脱体涡流型翼面非定常气动力计算方法

本文研究了细长三角翼在脱体涡流型时变攻角所产生的非定常气动力的机理,并采用了一种时间历程的,考虑翼面前、后缘涡面随局部气流拖出并由时间发展逐步形成的数值方法,称之为涡面生成法,计算结果表明该方法是稳定和有效的。     

后掠激波边界层干扰中Mach数对特性区影响的研究

 本文介绍了由后掠压缩角模型引起的激波和湍流边界层干扰的实验研究。实验雷诺数Re=2.42～2.47×10~7/m,Ma_∞=1.79,2.04和2.50。模型共15个,其后掠角变化范围是0°～60°,流向压缩角变化范围为10°～30°。实验结果表明,在本实验范围内,激波边界层干扰中的上游影响区都呈现出柱形区或锥形区特性;柱形区和锥形区之间的边界随来流Mach数减小向锥形区发展。该边界主要决定于无粘激波的形式。     

暂冲式跨、超声速风洞中流动显示“蒸汽屏”方法

本文介绍暂冲式跨、超声速风洞(FD-06)中流动显示“蒸汽屏”方法使用的设备和研究情况。在马赫数为0.6～2.0,攻角直到25°时获得了试验段生成适合的雾密度所需要的水量及其控制参数;测量了来流湿度引起喷管轴向马赫数的变化;分析了凝结现象产生的机理。最后,给出典型的导弹模型“蒸汽屏”照片。并就其对复杂流场更好地理解和提供理论计算方法的作用进行了讨论。     

主动流动控制实验台及测量系统

本文介绍了合成射流机理实验台及测量系统的建立、功能、技术指标和可以开展的工作，并介绍了部分实验结果。     

粘性超声速绕体流动的有限谱法计算

首先推导出粘性可压缩流体动力学基本方程组在广义坐标下矢通量分裂的一般形式，并将有限谱ENO格式用于求解超声速流动问题。通过典型算例，验证了这一格式的精度和稳定性。然后进行了圆柱和机翼超声速绕流的数值模拟，得到了与实验和其他计算相符的结果。这表明有限谱法不单具有精度高，应用灵活等多方面的优点，而且突破了传统谱方法全域性的局限，可以成功地应用到一般形状流场可压缩流动的数值计算中。     

底部边界排气的减阻效应

本文利用底外侧周向多孔排气的方法研究具有圆柱后体的超声速旋成体底部流动特性及减阻问题。研究工作在超声速风洞进行，来流马赫数从１．５３到３．０１，单位雷诺数为２．×１０＾７／ｍ到２．８×１０＾７／ｍ。文中讨论了排气流量、气体介质对尾流结构与波系分布的影响，对底部增压减阻的效果，测量了底压分布，拍摄了尾流场纹影。实验结果分析表明，采用此种方法能够有效地干扰尾流边界，控制尾流特性，其中氦气在最佳排气流量     

二维横向喷流的N-S方程数值解

让一股射流横向注入超音速流产生所需要的干扰效应是一种飞行器飞行控制的常用手段,如航天飞机和机动导弹上的反作用控制系统(RCS).所以,对射流与主流相互干扰的某些流动特性应该有个基本的了解.本文通过应用MacCormack显格式和Baldwin-Lomax修正的代数湍流模型求解二维RANS方程对带横向射流的绕后台阶的M_∞为2.19和6.00的超音速外干扰流场进行了数值计算.与无喷射流的情形相比,回流涡旋区由2个增加到4个,且底部压力有大的回升,喷口宽度越大,回升效应越显著.另外,数值计算表明,在压力梯度变化比较平缓的区域附加一四阶人工粘性能有效地抑制数值振荡,加快收敛.     

低雷诺数涡轮流动损失控制技术

针对高空、低雷诺数条件下涡轮损失显著增大、效率显著降低的问题，应用理论分析与数值计算相结合的方法，从流动控制原理、设计方法、流场数值计算等多个方面研究了“微球窝”(Dimple)流动控制技术在航空燃气涡轮中应用的问题，分析了“微球窝”表面处理控制流动分离的基本原理，数值计算表明，围绕球窝周围的气流参数具有明显的变化，球窝对叶片表面流动过程的扰动，使得流动分离点向后推移，雷诺数在12208～15611范围的流动情况，分离点分别向后推迟3％～5％的叶片弦长。     

低速离心压气机非稳态流和机匣处理的数值分析

机匣处理能够改善压气机稳定裕度,扩大其稳定工作范围。为了验证并分析其扩稳机理,对带沿气流流向槽的低速离心压气机内部进行了全三维数值模拟,将数值计算结果与实验结果进行了比较,并详细对比分析了实壁机匣和机匣处理后离心压气机转子顶部区域流场结构,以及阐述了机匣处理对叶顶间隙泄漏涡和二次流等非稳态三维紊流流动的影响。