可压缩紊流分离边界层的计算

本文介绍了一种求解二维可压缩紊流分离边界层的正反积分方法。该方法以边界层动量积分方程和平均流动能积分方程作为基本方程,采用适用于贴附和分离紊流的Swafford速度型解析式,对比计算了四种代数涡流粘性模型对沿流向各点的耗散积分及诸边界层特征参数的影响。计算结果和存在激波边界层较强干扰的跨音速翼型边界层的测量数据吻合。该方法可扩展用于计算翼型的尾迹特性。     

两相紊流燃烧过程的数值计算

 本文描写了作者发展的两相紊流燃烧理论及数值方法;简介了作者自编的计算机程序GEMCHIP;提供了将本方法应用于几种燃烧室流动的计算结果。     

二元紊流发生器实验研究

本文给出了二元紊流发生器实验研究的结果,对不同文氏管通道型面所提供的一些典型的出口流场作了分析,并对某些工作状态下的激波振荡的特征作了介招。紊流发生器出口边界条件可以是音速出口,也可以是等压出口,尽管这方面的区别对于激波振荡特征以及分离包的尺度有显著的影响,但是对于出口流场的影响却是令人惊奇地微不足道。紊流发生器中常使用的提供总压图谱的畸变网可以使出口紊流度大幅度衰减。如果采用模拟板来代替畸变网,这一情况卽可以避免。     

喷气发动机中的紊流旋涡与仿生学

 现代喷气发动机结构已相当复杂,但其性能仍有许多不能令人满意之处,如沿流路压力损失大、部件效率低、压气机容易失速喘振、燃烧室容易过热震荡、再点火高度低、稳定工作范围窄等。本文讨论紊流旋涡现象,给出新推导的紊流动量方程,仿自然生态,提出减少旋涡损失,利用旋涡功能的设想,引出一些值得深入研究的问题。     

Dryden大气紊流模型的数字仿真技术

本文为如何利用电子计算机产生符合Dryden模型的三维大气紊流信号（包括三个速度分量和三个角速度分量）提出了一个比较严格和完整的方法。所得结果的可靠性可以通过相关函数来检验。最后还对飞行模拟器中如何使用这一数学模型提出了一些看法。     

湍流附面层壁面摩擦应力的测量方法

 本文讨论了不可压和可压湍流附面层壁面摩擦应力的测量方法,对Presto管、Stanton管、底层隔板、表面热膜和计算Preston管法进行了校准和测量比较。     

可压流双方程紊流模型及其应用

 本文提出了可压流紊流模型。所用的方法类似于K-KL双方程模型,但考虑了气流压缩性的影响。方程中的常数已由实验确定。用本模型计算了管内超音速混合流动,其理论计算曲线与实验数据相当符合,证明该模型较不可压紊流模型更为适用。     

亚音扩压器壁面开槽技术的试验研究

 1.引言 流场分离控制技术是寻求有关装置性能改善的一个重要途径。本文探讨的亚音扩压器壁面局部开槽技术是多种附面层分离控制方法中的一种,早在60年代初就做了试验研究,至70年代中期,研究仍限于直壁扩压器内和对总体性能的测定及分析。之后,1983年就钝头体后体开槽从减阻角度对外流进行了试验研究,并对分离的控制现象提出了较形象的解释。本文     

用于飞行仿真的二维紊流场的数字生成法

 在飞行仿真的某些特殊情况(例如编队飞行、空中加油情况)下有必要生成二维紊流场,其中的紊流速度是两个坐标(例如沿飞行方向的x和沿翼展方向的y)的随机函数。在已有的一维紊流场生成技术的基础上,本文提出了一种简易而有效的生成二维紊流场,即在矩形网络上生成紊流速度序列的方法。经抽样检验,这样生成的紊流场的相关函数基本上符合紊流模型的相关特性,因而证实了该方法的可行性。还讨论了在飞行仿真中二维紊流生成器的两种运行方式——在线式和离线式。     

S弯管中可压三元紊流控制方程和数值计算

本文通过对瞬态N-S方程的质量加权平均处理,对不可压缩流的k-ε两方程紊流模型做了可压缩性的修正。用有限差分法进行了数值计算。计算结果与实验数据吻合很好,这预示着数值方法可能会发展成为研究S弯管中高亚音速三元流动的一种手段。     

超音速绕凹角流动激波与紊流附面层干扰数值解

本文对超音速绕凹角激波与紊流附面层干扰流动进行了计算。计算采用Ce-beei-Keller Box方法;紊流模型用代数涡粘性模型;压强分布用流过尖劈统一的高超音速与超音速公式;对激波与紊流附面层干扰进行迭代修正。计算较好地预估了壁面压强分布以及压强开始升高点位置。     

Dryden大气紊流频谱的等价确定性函数及其在飞机响应问题中的应用

本文扼要评述了B.Etkin等人最近发表的多输入随机过程的等价确定性输入方法（EDIT）,并且加以扩展,导出线性变换公式,分析了确定性输入函数的奇偶性。按照EDIT把目前常用的Dryden大气紊流频谱化成等价确定性时间函数,并拟合成简单的表达式。说明了在时域内计算飞机对大气紊流响应特性的方法和步骤。在算例中比较了用EDIT和常规的功率频谱法所得的结果。     

分离流动的某些进展

 本文综述了判定二维非定常和三维定常粘性流动分离的条件及分离点、线附近流动性状的研究概况,介绍了作者的工作。     

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...     

扩压器分离流场控制的研究

 本文研究中采用加置局部柱形扰源的方法,改变流场中的时均速度分布和紊流度分布,从而达到抑制分离,改善扩压器出口流场的目的。研究表明,局部柱形扰源可明显地延迟流场分离的形成,其主要机理在于近壁部分时均气流动量的变化。文中也介绍了紊流场的测定结果,并对附着流和分离流情况以及有无扰源条件下的紊流分布进行了分析讨论。     

各型分枝裂纹的应力强度因子计算

 本文利用Schwartz-Christoffel映射函数及Muskhelishvili的复变函数方法分析各型分枝裂纹问题。计算结果表明,用本文方法确定各种分枝裂纹的应力强度因子是完全可行的。     

研究飞行器弹性运动的耦合因子法

 飞行器弹性运动引起的广义力与所谓弹性运动的耦合因子有关,线性理论范围,存在弹性运动耦合的充要条件是在运动方程中含有耦合因子。     

定常三维分离准则探讨

本文从奇点理论拓扑规律出发,说明在垂直于分离线及物面的截面上的截面流线有半鞍点存在,进而说明Lighthill等人认为的极限流线要在分离线以前抬起来是不合适的。合理的说法应该是极限流线总是同剪切应力线一致。只有在进入奇点以后,极限流线才抬起来离开物面。本文最后表明,单纯把二维分离准则用到三维分离的情况是不够的,并给出三维分离准则的表达式。     

细长翼分离涡的布涡计算法

 细长翼在迎角稍大时,前缘卷起螺旋状分离涡,使上表面压力降低,升力增加。涡襟翼技术也是利用前缘涡的这一特性提高升阻比的。为计算有分离涡的机翼特性,须研究分离涡层的卷起和涡层之间相互干扰的计算方法。早期Brown和Michael,Smith等在锥形流假设下,应用细长体理论计算过三角翼的气动特性。Sack和尹协远等放弃锥形流假设,用离散涡代替脱体涡层,但仍用保角转绘法处理横流面内绕翼面流动。这类方法对横截面形状较复杂的细长翼（如带涡襟翼的机翼）,因转绘函数复杂,计算困难。本文为避免转绘带来的困难,采用直接布涡法计算有分离涡的机翼气动特性。     

解对流扩散方程的有限元逆风因子法

 本文提出了一种解对流扩散方程的有限元逆风因子法。这种格式的数值解的稳定性很强,计算收敛速度很快,所引入的虚假扩散较少。一系列的数值试验证实了上述结论。