关于飞机瞬时敏捷性尺度的计算

简单介绍了飞机的瞬时敏捷性尺度，即轴向敏捷性，俯仰敏性和横向敏捷性尺度，并对Ｆ－１６飞机的瞬时敏捷性尺度进行了计算，计算结果表明，敏捷性与飞机控制系统设计密切相关，因此，飞机设计时应就敏捷性，飞行品质和控制律设计这三方面进行折衷。     

飞机瞬时敏捷性尺度计算研究

简要介绍了战斗机瞬时敏捷性尺度，即瞬时敏捷性尺度计算方法，给出了这些指标在量战斗机空战性能时的作用，并以国产某型机为例，对以上尺度进行了分析计算，结果表明，敏捷性尺度是反映飞机本体和动力系统，控制系统组合的综合能力，在飞机设计应对敏捷性，飞行器质及控制规律设计进行综合考虑。     

侧面突扩燃烧室冷态流场可视化研究

燃烧室流场中旋涡的不是稳定是造成整体式压式发动机侧面扩燃烧室燃烧振荡的重要原因。在透明矩形侧面突扩燃烧室模型上进行了水流模拟显示实验。显示出了燃烧室流场中的振荡涡系和稳定涡系。实验发现：燃烧室头部旋涡非常稳定；进口射流剪切层存在“马蹄涡”的周期性脱落；射流在燃烧室通道内卷绕形成涡强较大的二次流螺旋柱状涡对，涡对相撞又使螺旋涡失稳、振荡和破碎。旋涡不稳定性是侧面突扩燃烧室燃烧振荡的流体力学原因，分流     

流动诱导空腔振荡及其声激励抑制的实验研究

实验研究了矩形空腔在外部高速气流作用下诱导的空腔内流支振荡问题，以及从空腔前缘加入纯音声激励以抑制空腔内流动振荡技术。实验发现，在一定的气流速度和空腔几何尺寸下，空腔内流动会出现强烈的自持振荡。采用前缘声激励，在某些声激励频率和适当强度下，通过控制腔口前缘剪切层的初期发展，可使原来处于振荡状态下空腔内的脉动压力级峰值降低１４ｄＢ以上，线性总声压级降低５ｄＢ。     

飞行器纵向阻尼动导数直接测量实验研究

介绍了新研制的“FL-8风洞大幅升沉和俯仰耦合振荡实验系统”及采用该系统产生纯俯仰运动测量飞行器纵向阻尼动导数的试验技术，给出了部分试验结果。实验结果表明，阻尼导数和时差导数在中、大迎角时存在明显的非线性耦合，采用纯俯仰运动直接测量的阻尼导数在整个迎角范围内都是合理的。     

双圆柱斜向排列时旋涡脱落频率的实验研究

本研究用热线风速仪测量了斜向排列双圆柱的尾迹,并分析了尾迹中某些特征点上的速度频谱,从旋涡脱落频率的规律来研究双圆柱绕流相互之间的干扰。当两圆柱间距较远时,速度振荡的频率与单圆柱卡门涡街的频率相接近,随着两圆柱间距的接近,前、后圆柱各有其不同的旋涡脱落频率,且都不同于单圆柱旋涡脱落的频率。特别是当两圆柱处于某一相对位置时,出现双峰值的功率谱,其中一个峰值的频率大大地高于另一个峰值对应的频率,而且这两个峰值谁主谁副是不确定的,呈现出不稳定流动的特性。     

一类逆风ENO线方法的构造及其对Euler方程的应用

本文利用ENO(essentially-non-oscillatory)插值思想,对非线性双曲型守恒律=0提出了一类逆风ENO线方法,使用这种格式其计算量比C.Shu在文[6]中提出的通量分裂方法明显减少,进而同Runge-kutta时间离散相结合,提出了时空高精度差分格式。本文还把这类方法推广到方程组并用于计算Euler方程组的黎曼问题和拟一维喷管问题,得到了比较满意的数值结果。     

俯仰振荡三角翼在非定常自由流中运动的实验

在南京航空航天大学已建成的国内首座非定常风洞内,研制了一套单自由度俯仰振荡实验装置,设计开发了一套对模型姿态和来流风速进行联合控制的软件。对一60°后掠三角翼模型进行了单独俯仰振荡运动和俯仰振荡与自由来流耦合运动的实验。实验结果表明:模型做单独俯仰振荡时,振动频率和振动幅值的影响只有在迟滞环出现后才起作用,而迟滞环的出现是由于翼面上的不同流态对外界扰动的反应时间不同造成的。非定常自由流对做俯仰振荡的三角翼气动特性有很大的影响,模型上仰过程中来流的减速,进一步提高了最大升力系数,推迟了失速迎角;模型下俯过程中来流的加速,则更进一步推迟了升力系数恢复到静态时的值。当翼面上产生破碎涡流时,非定常自由流的作用表现得更为明显。     

尖侧缘机身布局的俯仰力矩特性及扰流板控制

针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩（抬头力矩）问题，通过风洞试验，首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律：线性增长区（迎角为0°~15°），俯仰力矩线性增加，全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡；非线性增长区（迎角为17.5°~32.5°），俯仰力矩非线性增加，机头涡出现，机头涡和进气道前缘涡逐渐增强，机翼涡增强后破裂；衰减区（迎角为35°~65°），俯仰力矩逐渐减小，机头涡增强后破裂，进气道前缘涡破裂发展，机翼涡完全破裂。其次，发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源，机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时，前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大，主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后，提出了大迎角机身扰流板控制技术，产生了较好的控制效果。当迎角为40°时，扰流板可使正俯仰力矩减少62%，其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力，减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×10⁵。     

过渡型凹腔超声速燃烧流动振荡抑制方法

针对长深比为10.0的过渡型凹腔在隔离段入口马赫数为3.0条件下存在的冷流自激振荡现象，提出了一种凹腔内增加肋条抑制振荡的方案。通过试验和数值计算，对该方案抑制振荡的效果进行了检验，并分析了肋条增加前后燃烧室流场结构和燃烧性能的差别。研究发现：通过在凹腔内增加肋条能够消除过渡型凹腔冷流工况下存在的175.8 Hz的自激振荡，燃烧流场也更加稳定；增加肋条后凹腔的稳焰能力有所降低，部分在凹腔未完全燃烧的煤油进入扩张段后继续发生反应，从而使燃烧区向下游延伸、增大，发动机的燃烧效率和净推力分别降低5.4%和8.9%，但推力更加平稳；燃烧室一维平均热流密度峰值由2.9 MW/m²降低至1.8 MW/m²，燃烧室的热环境大幅改善。