机翼跨声速绕流的Galerkin有限元解法

本文给出了翼型和机翼跨声速绕流的Galerkin带权余数有限元解法。利用一系列适当形状的元素将计算区域离散,在元素内采用线性插值函数。对于超临界流动,文中采用了适合于有限元法的超声速上风技术,具有捕捉激波的能力。将这种技术应用于线松弛迭代解法中,在计算钝头翼型和机翼绕流时,都获得了成功。     

球面激波对平面的马赫反射的简化处理

本文利用Whitham绕射理论,给出了球面激波对平面绕射时马赫杆的近似解,同时求得了马赫反射三波点迹线及壁面超压。另外还导出了新的面积函数表达式。在壁面超压的计算上,这些理论结果与用Whitham方程求得的数值解相符合。     

小球型五孔探针在压气机试验中的应用

气流在叶片机中的实际流动过程极其复杂,必须利用各种测试手段来了解叶片机级间三元流场。本文介绍一种小球型五孔探针测量系统用于压气机级间参数测量的结果。该系统具有一些突出的特点。其一是探针头部尺寸小,对气流的干扰小;其二是数据处理手段先进,探针校准程序及测量结果的处理程序比较成熟。实践证明,其测试结果与常规探针所测得的结果非常接近,重复性较好。由测量结果整理出的压气机性能参数与设计值也比较接近。      

N-S方程有限分析数值研究

 本文将有限分析方法用于曲线座标系上紊流N-S方程的数值计算。分别计算了单列和串列叶栅内部流场,计算中采用了k-ε紊流模型和壁面函数。计算结果与试验结果相比较,吻合程度令人满意。有限分析方法在网格单元上对N-S方程进行线化处理,以解析边界条件作为约束,得出解析解,在解析解基础上构造离散代数方程。有限分析方法的最大特点是可以适应对流速度大小和方向,自动调整格式系数,因而具有数值扩散小和稳定性高等优点。     

固体火箭发动机液体喷射熄火模型

在实验研究的基础上,提出固体火箭发动机液体喷射熄火模型。该模型综合考虑了固体推进剂的瞬态燃烧、射流换热、液滴蒸发和发动机内弹道等耦合作用,成功地实现了对液体喷射熄火过程(临界参数和熄火用液量)的理论预示。理论研究发现液体喷射瞬变燃烧存在着临界喷射压降。当喷射压降大于该临界值时,熄火才能实现。随着推进剂能量的升高,临界喷射压降增加。随着喷射压降的增加,熄火用液量和降压速率分别下降和升高,其变化率逐渐减小。熄火用液量不存在最小值,因而在工程设计中,必须合理选择喷液量和喷射压强这两个设计参数。理论预示与实验结果吻合良好。     

离心叶栅湍流流场的数值研究

本文用二维不可压平均定常的 N- S方程组结合两方程 k-ε湍流模型 ,在任意适体曲线坐标系上计算了旋转离心叶轮叶片通道内的相对流场 ,结果与实验数据吻合良好。分析表明 ,由于离心力和哥氏力构成动量方程中的一个很大源项 ,因而较之非旋转流动需要采用较低的低松弛因子 ,并相应地提高了对初始流场和初始压力场的要求     

内腔辐射热损失对喷管壁温的影响

本文利用排气管内腔表面的表观黑度 ,计算了内腔表面向外界环境的辐射热损失及其对喷管壁温的影响。结果表明 ,喷管下游端的壁面辐射损失高达壁面总热流的 2 0～ 30 % ,在壁温计算时不容忽略。     

固体火箭发动机液体喷射熄火液量的确定

本文运用固体火箭发动机液体喷射熄火模型 ,确定了液体喷射熄火液量 ,研究了推进剂能量、压强指数、燃烧室压强、液体性质和喷射压降等多种因素的影响。     

基于四维导引的飞机纵向飞行剖面的解算与综合

定常Mach/CAS型下降是一种符合驾驶员实际操纵特性的剖面下降方法,可方便地用于对进入终端空域的飞机进行四维导引和控制。本文研究了这种四维飞行剖面的计算与综合技术,分析了剖面的构成与结构特点;讨论了剖面解算的数值积分算法和简化代数算法;对飞行速度剖面,提出了双参数描述法来扩大对飞行时间的调整范围,并开发了相应的迭代算法;最后以波音707飞机为对象,进行了数字仿真计算,得到了满意的结果。     

同步机动态模型参数的数字机估计

本文的主要目的是发展一种数字机参数估计算法,它能从带有噪声的数据中提炼出同步发电机的动态模型参数。本方法采用的是建立电机模型;用该模型计算在参数初值的基础上的电流输出;进而利用电机参数的灵敏度矩阵,调整参数值,以使量测输出与模型输出间误差的平方和达到最小。进一步,结合噪声的统计规律于估计方法之中,通过加权阵的形式,建立了极大似然估计器。