关于跨音速定常小扰动平面势流线松弛的稳定性和收敛性的讨论

引言 对跨音速势流方程采用混合差分线松弛求解,常碰到稳定性和收敛性问题。差分方程的舍入误差,若在求解过程中不会增长,则格式稳定。当选取的步长趋于零时,差分方程的解趋于微分方程的解,则格式收敛。要得到所要求的解,必须使差分格式既稳定又收敛。由于跨音速势流方程的非线性,严格的稳定性与收敛性证明十分困难。大量的计算实验指出:在松弛求解中,计算是否稳定,是否收敛和当收敛时的收敛速度,     

对“关于跨音速定常小扰动平面势流线松弛的稳定性和收敛性的讨论”一文的讨论

文献[1]在局部线化假设下,运用了Von Neumann方法,分析了线松弛迭代的稳定性问题。关于改进迭代的稳定性,该文指出对于局部超音速点,存在一个大于0面小于1的数ω_0,使得松弛因子ω满足0<ω_0<ω≤1时,迭代是稳定性的。本文作者认为,这一结论是错误的。正确的结论应该是:对于任意的满足0<ω<1的松弛因子ω,改进迭代在Von Neumann的意义下总是发散的。现证明如下。     

绕钝前缘机翼跨音速势流的松弛计算及其稳定性与收敛性讨论

本文在机翼钝前缘处用精确速势方程和精确的边界条件,其他地方用纵向大扰动而横向小扰动的速势方程和相应的边界条件,联立求解。数值算例1为矩形机翼,展弦比λ=12,翼剖面为NACA0012,自由流的马赫数M_∞=0.63,迎角α=2°,翼根剖面压力分布的计算结果与二元亚音速精确数值解（Sells,1968）接近。算例2为NACA RM A51G31实验的机翼,垂直于1/4弦线的翼剖面为NACA64A010,其后退角χ_1/4=45°,λ=3,根梢比η=2,M_∞=0.4,0.8,0.9,α=2°。计算与实验接近。 本文建立跨音速定常小扰动速势差分方程的线松弛改进迭代在局部线化假设下的稳定性条件和松弛解收敛到原来的微分方程解的条件。这些条件大多数与数值实验相符。     

绕钝前缘翼型定常跨音速小扰动势流的一种计算方法

提高钝前缘翼型的跨音速压力分布计算方法的精度与效率对翼型设计十分重要。国内对跨音速小扰动势流方法进行了研究,但对M_∞>0.8的超临界情况尚未计算。国外文献[3]指出当M_∞>0.9时完全速势方程的一种方法失败了。 本文试图改进经典的小扰动势流方程,探索比较稳定的迭代方法和超松弛方法,以克服超临界流计算常常不易收敛的困难,使小扰动势流计算的应用范围扩大到更高的M     

关于“跨音速流的边界积分法”一文的再商榷

<正> 航空学报第10卷第3期上刊载了三篇文章,展开了对杨岞生、吴镇远的“跨音速流的边界积分法”一文的讨论。文献[4]对文献[2,3]提出的问题进行了答辩。在答辩的文章中主要谈了文献[1]只是以冲量场出发建立边界上可压流与不可压流ρν之间的关系。我们认为,对于任何流体力学问题,制约流场的基本方程和边界条件是紧密相联的整体。原作者在文献[4]中承认:“对于可压位流,实际定常流场的ρν与冲量流场的ρν不同”,但仍利用冲量流场来建立边界上可压流与不可压流ρν值的关系。因此,边界     

关于跨音速零升力翼型绕流的松弛和两种自修正风洞的收敛性

本文采用横向小扰动而纵向大扰动速势方程,计算了跨音速零升力翼型的绕流。在线松弛的数值实验中,φ_γ的差分式用简单迭代和φ_(xx)的差分式用改进迭代时,稳定性较好。此结论与文献的线化理论分析相符。 本文用混合差分法数值模拟,证明了基于两个控制面上的静压和基于一个控制面及翼面上的静压的跨音速零升力翼型自修正风洞的收敛性。对前一种方案,NACA0012翼型,M∞=0.9,RAE104翼型,M∞=0.8,对后一种方案,NACA0012翼型,M∞=0.72,0.8,在迎角为零和风洞高度与翼弦之比为3时,均能收敛到无洞壁干扰的自由流。     

关于《关于“哥德巴赫猜想”的证明》一文的讨论

本刊于一九八○年六月从“增刊”形式,发表了蒋水生同志的《关于“哥德巴赫猜想”的证明》一文,该文虽经有关专家鉴定,但看法不一。为贯彻“双百”方针,现在本刊又发表罗秉松同志“关于《关于“哥德巴赫猜想”的证明》一文的讨论”希有关专家论爱好着批评指正。     

民航机飞行稳定性和操纵性技术的发展(一)

人类在百年飞机发展和飞行实践中,在反复的尝试乃至以无数生命为代价的飞行经历和研究中,摸索和总结了许多宝贵飞行经验;建立和不断完善了飞行稳定性准则和飞行品质规范。这些对规范航空产品设计,提高飞机飞行和操作质量做出了卓越的贡献     

“直接式炉气渗碳及其可控性”一文的说明

读了航空学报第7卷第4期上刊登的樊东黎同志对“直接式炉气渗碳及其可控性”一文的看法(以下简称“看法”)后,对所提出的问题解释如下: 一、关于试验条件 空气加有机液体直接式炉气渗碳的研究是在25kW井式渗碳炉内进行的。炉温采用可控硅PID自动调节,波动不大于±5°C。每炉都装有渗碳面积约0.8m~2的低碳钢陪炉料。炉气组分用三台红外仪(CO、CO_2、CH_4)、氧探头(上海人民耐火材料厂及上海第二耐火材料厂产品)及色谱仪测定,用钢箔称重法测定炉气碳势。     

“直接式炉气渗碳及其可控性”一文的说明

 读了航空学报第7卷第4期上刊登的樊东黎同志对“直接式炉气渗碳及其可控性”一文的看法（以下简称“看法”）后,对所提出的问题解释如下: 一、关于试验条件 空气加有机液体直接式炉气渗碳的研究是在25kW井式渗碳炉内进行的。炉温采用可控硅PID自动调节,波动不大于±5°C。每炉都装有渗碳面积约0.8m²的低碳钢陪炉料。炉气组分用三台红外仪（CO、CO₂、CH₄）、氧探头（上海人民耐火材料厂及上海第二耐火材料厂产品）及色谱仪测定,用钢箔称重法测定炉气碳势。     

对“直接式炉气渗碳及其可控性”一文的看法

渗碳过程中的炉气调节或碳势控制是一个比较复杂的问题。较为成熟的是用发生炉制备的吸热式气氛的控制。即使通过调节炉气中CO_2含量来达到控制碳势目的的方法也还是相当粗略。其原理都是建立在气体平衡反应的基础上,滴注式气氛也不例外。但实际的反应平衡需要相当长的时间,而且整个过程又是在气体不断补充和不断排出的条件下进行,因此所有的控制方法都不是在平衡条件下完成调节过程。此外,气体反应的平衡常数只是在某一固定温度下才有固定值,而实际上炉温自动调节过程都不可避免地伴随有一定程度的上下波动。这些都给炉气或炉气碳势的精确控制带来困难。     

背水一战的日本“局战”(一) “雷电”截击机

就在“翔鹤”号航母下沉时，“大凤”号又被炸开了锅，海上作战旗舰不得不转移到“羽黑”号巡洋舰上……自小泽率领联合舰队在最后一次面对美国特混舰队的空中袭击而全面败北后，日本海军已彻底丧失了昔日的声威。特别是当马里亚纳群岛沦陷之时，天皇及其幕僚已经意识到，敌人正在迫近日本列岛的门户。 于是，日本海军加紧了新型战斗机的研制与改进，这期间开发的机种基本上都是一些用于本土要地防空的“局地战斗机”，其实也就是截击机，突出型号为“紫电”、“紫电”改和“雷电”等。此时，海军当局已经预见到：在从积极进攻转为被动防守以后，且大型航母数量越来越少的情况下，开发高性能的陆基截击机比舰载战斗机更加实用。     

德·哈维兰加拿大公司的飞天兽:“驯鹿”和“水牛”的故事(下)

<正>1966年美国陆军与空军达成约翰-麦克康奈尔协议,陆军同意放弃战术运输机,作为交换空军同意放弃其装备的大多数直升机。1967年1月1日陆军第17、57、61、92、134和135航空连的"驯鹿"被分别移交给空军新成立的第537、535、536、459、457和458运输中队,陆军仅保留了15架。CV-2A和CV-2B在空军的编号分别被改为C-7或C-7A,并改涂东南亚三色迷彩,继续重负荷服役,有几架安装了无线电中继设备后被作为战场无线电中继站。     

天高云淡,望断南飞雁 从“运10”的夭折谈起(一)

在上海飞机制造厂的一个角落，孤零零地停着一架外形独特的大型喷气客机，它已经１４年没有升空了。它就是时至今日仅存的一架由我国自行设计研制的大型喷气客机——运１０飞机。当“波音”、“空中客车”在我们的领空满天飞的今天，我们切不要忘记，在这架飞机上，记载着中国航空工业曾经一度辉煌的过去，也反衬出今日的消沉。 ８０年代初，为了运１０的试飞成功，新闻媒体曾经作过许多报道，但到了现在，除了业内人士，运１０几乎被完全遗忘了。谁能想象得到，我们自己的大型喷气客机，是在“文化大革命”中的１９７０年立项，仅比欧洲“…     

创建以“智慧空运”为路径的我国航空物流信息化项目(一)

中国航空货运峰会从2004年开始每年在中国的不同城市举办,会议每次宣传不同的主题,在吸引着中国航空货运业各利益方的同时,也更多地吸引了来自全球各国的航空货运业参与者,他们似乎比我们更加关注中国的航空货运市场。为什么这些国外航空货运业参与者(承运人、机场、设备供应商等)对中国的航空货运市场会如此关注呢?而     

带放气槽的定几何二元倒置“X”型混压式超音速进气道实验研究(英文)

针对一种带放气槽的定几何二元倒置"X"型混压式超音速进气道进行了风洞吹风实验。结果表明:随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数不断减小,流量系数却先增加,在设计点达到最大值后减小;当攻角变化时,两侧进气道变化各异,在小攻角α≤60时,随着攻角的增加,迎背风两侧进气道的总压恢复系数均有所下降,但背风侧进气道总压恢复系数高于迎风侧进气道,在流量系数方面,背风侧进气道先增加后减小,而迎风侧进气道一直保持缓慢下降,但两侧总的流量保持变化不大,在大攻角(α=60-90)状态下,背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈,而迎风侧进气道总压恢复系数下降但流量系数却有所上升;同时,通过与不带放气槽进气道的速度特性以及反压特性对比发现,放气槽的存在不但增加了进气道的稳定工作范围,而且对进气道在高马赫数下性能的提高也大有裨益。本文为倒置"X"型进气道的设计、改进提供了实验依据。