涡破裂诱导的垂尾抖振气动弹性分析

通过试验方法分析了三角翼前缘分离涡与垂尾抖振之间的关系,深入研究了尾迹流动对垂尾抖振各阶模态的激励作用。计算得到了垂尾模型固有频率及各阶模态。在风洞试验中,应用激光片光烟流场显示技术,得到了三角翼模型在风速为30 m/s下,各迎角的涡结构;使用加速度传感器测量了垂尾翼根和翼梢的抖振响应;使用热线风速仪测量了垂尾翼根和翼梢位置的脉动速度分量。结果表明:前缘涡破裂后产生的高湍流度的尾迹是垂尾抖振的直接原因,抖振边界与涡破裂的强度和位置有关;涡破裂后尾迹与垂尾产生共振,使得抖振加速度响应频率与垂尾固有频率一致;涡破裂后,在较小迎角下,尾迹对垂尾的高频振动模态的激励较为明显,在较大迎角下,涡破裂流动对垂尾低频振动模态的激励加强了。     

NF-6风洞喷液氮降温系统研制

通过降低试验气体温度来进一步提高NF 6增压连续式跨声速风洞的雷诺数,采用喷液氮降温的方式成功实现了降温运行。结果表明:风洞气流总温达到-20℃,有效提高了试验雷诺数。所叙述的NF 6风洞喷液氮降温系统的设计指标、总体方案、系统组成、系统调试等,为国内连续式降温风洞的建设积累了经验。      

一种战斗机外形涡流场Euler方程数值模拟

 用三步显式格式时间推进求解物理空间曲线网格上有限体积离散的Euler方程,数值模拟一种战斗机外形的涡流场.计算的机翼表面压力分布与实验符合较好,用Euler方程捕获到机翼前缘分离涡(主涡)及翼面上的二次分离涡.Euler方程解中出现的二次涡可能是逆压梯度、尖锐边缘和人工粘性共同作用的结果,它的流谱与实验定性符合.     

小功率N2推进剂电弧推力器工作过程和性能实验

电弧推力器（arcjet)因其高推力／功率比，高推力密度等特点成为当前国际上电火箭研究和应用的热点，文章描述了arcjet的内部工作机理，介绍其实验和工作参数测量方案，针对小卫星使用N2作为推进剂，对4种不同结构尺寸的小功率arcjet进行了不同工况下的性能实验，给出步的发动机工作性能参数及实验结果分析，实验结果表明优化推力器工作参数并合理设计其结构尺寸可提高推力器性能。所得结论对小功率N2arcjet推力器的优化设计具有的参考价值。     

用N-S方程有限体积法计算弹体绕流/底喷流

用单元中心有限体积法在物理空间曲线网格离散积分形式N-S方程，用坐标变换计算粘性通量项中的各偏导数值，用Runge-Kutta三步显式格式进行时间推进求解。采用了人工粘性、当地时间步长及隐式残值光顺。计算了旋成体大迎角涡流和带底部喷流的绕流场。计算中发现，各向异性隐式残值光顺较之各向同性隐式残值光顺能更快地加速迭代过程的收敛。计算的物面压力分布与实验基本符合，计算的旋成体大迎角涡流图谱合理。计算结果说明底部喷流对旋成体绕流及空气动力载荷有显著影响。     

欧拉方程多重网格方法及三维超声速大迎角流动数值计算

本文给出一种粗，细网格时间步长可调整匹配至最优组合的的多重网格方法以获得在最细风格上最大的加速收敛效益，二重网格中节省机时可达３５％，文中的数值方法可用于飞行器跨声速大迎角无粘有旋的涡干扰流场的模拟研究。     

三维椭圆形方程网格生成中的新源项修正法

构造一种新的源项修正方法用于三维椭圆型方程网格生成，可以实现对网格与边界正交及网格与边界间距的双重直接控制。     

NF-6增压连续式高速风洞压缩机喘振边界的确定

NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速风洞,轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一.对国内首座增压连续式跨声速风洞压缩机喘振边界的确定进行试验研究.简要论述了喘振发生的机理及其危害以及确定喘振边界的重要性,讨论了压缩机逼喘过程及其原理以及风洞增压对喘振点(喘振边界)的影响;给出了控制风洞运行的压缩机喘振边界线、喘振预警线、安全保护线、防喘调节线及防喘振措施,为该座增压连续式风洞稳定运行奠定了基础,提供了安全保障.     

后掠机翼人工转捩最佳粗糙带高度数值预测

介绍了基于当地变量的γ-Re_θ转捩模型,并将该模型应用到后掠机翼的转捩预测和人工转捩最佳粗糙带高度以及人工转捩技术能够模拟的大气飞行雷诺数的确定中。为检验γ-Re_θ转捩模型对后掠机翼转捩的预测能力,对ONERA M6机翼和DLR-F4标模机翼进行了边界层转捩预测,采用结构化网格和有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,得到了机翼表面的摩擦阻力系数分布,从而可以得到相应的转捩位置,预测得到的转捩位置与试验结果比较吻合,说明该模型对后掠机翼转捩预测是可信的。最后在DLR-F4标模机翼上表面固定了粗糙带,通过相同的方法得到了转捩位置,从而确定了马赫数为0.785、雷诺数为3.0×10⁶时最佳粗糙带高度为0.11 mm;通过不断增大雷诺数使自由转捩位置不断向前缘移动,验证了人工转捩对大气飞行雷诺数的模拟能力。结果表明,在最佳粗糙带高度为0.11 mm下,可以实现对大气飞行高雷诺数的模拟。