冲压发动机进气道和掺混段节流特性数值研究

为了研究冲压发动机进气道和掺混段节流特性及其内部的复杂流动,以同试验进行对比,采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区求解可压缩N S方程,数值模拟弹体,进气道和掺混段一体化通气模型复杂流场。进气道为"X"型布局二元双楔平面压缩混压式进气道,掺混段为圆形截面。计算了掺混段出口反压比pt pt∞=3 5～5 5,总压恢复系数σ,流量系数φ及流场情况。同风洞试验结果比较表明:计算结果较为合理。通过对计算结果的分析,定性讨论了该冲压发动机的节流特性和掺混段内部复杂流动状况。     

飞机外挂物离机过渡过程的有限元算法.

研究飞机外挂物在按给定轨迹下沉旋转的离机过渡过程中，流场非结构网格的调整和再生成方法以及过渡过程欧拉方程有限元数值解法。中指出外挂物运动时流场网格调整或再生成仅需在围绕在外挂物的一小区内进行以减少计算量，而且固定网格的欧拉方程的有限元数值解法也可适用于运动网格情况，只要将固定网格的守恒通量项Fk用运动网格的Ek来代替，并建立了Fk和Ek之间的关系。末给出了带外挂物飞机的实例计算结果。     

进气道出口大畸变流场的模拟

提出了“大板结构”模拟板的概念,并用它成功地模拟了某飞行器进气道出口大畸变流场,其畸变值最大达DC_(90)=-1.118,表明采用“大板结构”模拟板可有效地模拟大畸变流场。同时给出了板前来流M数对板后流场总压损失、流场畸变及紊流度等参数的影响,为进一步开展进气道/发动机匹配研究,发动机抗畸变能力实验研究提供了手段。     

楔—后掠柱激波干扰流场和热流的工程算法

本文针对航天飞机机翼前缘的简化模型,即楔-后掠柱模型,在大后掠、高超声速条件下,提供了一种计算柱体前缘激波干扰流场和热流的工程计算方法。在中国科技大学流体力学实验室的激波风洞中取得了激波干扰的流场显示结果。计算的结果与国内外实验数据的比较表明,这是一种有效的方法。     

气体微流量标准装置的不确定度评定与研究

介绍了气体流是标准装置的不确定度评定与验证。测试结果表明：气体流量的校准范围（１７－１×１０＾５）ＰａＬ／ｓ，不确定度为２％。     

一种用于脉动气流的快速响应电阻温度计

一种用于气体瞬时温度测量的电阻温度计已经研制成功。它是由一根直径为４μｍ的钨丝固定在较重的支撑丝上构成的，强度很高，能够承受２．２ＭＰａ压力和３０Ｈｚ频率脉动的氦气流的冲击。探头很小，响应时间约为２６０μＳ。在（８０～４００）Ｋ温度范围内，温度计的输出近似为线性，灵敏度约为０．０２２５Ω／Ｋ。温度计在脉冲管制冷机试验中收到了满意的效果。     

实用外形亚跨超流场数值模拟研究

本文给出了实用外形亚跨超流场数值模拟若干新研究成果，包括实用的表面及空间网络生成技术，高效快速、稳定的流场求解方法，即ＬＵ分解方法、利用这套方法研制了实用程序，并对前机身、全机、前机身／进气道等实际问题，进行了较大规模的试算。试算结果与实验数据进行了比较，符合良好，为进一步开发工程上实用的软件打下了良好的基础。     

涡轮发动机复杂区域的结构化网格生成技术

通过对二维泊松方程增加伪时间项，采用时间推进法求解生成二维网格，利用拉格朗日插值生成三维网格，给出了一种在涡轮发动机复杂区域中生成结构化网格的计算方法。该方法很好地保证了网格的质量和正交性。大量的计算算例表明该网格的生成方法和区域分解算法相结合可以对复杂区域流场的流动细节进行很好的模拟。     

风洞流场校测与试验数据不确定度

风洞试验数据的不确定度水平反映了风洞试验结果的精确性和可靠性，在所有影响试验数据精确性的因素中，流场校测误差是一个重要而容易被忽略的因素。本文通过分析表明，超音速速度场校准误差和跨音速参考马赫数误差是影响常规测压与测力试验数据不确定度的主要因素，所以合理的进行跨、超音速流场校测，提高流场校测精准度对于提高试验数据质量具有重要意义。     

高分辨率TVD格式的应用

在Jameson格式的基础上，利用修正通量法，构筑TVD（Total Variation Diminishing)格式。通过三个典型的一维和二维算例的计算结果表明，TVD格式对激波具有较高的分辨率，它为具有复杂激波系的喷管、叶栅等跨音速流场计算提供了一种有力的工具。