高超声速球锥粘性激波层压力分裂法数值求解

本文将压力分裂法引入细长钝体高超声速粘性激波层数值求解中,较好地解决了这种流场远后身部分的推进求解问题。针对非解析球锥体绕流数值求解的困难,作者提出了实用型初始激波形状计算方法,达到了简化数值求解步骤,提高数值计算效率的目的,数值求解结果与实验结果相符合。     

小突片强化混合结构三维流场数值模拟

采用Roe通量差分分裂格式对带有小突片的轴对称收-扩喷管内外流场进行了数值模拟。小突片形状有三角形和梯形，数目为2个或4个，堵塞比为0.02，0.04和0.06，相对高度为0.08和0.16，安装角分别为120°，135°和150°。计算结果表明在喷管出口安装2个或4个小突片能使得喷管下游内外流掺混时间及掺混距离大为缩短，而对喷管的推力系数影响不大。采用小突片对于降低喷流噪声和抑制尾喷流红外辐射是非常有利的。     

后掠翼模型混合层流控制实验研究

利用前缘吸气和顺压梯度,在对称后掠机翼模型上,实现了混合层流控制。在连续式跨声速风洞中,研究了气流马赫数和雷诺数对转捩位置的影响,研究了前缘吸气流量及流量分配对层流控制效果的影响。实验过程中,利用壁面冷却方法,扩大了层流区和湍流区的壁面温度差,利用埋入式安装的热电偶测量了表面温度分布,确定了转捩位置和层流区范围。结果表明,前缘吸气具有良好的层流控制效果,可以使层流区范围显著扩大。前腔吸气流量对层流控制效果影响很大,后腔吸气流量影响较小。     

扩张段注气对扩张型双喉道喷管起动的影响研究

扩张型双喉道喷管存在起动问题,使喷管推力性能显著下降。为此,提出了扩张段注气解决喷管起动问题的方案,并利用数值模拟方法,针对二元扩张型双喉道喷管,研究了扩张段注气压比、注气位置等对喷管流动和性能的影响。研究结果表明：扩张段注气可以产生斜激波系和大的分离区,改变了扩张型双喉道喷管主气流通道的形状,减小了激波损失,解决了喷...     

激波控制矢量喷管流动与工作特性研究

利用数值模拟方法,研究了激波控制矢量喷管的流场结构与工作特性,分析了射流流量、外流马赫数及落压比对喷管流动和性能的影响。结果表明:随着射流流量的增大,射流对主流产生的阻碍作用增大,使得注气缝上游的高压分离区增大,上、下壁面压差增大,矢量角增大;但射流流量过大时,激波会影响下壁面的压力分布,使喷管推力矢量性能降低。外流马赫数增加使喷管出口附近及上壁面注气缝下游壁面的压力降低,因此上、下壁面的压差减小,喷管的推力矢量性能降低。随着落压比的增大,注气缝上游的分离激波位置后移,注气缝下游分离区内的相对压力降低,使上、下壁面的压差减小;另外,喷管工作状态从过膨胀状态向欠膨胀状态转变时,压差产生的推力增大,喷管的推力矢量性能降低。     

基于升华法的后掠翼混合层流控制研究

在低湍流度风洞中针对45°后掠角NACA64A-204翼型模型,采用升华流动显示技术研究不同吸气量和不同迎角状态下混合层流控制(HLFC)对转捩位置的影响.结合热线方法测量流向速度研究扰动增长的机制.实验结果表明:萘升华流动显示技术适合用来研究HLFC方法对后掠翼转捩的影响,可以直观和准确地表示后掠翼上的转捩位置;在无吸气的情况下,随着迎角从-6° 到2°增大,层流区长度先增大后减小;HLFC方法可以显著推迟由横流不稳定触发的转捩;在同一迎角下增加吸气量,可以更有效地减小主要扰动波的能量.     

卫星电源系统配置方案的优化设计

对卫星电源系统配置方案进行优化设计是减轻电源系统质量的一条重要途径。以太阳则步轨道卫星为背景,对四种典型的直接能量传输方式的电源系统配置建立了能量传递图,推出了能量平衡方程。在此基础上,建立了以电源系统的质量功率比最小为目标函数的优化模型;以降交点地方时,高峰功耗与长期功耗比和光照区与星蚀区负载长期功率比为设计变量,通过算例对这四种ＤＥＴ方式进行了优化分析比较,归纳出电源系统配置方案的优化设计结论     

新乡上空电离层总电子含量的经验模式

基于电离层总电子含量与太阳活动性之间的线性相关关系,利用在新乡长期测量所得的电离层总电子含量的资料,得出了总电子含量的一种经验模式。      

基于VC++的动态链接库的创建与调用方法

首先介绍了Vimal C＋＋ 6．0中动态链接库的制作和装载方法、步骤,然后介绍了动态链接库的动态词用和静态调用方法,并给出了相应的实例。     

高超声速粘性激波层高雷诺数流场的数值求解方法

本文将拉伸变换引入Hosny的高超声速粘性激波层的数值求解方法中,数值计算结果与Little所给出的实验结果相符合。从而不论在雷诺数范围上,或在后身流场的推进计算上,本方法均比Hosny原方法有明显改进。