变比热斜冲波解析解

首次推导了变比热斜冲波的基本公式及其衍生形式，分别就求解转角、波角、最大尖劈角、最小马赫数等典型问题，拟就解法及双精度计算机程序，一一作出例题，进入了变比热斜冲波园地。可以预见到的深入研究问题不少，尚待进一步探索。     

近似等反力度涡轮级设计的研究

等反力度涡轮的概念 ,五十年代已在苏联提出[1 ] ,六十年代美国提出可控涡设计涡轮[2 ]时 ,实际也作了这方面的实践 [3]。综合运用导叶前倾 8.5°,以及导叶反扭、即尖部出气角比内部多偏离轴向 6°,达到根尖反力度只差 0 .1的级 ,效率比常规级高 2 %。一、等及近似等反力度涡轮级设计按照众所孰知的轴对称径向平衡方程 p /ρ r =c2u/ r + c2mcosφ/ Rm- cm( cm/ m) sinφ + Fr式中 p-静压 ,ρ-密度 ,cu-周向分速 ,cm-子午分速 ,r-半径 ,Rm-曲率半径 ,φ-流线斜角 ,Fr-径向力。曾试算过依靠外廓型线先向内收后向外扩 ,主要以第二离心力 c2…     

多段声衬均匀流圆形管道中声传播的工程计算

多段声衬均匀流圆形管道中声传播的工程计算吕亚东,胡宗安,孙晓峰,崔济亚（北京航空航天大学４系,北京,１０００８３）ＣＡＬＣＵＬＡＴＩＯＮＯＦＳＯＵＮＤＰＲＯＰＡＧＡＴＩＯＮＩＮＡＣＩＲＣＵＬＡＲＤＵＣＴＷＩＴＨＭＵＬＴＩＰＬＥＬＩＮＥＲＳＩＮＴＨＥＰ...     

跨音速平面叶栅全位势无粘-粘性迭代计算

本文发展了一种全位势与附面层、尾迹流正逆模式积分法迭代计算程序,给出了计算结果与国内外四个不同的叶栅风洞试验结果的对比分析。结果表明,对比是较为满意的,本文在网格生成,无粘跨音流求解和无粘流与附面层、尾迹流迭代等方面所作的发展和改进适用,使整个程序系统具有工程实用价值。      

固体火箭发动机燃烧室喷管统一流场计算

采用ＳＩＭＰＬＥ算法的可压缩形式求解固体火箭发动机燃烧室喷管内的全速度统一流场;在非交错的配置网格基础上用有限体积法离散Ｎ－Ｓ方程,采用强隐式算法（ＳＩＰ）求解线性代数方程组;采用边界标志法实现复杂几何形状下的多区域统一计算;采用喷管外型逼近法保障计算稳定性;通过与同类计算结果的对比表明：上述算法的组合能够成功地获取固体火箭发动机内流场的整体结构。     

改进的变比热平行混合解析解

鉴于原平行混合准确解牵动到物理过程一般并不经过的临界温度的比热值。在变比热情况容易带来不必要误差，文中推导了只动用总静温、并主要依靠静参数的全套改进解公式，从算例结果看出，原准确误差很小，但改进解不仅更为合理，而且是简明快捷的。所以是先进的。     

通过进排气总压比EPR测推力的基本原理

 涡轮发动机一直是通过转速来操纵的。可是同一转速而进气总温变时状态也变,低总温时增压比、推力就高,高总温时则相反。凶此按与推力较直接联系的参数来操纵就有可取之处。普惠公司JT3D-9D系列发动机已用进排气总压比、简称发动机总压比EPR=p5~*/p1~*作推力主操纵参数,而以转速操纵作备用。     

压气机效率的正确变比热计算

随着实际压气机压机压比不断增高，按定比热等熵指数ｋ＝１．４的算法，误差越来越大。文中按照给定或实验测定压比，初温，终温的命题，给出计算效率的正确变化比热算法，并控压比５至３０分档作出算例，同时检验出，如简单地按初温冬温求ｋ算效率误差很大，几乎与定比热法同一量级。工程中常年用定比热已久，如何给出简便校正方法。尚待研究。     

超跨音涡轮参数关系式及其应用

本文以无因次的导叶出口气流速度λ_1及动叶周速λ_(u1)为自变量,推导出超跨音涡轮级气流及性能参数的基本关系式,适用于基元级或以特征半径代表全级的性能预估。并随同给出一组举例的参数变化曲线。 也对近十年来国内外跨音涡轮研究情况作一简报,并以概括性能的压比效率图列出其水平。     

超跨音压气机研究的发展

本文就近20年来超跨音压气机级研究的发展,进行了一定范围内的调研,对设计与性能作出一些分析与讨论,并提出进一步研究的建议,以供设计参考。