对称翼型近场尾流及后缘边界层流动特性的试验研究

本文简述了用热线风速仪测量“NACA 63-012”对称翼型近场尾流及后缘边界层流动特性,讨论了流场的时均特性及雷诺应力等湍流量的分布特性,提出了无因次速度分布的半经验公式、相关参数及相关曲线解析式,并得出了几点重要结论。     

低速压气机静叶非定常Clocking效应数值模拟

采用三维粘性非定常数值模拟方法研究了重复级低速压气机内部非定常流动,其中包括静叶Clocking(时序)效应以及尾迹-边界层、尾迹-尾迹和尾迹-泄漏流的相互作用.对静叶时序效应的结果分析显示,当两级静叶相对周向位置改变时最大效率变化只有0.1%,表明低速压气机中静叶时序效应不明显.另外,非定常结果流动图画显示,在非定常环境下上游周期性尾迹的通过对下游叶片边界层、尾迹以及叶尖泄漏流的发展都有一定影响.     

虚拟飞行试验技术介绍

飞行器在大迎角下机动飞行，流动状态的非定常性是其重要特性。对飞行器的非定常气动特性研究预测，主要还是以风洞试验为主。以前风洞试验主要是动导数试验和大迎角非定常试验。由于这两种试验的局限性，AEDC最近开始研究一种新的风洞试验技术一虚拟飞行试验技术。本文主要是对这种新的风洞试验技术研究情况做了介绍。     

基于非结构动网格的非定常气动力计算

对用于非结构动网格生成的弹簧近似方法进行了研究。通过采用顶点弹簧方法,分析研究了弹簧倔强系数的取值,同时通过引入挤压倔强系数和边界修正,对标准弹簧近似方法进行了改进。改进后的方法可以大大提高网格变形能力和网格质量。应用本文发展的非结构动网格生成方法耦合求解基于Arbitrary Lagrangian-Eulerian(ALE)描述的欧拉方程,计算了谐和振动NACA0012翼型及矩形机翼的跨声速非定常气动力,计算结果与参考文献提供的结果及实验结果吻合良好。     

高校隐性激励与师资队伍稳定问题研究

文章探讨了高校激励形式的分类以及隐性激励在师资队伍稳定方面的重要性，指出了高校建立完善的隐性激励机制的途径。     

环形叶栅分离旋涡频谱特性研究

施加非定常气流脉动激励将大幅度减少叶栅分离损失。而激励的效果与本身的气流脉动脉动频率以及强度等因素有关。为了考察非定常气流脉动激励对叶栅气流分离的作用，以及激励作用效果最佳时激励脉动频率与叶栅分离旋涡脱落频率之间的关系，进行了叶栅分离旋涡脱落频率的测量。实验在环形叶栅实验台上进行，利用IFA300热线风速仪等测试仪器进行实验，分析了不同实验条件下环形扩压叶栅后流动脉动的分布情况。结果表明，在不同迎角以及不同测量位置处(叶中和端壁压)，所测环形扩压叶栅后的流动分离均存在某一特征频率。此外对导流叶栅后和环形扩压叶栅后的流动情况的对比说明了在叶轮机械非定常流中流动分离频率的锁定(lock on)现象^[1]。     

转轴位置对俯仰动态特性的影响

研究了转轴位置对机翼、机身和三个组合体上翼面的动态特性的影响，对于机翼和机身，当转轴位置后移时其动态迟滞效应更为强烈。当翼面处于转轴之前，上仰时会出现更为的动态迟滞效应。因此鸭翼达到失速状态较晚。而当翼面处于转轴之后时，如尾翼，将会更早地出现动失速，转轴位置对动态迟滞特性的影响可以认为主要是由于俯仰运动时的动态洗流影响所导致的实际有效迎角的变化。由此影响了动态分离涡及其发展。     

一种能同时测量喷嘴下游气液流强的两相探针的研制

 针对液体火箭发动机喷注器下游燃料和氧化剂两相流场分布的实验研究，研制了能同时对其流强及混合比进行测量的两相探针，并对其进行了标定。利用两相探针对不同反压下同轴式喷嘴下游的流强和混合比分布所进行的试验研究，证明探针的设计是成功的     

超音速燃烧二元流场的数值模拟

由二元超音速燃烧流场垂直喷射Ｈ２的数值模拟计算，描述了缝隙喷嘴附近氧气与空气的混合和燃烧过程，使用两步化学反应，ＭａｃＣｏｒｍａｒｋ显式时间分裂法和Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ修正的代数湍流模型，计算超音速燃烧流场，得出了流线，静压，静温，Ｈ２和Ｈ２Ｏ浓度等值线图，反映了缝隙喷嘴附近回流区的大小，自动着火点的位置及火焰向主流的传播现象。     

超声速机翼－尾翼组合体的非定常气动力边界元法

本文以Ｇｒｅｅｎ函数为基础的边界元，应用时间历程法，计算机翼－尾翼组合体的非定常气动性能。这为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一种有效和完善的计算方法。本文介绍的方法，特别适用于研究、分析各类飞行器非定常动态响应过程的数值计算，例如飞机对突风动态响应等。本文提供的三维机翼的超声速启动过程非定常气动力数值结果，与Ｌｏｍａｘ理论解作了比较，可以看到吻合得很好，说明本文所使用的方法是可行的。对于机翼－尾翼组合体的数值结果，则进一步提供了尾翼受到机翼的洗流影响过程。