涡轮级内非定常流场的数值研究

对涡轮级内非定常流动进行了数值研究,探讨了转子和静子叶片之间的非定常相干的机理。结果表明,高频振动对整个流场的非定常性没有太大的影响,1倍频处的波动幅度占据主导地位,可用正弦函数近似表示叶片上力随时间脉动,时均效应和1倍频效应的影响是统一的。静叶尾迹中波动最强烈的区域正好撞击到动叶通道中央,非定常脉动影响主要出现在前缘附近。     

基于线性规划的直升机旋翼性能优化分析

针对直升机的悬停飞行状态,建立了一个基于线性规划的旋翼性能优化分析模型.应用该分析模型,以四叶模型旋翼为算例,对优化前后桨叶扭转角和环量值的分布进行了对比,并讨论了它们之间的关系.计算结果表明,应用所建立的优化方法对旋翼几何参数进行优化,可在保持旋翼拉力不变的情况下,显著减小旋翼消耗的功率.     

高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题

随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。     

旋翼表面非定常压力脉动计算的三维自由尾迹非定常面元法

利用最新发展的高分辨率三维自由尾迹非定常面元方法计算多叶片直升机旋翼的三维非定常气动力，将风洞实验数据与旋翼在悬停和出现严重桨涡干扰的低速前飞下滑状态下的计算结果进行了比较，在悬停时，还与欧拉方法的结果进行了比较，本方法与欧拉方法的结果以及风洞实验结果都吻合很好。     

悬停和前飞状态下旋翼在导弹发射线上的诱导影响计算

应用自由尾迹方法和旋翼配平模型,建立了一个悬停和前飞状态旋翼在导弹发射线上的诱导速度计算模型.基于该模型,以AH-1G直升机缩比模型为算例,计算了悬停和低速前飞状态导弹在发射线上受到的气流诱导影响,并通过与可得到的试验结果对比验证了计算方法的有效性;以Z-9直升机为算例,计算了悬停和前飞时的旋翼尾迹边界,分析了导弹在发射线上受到的下洗影响随直升机前进比的变化规律,表明了在大于某一前进比后,旋翼下洗流场对导弹发射线的诱导影响很小.     

低雷诺数下尾迹与分离边界层的相互作用研究

 用有压力梯度平板模拟典型后加载负荷分布形式下低压涡轮吸力面边界层的发展，研究尾迹与分离边界层的相互作用，并对比了雷诺数变化的影响，还分析了在很低雷诺数下尾缘脱落旋涡和分离区的相互作用。结果表明，在相同出口马赫数下，随着雷诺数降低，壁面等熵马赫数发生变化，峰值马赫数有所降低。尾迹与分离区的相互作用，通过在分离区诱导卷起的旋涡，产生湍流以及Calmed区，抑制边界层分离。当雷诺数很低时，分离区与尾缘脱落旋涡的非定常现象需要在涡轮设计中给予关注。     

低轨道航天器尾迹带电的理论分析和计算

参考国外文献,从理论上分析研究了航天飞行器的极区高能粒子轰击下的尾迹带电现象,并用数值方法计算了尾迹带电的空间电位及电位和航天器尺度的关系,和实测数据相对比,有很好的一致性。     

带支板轴对称弯曲管道的流动特性

以一种带支板的轴对称弯曲管道为研究对象,通过试验与仿真手段,获得了有无支板时的内部流场特性,并探讨了尾迹流特性以及出口马赫数的影响规律.研究结果表明:试验数据与仿真结果在趋势和数值上均吻合良好.气流在弯曲管道中先减速后加速,并在"一弯"中心体侧和"二弯"外罩侧附近形成局部低压区;支板对弯曲管道的内部流动结构影响显著,诱导了尾迹流和旋涡的形成,尾迹区附近不同径向位置处的总压分布规律呈现明显差异;此外,随出口马赫数的增大,弯曲管道壁面沿程静压和出口总压恢复系数均降低,而"一弯"和"二弯"处的逆压力梯度增大,故发生边界层分离的风险性增大.      

飞机尾迹

人们常常在晴朗的天空中看到喷气式飞机在高空飞行时,机身后边会出现一条或数条长长的"云带"。其实,这不是喷气式飞机喷出来的烟,而是飞机排出来的废气与周围环境空气混合后,水汽凝结而成的特殊云系,航空飞行界和航空气象学上称之为飞机尾迹,也叫"尾迹云"、"机尾云",也就是人们俗称的"飞机拉烟"。     

快速多极展开算法在自由尾迹分析中的应用

针对旋翼自由尾迹分析的计算效率问题,对快速多极展开算法(Fast multipole method,FMM)在基于直线涡元的尾迹互诱导速度计算中的应用开展了研究。分别构建了悬停和前飞状态下诱导速度多极展开计算的定义域;在进行远场诱导速度计算时,将直线涡元等效为涡粒,推导了诱导速度的多极展开表达式。通过对悬停和前飞状态下旋翼尾迹中涡元诱导速度的计算,分析了该方法的加速特性和准确性。在此基础上,采用多极展开算法求解了旋翼模型在悬停和前飞状态下的自由尾迹几何形状和桨盘诱导入流分布,并与直接计算结果和实验数据进行了对比,表明FMM算法在提高计算效率的同时能够保持较高的精度。