薄气流过渡领域中气动特性的局部方法,推广应用到连续介质中弹头型高超声速再入飞行器气动力特性的快速估算。由激波风洞中M_∞=9.9时,一个8°钝锥的气动力测量结果,导出这一实验条件下的领域系数,并以此来估算不同锥角、不同钝度比及不同外形弹头型再入飞行器的气动力和力矩系数,其结果与无粘数值解及实验结果作了比较,在攻角2°～14°范围内吻合得很好。局部方法可用于弹头型高超声速再入飞行器气动特性的快速预示。     

跨声速翼型绕流的Euler／边界层方程干扰数值解

本文利用Euler方程和可压缩湍流边界层积分方程研究绕跨声速翼型的有粘与无粘强干扰流动。应用有限差分法在贴体的网格上求解时间相关的Euler方程,以剪功积分方法求解翼面贴附和分离湍流边界层流动,并引入一个松弛方程描述剪应力对上游湍流历程的延迟响应。有粘/无粘干扰采用表面源模型。计算结果表明,对翼面存在强干扰流动情况,获得了与实验值基本吻合的结果。     

底部流动脉动压强特性研究

利用脉动压力测量技术，研究细长旋成体底部流动百定常特性，实验Ｍ数０．６－３．５。实验中对不同的体构型模型进行测量，通过对测得的功率谱密度曲线，脉劝压强均方根值以及相关函数等结果的分析比较，探讨底部流动非定常特性的某些规律以及模型外形等因素的影响。