跨声速翼型上激波／边界层干扰的自适应控制计算

在激波区使用自适应壁对跨声速翼型上的激波/边界层干扰进行控制,可改变机翼的气动性能。这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔,其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来实现。本文给出用N-S方程数值模拟这一自适应控制翼型的跨声速粘性绕流,提出了一个适用于本特殊情况(物面边界局部地区在求解过程中有变化)的处理办法。并探讨了自适应柔壁对当代跨声速翼型绕流的影响。     

FFT相位误差的修正及转子轨迹图

提出了一种ＦＦＴ相位误差修正的方法，利用经相位修正的ＦＦＴ数据重构时间序列来描绘双转子振动响应的轨迹图。这种数据分离综合的实现，较清晰地描述转子系统的振动特性，而为研究双转子发动机转静件碰摩和裂纹等故障现象描述提供了较好的工具。     

计算涡轮叶片尾缘对开缝喷气的数值方法

为探讨涡轮叶片尾缘对开缝喷气对叶栅性能的影响，发展了可与主流场求解有机耦合，且能准确反应射流与主流相互干扰过程的喷气模型，结合涡轮叶片流场数值模拟，得到了不同喷气量下涡轮叶栅性能参数，计算与实验结果有较好的一致性，表明所采用的喷气模型能够较准确地模拟射流与主流的掺混过程，预测掺混效应。     

飞机液压系统管路设计分析

飞机液压系统管路设计，应考虑导管材料、直径和壁厚的选择及系统工作压力、介质流量与工作环境相适应，既要保证导管有足够的强度，又要使系统重量最轻，寿命可靠性高。这里从导管管径设计、壁厚确定、爆破压力和管路安装等方面对飞机液压管路系统的设计作了分析，提供了导管设计的计算方法。     

计及不确定性因素的结合面参数识别

结合面参数识别是复杂结构动力学建模的关键问题。由于连接结构的接触面的大小、摩擦系数，以及安装预应力等相关参数存在不确定性，本文提出把连接结构的接触刚度及接触阻尼作为随机分布参数处理，并使用基于响应面法的模型修正方法和分布代数方法进行识别，方法可行，便于实际工程应用。研究表明，连接结构参数具有正态分布或近似正态分布的特点；用线性有限元模型加上具有正态分布的接触刚度、接触阻尼模型可以描述真实结构的动态特性。     

某机载红外干扰弹动态红外特性飞行试验方法研究

简述了红外干扰弹的工作原理和基本特性，介绍了弹的动态红外特性测量系统、弹的位置测量系统以及试飞测试方法和数据处理方法，并给出了某机载红外干扰弹的动态红外热图像序列和动态红外光谱测量结果。给出利用这些测量结果计算红外干扰弹的辐射强度数据和燃烧特性数据的方法。此次测量数据将为红外干扰技术和光电对抗技术的研究和发展提供重要依据。     

后掠压缩角激波边界层柱形干扰研究

本文给出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结果,着重提出了柱形干扰中的尺度特性。本实验中的马赫数为1.79,2.04和2.50,相应的雷诺数为2.42～2.47×10~7/米。模型后掠角的变化范围是0°到60°,流向压缩角的变化范围为0°到30°。实验结果表明,在本实验的马赫数范围内,干扰流动的上游影响区呈现柱形或锥形,如果考虑横流效应,柱形干扰区的上游影响尺度能和二维压缩角的上游影响尺度相关联。其相关关系仅受后掠角和来流马赫数的影响,而与压缩角大小无关。     

跨音速三维多升力面气动设计

发展了一种跨音速多升力面的气动设计方法和设计程序,它基于已成功应用于亚、跨音速机翼设计和亚音速双翼面设计的"余量修正迭代"概念.当升力面上出现超音速区和激波时自动引用迎风格式对控制方程进行修正.开发了一系列接口程序,包括目标压力设计程序.由此气动设计程羊、TAU程序以及相应的接口程序建立了跨音速多升力面气动反设计软件系统.用两个鸭翼-机翼构型验证了设计方法和设计程序,结果表明在高跨音速下设计迭代有很好的收敛性.     

喷射角对涡轮叶栅端壁气膜冷却的气动影响

在大尺寸低速平面叶栅风洞中,对前缘上游有单排气膜孔的涡轮导向叶栅端壁气膜冷却进行了气动实验。在喷射角25°,35°和45°以及吹风比1,2,3下详细测量了叶栅通道中的三维流场,得到了全速度和二次流速度分布,并由此计算了二次流动能的大小。着重研究了喷射角对端壁气膜冷却的气动特性和对叶栅通道中特别是端壁附近的流场结构的影响。数据表明减小喷射角度可以减小通道涡的强度和尺寸,使冷气射流核心更贴近壁面,但同时也明显地增大了壁面附近的气流速度。在高吹风比下,35°喷射时射流将冷气输运到压力边的能力比25°喷射和45°喷射都要强。     

姿控发动机高空羽流流场干扰效应的DSMC方法研究

在研究权函数设置及热力学非平衡模型的基础上，将DSMC方法应用于求解三维问题，数值模拟了轴线平行的两姿控发动机喷流干扰形成的高空羽流流场。结果表明，过渡区流场中存在显著的干扰效应，采用将单个流场物理量简单相加的方法是不合适的。