超音速进气道线性动力学

 Willoh提出的数学分析法需先给出计算点沿进气道流路各截面气流静态参数值后,才能计算小扰动下该计算点的线性动力学特性。本文提出了采用Palmer与王乃行的进气道简便静态特性计算法,以求取计算点下超音速段各道斜激波前、后气流静态参数值,再按一元、无粘、绝热、集总参数、管流求取亚音速段各截面的气流静态参数     

超音速轴对称头部进气道的内、外流场及外壳压阻计算

为了计算超音速轴对称头部进气道的流场,采用有限差分法编制了一个通用计算程序。该程序适用于皮托式、单锥、双锥、三锥、等熵锥等各种进气道的正问题气动设计。由于在进气道无粘流场计算中,采用了分离奇性的差分方法及混合使用显、隐差分格式,所以在边界点和内点及奇点邻域,计算结果均达到二级精度。程序可瑜出所需要的进气道各内流特性及外流特性。 文中列生了五个计算实例,并与特征线法计算结果和实验结果作了比较。符合程度令人满意。     

超音速斜板进气道侧向溢流估算

 本文采用超音速线化理论,算出斜板侧缘附近干扰区内的流场,并根据流量积分方法,导出了关于流量系数的侧向溢流公式。本文还根据Busemann锥型流理论,应用Carafoli方法,得出了估算侧后掠端板影响的方法和图线。理论计算结果与现有的实验数据作了比较,符合程度很好。     

滑流层对轴对称外压式进气道稳定性的影响

本文论述了在来流M1.72条件下,一个可变中心锥外压式进气道,强度为5～11％的六种滑流层在各种位置上进入唇口时对进气道稳定性的影响。 试验证明,强度低于10％的滑流层在唇口附近进入该轴对称进气道,并没有引起进气外罩内侧的附面层分离 强度直至11％的滑流层可以在进口处任意位置上进入该进气道,而不产生喘振。文献表明,强度仅为6～7％的滑流层就可以导致二元进气道的喘振,从而显示了轮对称进气道对滑流层进入所引起的喘振有较强的抵抗能力。     

计算超音速非定常气动力的一种新方法及其应用

本文提出了一种计算超音速非定常气动力的新方法,它将超音速非定常的活塞理论和定常的锥形流理论结合起来,使得被活塞理论所忽略的翼面上各点间的相互影响用锥形流理论来近似计入。文中运用该方法对十个不同平面形状的机翼进行了二十九种状态的颤振计算,并和风洞颤振实验结果作了比较。比较的结果是令人满意的。特别是和用活塞理论所做的颤振分析相比,计算精度有了明显提高。这表明本方法用于超音速颤振分析是确实可行的,它具有方法简洁,计算精度高,计算时间少,程序编制容易的优点。     

尖头旋成体的超音速分离流动

尖头旋成体的超音速分离流动陈南茜,苏莉（北京航空航天大学流体力学研究所,北京,１０００８３）ＳＵＰＥＲＳＯＮＩＣＳＥＰＡＲＡＴＩＯＮＦＬＯＷＯＮＡＢＯＤＹＯＦＲＥＶＯＬＵＴＩＯＮＷＩＴＨＰＯＩＮＴＮＯＳＥＣｈｅｎＮａｎｄａｎ;ＳｕＬｉ（ＦｌｕｉｄＭｅ...     

轴对称跨音速进气道外罩绕流的高效差分算法

 本文考虑轴对称跨音速进气道外流场的有限差分计算方法。采用守恒型位流方程、贴体坐标网格和精确边界条件,根据最佳收敛准则对轴对称情形设计出新的近似因式分解迭代格式,并将所设计的格式应用到计算皮托式进气口的轴对称跨音速流场。对几种典型进气口的计算表明,本文格式收敛快,计算结果与实验符合很好。     

超音速钝体绕流数值计算

本文提出了关于超音速钝体绕流数值求解的一种简便方法——非定常直线法。该方法在一般直线法的基础上利用具有时间项的双曲型方程组,将原求解一阶拟线性混合型方程组的边值问题,化为求解拟线性双曲型方程组的初边值问题。本方法的特点是对初始值要求不高,可克服一般直线法所遇到的奇异性问题,同非定常差分法比较,本方法的算法简单,花费机时少,计算结果也较为满意。用本方法给出了物形有曲率间断的超音速钝体绕流数值计算结果。     

轴对称杂交应力元的优化列式

文章把杂交元的单元优化设计原理应用于轴对称问题,从优化条件的轴对称形式出发,导出了这类杂交应力元的优化列式。其优化性能突出表现在离散模型对于计算背景（如网格的形式、单元的畸变和材料的不可压缩性等）的广泛适应性。文章还对优化杂交元的收敛、以及伪剪应力等问题开展了讨论,并与轴对称问题的其它有限元方法进行了计算比较。     

超音速、小高超音速三元薄翼非定常二次理论的准确度及其适用范围

 本文处理了超音速三元薄翼非定常问题,通过PLK法使二次解均匀有效。首先考虑零攻角或初始攻角时,已知基本定常绕流叠加高-量级的非定常小扰动流,把它线性化。本方法从健全的基本方程出发,使用高马赫数近似,将非定常二次方程化简,其形式与定常二次方程类似,因而有可能利用定常二次理论的方法求解。特解是求解的关键。鉴于精确特解的复杂性,本报告采用了一种近似特解。 本方法适于一般超音速和完全高超音速之间的马赫数区域（约3～8）,折合频率可达至1左右。可较精确地估计厚度,初始攻角对非定常气动力,力矩的影响。 目前据我们所知,还没有有关实验数据,只能和一些理论结果进行比较。为此对低频有初始攻角的超音速前缘平板三角翼进行了计算,在马赫数3～8,与D.D.Liu^[6]比较吻合。计算结果表明,三元薄翼二次理论可用到高超音速相似参数Mδ=1.0。     

压气机进口畸变流场的主动控制

一 引言 航空喷气发动机进口的气流畸变对压气机的性能和稳定性造成很大的影响,发动机的抗畸变能力已成为评价发动机性能的一个重要指标。目前发动机设计时往往留有高达20％的失速裕度,也与防止进气畸变使压气机进入不稳定工作有关。留用大量的失速裕度意味着压气机性能的浪费。如果能增强压气机的抗畸变能力,使之在进口气流品质较恶劣的情况下也能稳定工作而不进入旋转失速或喘振,则有可能将压气机的工作点移至压比与效率都更高的区域。由此得到的发动机性能提高是相当可观的。     

二元进气道非均匀超音来流试验研究

介绍一种二元进气道模型在非均匀超音来流中的初步研究结果。试验在DLR小型超音风洞上进行。为造成非均匀来流条件,试验中将部分或全部试验段顶壁附面层引入进气道模型。结果表明,进气斜板产生的头激波与来流附面层相互作用的性状在不同的附面层隔道下变化极大。随隔道高度增加,激波附面层相互作用距离L起初亦增加,当全部附面层被排移后,L大幅度下降。与均匀来流试验结果相比较,当来流顶壁附面层全部被进气道吞入时,该进气道总压恢复σ及质量流率m分别降低18％及15％(M_∞=2.19),同时出口面总压畸变大幅度增加。文章分析了原因及对进气道性能影响的强度。     

跨音速操纵面嗡鸣Hopf分叉分析及结构参数对嗡鸣特性影响的研究

采用Ｈｏｐｆ分叉分析方法,对跨音速操纵面嗡鸣问题进行了研究。用二维守恒型非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ 方程计算了舵面振动时的非定常气动力,计算了出现Ｈｏｐｆ分叉的Ｍａ 数,研究了一些参数对嗡鸣的影响。将Ｈｏｐｆ分叉的计算结果与嗡鸣的时间历程计算做了对比,两者相当吻合,与飞行试验结果相比,也比较接近。     

CFD在超声速进气道设计上的应用状况

对CFD在粘性模拟，算法，网格生成上的情况进行了概述，提出了CFD在进气道模拟上存在的问题。     

超声速进气道流场和边界层计算

对设计马赫数为3.5的混压式进气道,在小迎角下作了流场和边界层计算。用内激波捕捉法计算无粘流场,用积分法计算层流和湍流边界层。结果和实验数据以及特征解一致,边界层位移厚度也合理。     

机体对超音速进气道性能的影响

提供的结果来自飞机进气道的设计和性能研究,分析所用的数据来源于进气道模型风洞实验和CFD数值模拟。通过对进气道在机身两侧、翼下、机身下等布局的进气道性能对比,评估了机体对进气道的干扰影响。借助于数值模拟技术,得出进气道进口前流场特性。通过对进气道出口总压的测量和进气道进口波系及喉道处流动的数值模拟计算,归纳出进气道出口平均总压恢复系数和图谱的趋势。     

超声速进气道湍流流场的数值模拟

采用有限体积法数值模拟了超声速进气道的湍流流场,改进了离散纳维尔－斯托克斯方程中粘性项的方法,使之具有较好的守恒性,研究使用了变系数的隐式残差光顺等加速收敛技术,并讨论了超音来流、收敛型进气道复杂流场初场的给定方法,所得到的数值解正确地展示了流场的复杂激波结构。