细长锥体有攻角绕流的非对称分岔及其涡结构的数值模拟

本文用ＮＮＤ格式计算了具有复杂涡结构的细长锥体有攻角绕流问题，着重研究了非对称分离的分岔现象以及分岔前后涡结构的演变，数值计算结果表明，大约在ａ／（２β）＝１．０时，Ｎ－Ｓ方程出现分岔解，同时还给出了分岔前后涡结构及物理最分布的特征。     

圆锥低超声速有攻角绕流非对称涡流的数值模拟与非线性分岔的研究

本文用数值方法研究了圆锥低超声速有攻角绕流的对称和非对称定常解,扰动响应以及在更大角时出现的准周期解问题。     

细长体大攻角绕流的数值模拟

用数值模拟方法研究了细长体大攻角的绕流特性（求解在周向３６０°范围内进行）。数值模拟的出发方程是三维可压流的全Ｎ－Ｓ方程,格式为二阶迎风ＴＶＤ格式。通过数值模拟研究了附近,攻角１９°、３２．５°和５０°状态下,细长体绕流场中的激波、分离流动及表面压力分布等重要特征。     

钝锥超声速粘性绕流的隐式推进求解方法研究

本文提出了一种新的推进求解方法。通过对模型方程的稳定性分析和钝锥超声速绕流的数值模拟,表明该方法既克服了文献中推进格式步长有下界和稳定性差的不足,也克服了亚声速区压力不好处理的困难。文中建立的一阶、二阶隐式推进格式,稳定性好,推进步长无下界,计算结果的精度较高。     

绕三角翼流态中的某些定常与非定常特性研究

利用流动显示及片光技术，对绕三角翼流动中的某些非定常特性进行了研究。首先在涡面剪切层中发现了两种不同的小涡结构。进而对涡破裂点脉动做了系统的观测，发现在破裂点很靠近顶点的迎角下，脉动主频突然增大。此外还对三角翼涡破裂形态做了细致的分析，提出了泡状破裂在一定程度上可以看成螺旋破裂并给出了实验结果，提出了三种特殊的破裂形态。     

用非结构动网格方法模拟有相对运动的多体绕流

发展了用于模拟有相对运动的多体非定常绕流，并计算由流场决定的外弹道的数值方法。该方法采用非结构动网格，显式NND有限体 格式，求解非定常Euler方程，并耦合了刚体动力学方程，作为例证，计算了俯仰振动的NACA0012翼型绕流，计算结果与实验及文献结果吻合，最后，整个策略用于计算二维机翼－外挂物分离流场，并确定了外挂物下落轨迹。     

细长圆锥低超声速绕流层迹流时空演化特性的研究

本文用数值方法研究了在大的迎角范围,采用局部抛物化流动模型所得到的有关圆锥有迎角绕流尾迹流中周期的谐分岔,亚谐分岔以及环上Ｈｏｐｆ分岔这三类不稳定性的时空结构演化与非线性相互作用。     

垂直于物面的横截面上流态的拓扑

对于旋成体有迎角绕流,本文研究了垂直于物面的横截面上的流态结果。利用解析方法,给出了物面轮廓线上、迎风和背风对称线上以及全横截面上截面流线方程奇点的分布规律以及奇点沿流动方向的演变规律,从而可定性地确定截面流态的结构。通过求解ＮＳ方程数值模拟了钝锥有迎角高超声速绕流流场,计算获得的垂直于物面的横截面流线的拓扑结果和理论分析完全一致。     

Re数对细长旋成体非对称涡及气动力特性影响的实验研究

通过对细长拱柱旋成体大迎角绕流不同截面测压结果分析，探讨了绕流舶数对非对称涡结构和气动特性的影响，得出舶数不仅影响分离线位置和绕流流态结构，而且影响边界层的绕流特征及其分离涡的强度，非对称性的出现与细长体两侧边界层的绕流特征和分离涡的强度不等存在密切的关系。特别是在同种流态下，两侧边界层的绕流特征和分离涡强度不等是造成侧向力的主要原因；在两侧不同的流态下，转捩不对称是产生大侧向力的主要原因。     

细长体大攻角非对称流场控制

为了研究细长体大攻角非对称流态的机理以及开发新的控制技术进行了风洞实验.实验中观察到了侧向力的双稳态状态,并且它的正负指向很容易被来流中或者模型头部的微小扰动切换.连续改变滚转角时出现了迟滞回线.模型上游的扰动棒能改变侧向力的方向,当扰动棒移走后仍然可以保持该方向.根据以上观察,在模型头部安装了微型摆振片,该摆振片可以处在不同的周向位置.当摆振片静止时,迟滞回线消失,侧向力的方向不随紊流随机切换.截面侧向力的动态测量结果表明,当摆振片低频摆振时,侧向力可以跟随节奏变动.随着频率的增加,侧向力逐渐减少.当摆振频率进一步增加时,侧向力减少到零.如果摆振时,改变摆振片的平衡位置,则侧向力可以成比例的变化.根据上述实验实施,探讨了非对称现象的机理.     

大迎角细长旋成体绕流结构演变过程实验研究

 通过烟流显示和测压实验, 系统地观察和分析了尖拱头细长旋成体绕流结构随迎角的演变过程。实验发现在不同迎角下, 不仅细长旋成体绕流结构形态不同, 而且不同流态结构的演变过程所含迎角范围较小,几乎在几度迎角内就可完成。     

机动飞行器中等攻角高超声速无粘绕流数值模拟

本文采用ＮＮＤ差分格式，利用推进－迭代方法，数值模拟了机动飞行器的中等攻角高超声速无粘绕流流场，发展了一种适用于处理中等攻下背风面流场的技术，大量计算表明，结果准确、可靠。气动力力系数和壁面压力分布与实验数据一致，流场波系结构模拟正确。     

飞机大迎角滚转运动频率域建模与稳定性分析

本文运用频率域建模法,分别建立了飞机大迎角滚转运动的Ｆｏｕｒｉｅｒ变换模型及非线性代数模型,并从数学模型中提取动导数。基于非线性非定常数学模型与局部线化的动导数数学模型,计算了飞机滚转运动的稳定性,并运用李雅普诺夫稳定性分析理论,进行飞机滚转运动稳定性分析。结果表明,大振幅非定常滚转运动实验可以用于飞机绕体轴滚转运动的稳定性分析。从大振幅实验数据提取的动导数,基本反映了飞机的非定常气动力特性。通过     

超声速非平行边界层的非线性稳定性研究(英文)

用非线性抛物化稳定性方程(NPSE),研究超声速非平行边界层的扰动波的非线性演化过程。发展了高精度的数值方法,对NPSE进行有效求解和稳定推进。计算得到了各谐波的振幅增长曲线和不同的扰动剖面函数,特别是展示了谐波之间的非线性作用的物理特征,包括流向涡、展向涡和Λ结构的形成和演化等,以进行转捩过程的机理研究和分析。NPSE的计算结果显示了这个新方法是研究超声速边界层非线性稳定性的有效方法。     

多段翼型大迎角分离流动的DELAYED RANS/LES混合算法

多段翼型的大迎角绕流发生大范围附面层分离,具有明显的三维与非定常流动特性。RANS/LES混合算法继承了LES对流动分离区大尺度漩涡准确模拟的优点,避免了纯LES算法需求网格量巨大与亚格子模型壁面函数不成熟等问题,对分离流动的模拟效果优于RANS算法。以S-A湍流模型与Smagorinsky亚格子模型为基础,借鉴DDES的附面层延迟控制思想,构造了可用于对接网格、重叠网格的DELAYED RANS/LES混合算法。研究了GA（W）-1多段翼型的大迎角分离流动及其气动特性。     

In706合金长时组织稳定性研究

In706合金经650℃×500h,1000h长期时效处理后,测定显微组织和力学性能.试验结果表明,In706合金组织稳定,高温持久断裂寿命、塑性亦较高,可用于航空发动机涡轮盘、轴类转动部件.     

大攻角地效翼非定常流动实验研究

大攻角地效翼非定常流动研究对大攻角地效翼非定常空气动力特性和流动控制具有重要的意义。对攻角为18°的NACA0012地效翼在模型风洞中进行实验,利用三维热线风速仪对地效翼后缘附近尾迹区内测点的速度脉动进行采样,分析不同飞行高度下大攻角地效翼的非定常流动特性。结果表明：地面效应下,大攻角地效翼后缘涡系形成位置后移;随着地效翼高度的降低,非定常流动的脉动频域宽度减小,速度脉动特征频率减小。