超音速扩压叶栅激波结构与流动特征分析

高级压比风扇叶尖Ma数可能超过 2 .0 ,合理组织叶片通道的激波系 ,减小激波 /附面层干扰 ,提高风扇效率和稳定工作范围 ,是风扇设计中面临的一项艰巨任务。通过对三种不同类型的超音速叶栅的激波结构和流动特征的分析 ,以及对这些叶栅的工作机制与设计特点的探讨 ,可为高级压比风扇设计提供某些有益的参考。     

翼型低速动态测压实验的初步分析

简述了翼型低速动态实验研究的测试设备和实验方法，给出了ＮＡＣＡ００１２翼型动态测压的实验结果，初步分析了影响翼型动态气动特性的因素。将所得实验结果与国外实验结果及理论计算结果进行了对比与分析，实验结果与资料值有较好的一致性。     

考虑恒滞差流动的爆震波特性参数计算

在两相脉冲爆震的研究过程中,以恒滞差流动假设为基础,考虑气液两相性来计算爆震波的特性参数。计算结果与实验数据对比表明:考虑气液两相性计算得到的爆震波特性参数更能真实反映两相脉冲爆震的流动情况。     

论超声速流动中的有益干扰

本文利用三维超声速流动线化理论的积分特性,推出了点源分布和单元旋涡分布的积分关系公式,并利用它们分析了翼下有体,翼上有体和翼的上、下各有一个体等型式的干扰特点,指出了几种可能的有益干扰型式。     

非定常风洞洞壁干扰研究

在1m口径圆形截面低速风洞中用一组大小不同外形相似的前缘后掠角为70°的三角翼模型,测量了模型作俯仰运动时的上表面的动态压力分布,研究了洞壁对模型表面动态压力分布的影响.在3m×2.5m矩形截面低速风洞中,用另一组外形相似的前缘后掠角为70°的三角翼模型进行非定常测力试验,并测定了洞壁上有限测压点的动态压力,研究了模型大小对非定常壁压的影响和洞壁对模型非定常法向力系数的影响,并用混合法对大模型的非定常法向力进行了洞壁干扰修正,大模型的法向力系数修正结果与小模型的法向力系数基本一致.     

二维振荡机翼跨声速非定常绕流的变域变分有限元解

本文首先对文献（１－３）提出的二维振荡机翼含激波跨声速非定常绕流的变分原理进行了改造，使之能适用于时间推进法；构造了三维时空的可变节点有限元来捕获自由尾涡面，而跨声流中的激波采用人工密度法捕获。在远场边界上使用简化的无反射条件和新型非定常Ｋｕｔｔａ条件。用本文方法求解了作俯爷振荡的ＮＡＣＡ６４Ａ０１０翼型的跨声速绕流，计算结果令人满意。本文方法可以推广到三维机翼及二维和三维叶栅的同类气动力问题上去     

''''W''''型无尾布局流动机理研究

基于NS方程数值模拟方法,研究了‘W’型无尾布局的流动机理。与参照前掠翼布局相比,‘W’布局优越的气动性能来源于其流动形态的变化:小迎角时,翼身融合升力体设计,使机体表面流动更为通畅,升力增加,机体部件干扰减小,部分补偿了因机身加宽,浸润面积增大带来的摩擦阻力,使总阻力没有明显增加。α≥6°,‘W’布局具有新的流动结构,机翼上表面流动由侧缘涡和前缘涡及其诱导的二次涡所控制,侧缘涡与前缘涡之间产生有利干扰,增强了对机翼表面流动的控制能力,不仅带来涡升力,而且有效控制了前掠翼根部流动分离,是其具有优越纵向气动性能的物理原因。‘W’布局新的流动结构为其横侧气动性能改善奠定了基础,为进一步完善布局设计提供了理论依据。     

差压铸造控制系统的研究

采用高响应数字化气动元件——组合式数字阀，研制开发差压铸造液面加压控制系统，研究系统控制算法及控制精度影响因素。结果表明：采用PCM控制算法控制数字阀的开度及开启时间提高了系统的响应速度和控制精度，在生产中有效提高了铝合金性能。     

叶轮机粘性流矢量方程在曲线坐标系中展开的新方法和数值计算

本文讨论在非正交曲线坐标系中 ,粘性流矢量方程一种新的展开思路。应用这种展开方法可以得到项数减少很多的展开式 ,便于工程计算。文中同时给出了可压缩与不可压缩方程的展开式 ,给出了统一方程表达式。最后对二维不可压叶栅粘性流和三维可压叶栅粘性流进行了数值计算 ,计算表明本文给出的新展开方程是有实用价值的     

分叉尾喷管气动性能实验研究

某涡轴发动机尾喷管由环形转接段和双管急弯收扩段组成，其形状呈“裤衩”形。在模拟涡轮出口旋流的条件下进行了喷管模型内流气动试验，采用双向总压探针测量喷管内大回流区，发现从３３°截面开始的大分离区对喷管性能有重大影响。在给定流量条件下，通过该流量的喷管进出口压比Ｐ＊５／Ｐ６远比无分离的理论值要高。试验证明导流板是减少喷管气流分离、提高扩压比、降低进口总压的有效措施。Ｐ＊５／Ｐ６可降低１．７％左右。