主动流动控制实验台及测量系统

本文介绍了合成射流机理实验台及测量系统的建立、功能、技术指标和可以开展的工作，并介绍了部分实验结果。     

粘性超声速绕体流动的有限谱法计算

首先推导出粘性可压缩流体动力学基本方程组在广义坐标下矢通量分裂的一般形式，并将有限谱ENO格式用于求解超声速流动问题。通过典型算例，验证了这一格式的精度和稳定性。然后进行了圆柱和机翼超声速绕流的数值模拟，得到了与实验和其他计算相符的结果。这表明有限谱法不单具有精度高，应用灵活等多方面的优点，而且突破了传统谱方法全域性的局限，可以成功地应用到一般形状流场可压缩流动的数值计算中。     

分离流中若干问题的分析研究

运用物理分析,研究了分离流中现存的若干问题背风区对称线附近表面流拓扑、垂直于体轴的截面流线的性状、细长体绕流不对称流动、旋涡向内转和向外转等.引用的实验及计算结果与分析结论是一致的.     

低雷诺数涡轮流动损失控制技术

针对高空、低雷诺数条件下涡轮损失显著增大、效率显著降低的问题，应用理论分析与数值计算相结合的方法，从流动控制原理、设计方法、流场数值计算等多个方面研究了“微球窝”(Dimple)流动控制技术在航空燃气涡轮中应用的问题，分析了“微球窝”表面处理控制流动分离的基本原理，数值计算表明，围绕球窝周围的气流参数具有明显的变化，球窝对叶片表面流动过程的扰动，使得流动分离点向后推移，雷诺数在12208～15611范围的流动情况，分离点分别向后推迟3％～5％的叶片弦长。     

亚跨超音速喷管内流场的整体矢通量分裂算法

从N－S方程出发，采用先进的矢通量分裂算法，对亚跨超音速喷管内流场进行了整体模拟计算。文中对几种不同计算格式的计算效率进行了比较，给出了超音速占优混合流动的直接分割求解方法。计算采用代数湍流模型，跨音速段的计算结果同其它实验和计算结果进行了比较。计算中发现对出口边界条件进行亚音速、超音速和有回流分别处理很有必要；边界层内的M数沿壁面法向变化非常快；不同壁温条件和不同的流动Re数均会改变边界层的厚度。     

有隔板和无隔板的液体火箭发动机冷态全流场数值模拟

针对液体火箭发动机燃烧室内有隔板和无隔板的情况，用数值模拟的方法对发动机冷态全流场进行了计算，探讨了燃烧室内有隔板时边界条件的处理、计算区域的离散以及隔板对流场参数的影响等问题，用欧拉坐标系下的Navier－Stokes方程组描述气相控制方程，通过数值模拟成功地对燃烧室内有隔板和无隔板的流场进行了数值仿真，表明了对隔板体的数值处理方法的可行性。     

跨声速轴流压气机级全工况三维流场数值分析

以LV－SGS－GE隐式格式和MUSCL TVD迎风格式为基础，结合壁面函数方法和简单的混合长度湍流模型，对三维可压缩雷诺平均N－S方程进行求解。叶列间参数的传递采用混合平面方法并应用了微机网络并行计算技术。计算得到了NASA 35号低展弦比、跨声速轴流压气机组70％和90％设计转速下的全工况性能曲线，并重点分析了其中一些典型工况下的内部流场。计算与实验结果的对比表明，此方法能快速得到三维粘性流场的流动特性且计算精度较高，可用来模拟跨声速轴流压气机组内的全工况三维粘性流动。     

一种双斜切双压缩面气道性能的数值模拟

采用LU－SGS隐式推进方法及ROE的通量差分分裂格式，结合带非线性限量因子的MUSCL插值方法编写了雷诺平均的三维N－S方程的数值求解程序，并供助该流场计算程序研究了一种双斜切双压缩面进气道在未经流场控制情况下的流动结构和气动性能（M＝1.9,H=11Km）。计算结果表明：所编制的流场计算程序能够准确快速地求解三维粘性流场，并对流场间断具有较高的分辨率；所研究的进气道即使在未经流场控制的情况下也具有较高的总压恢复系数，这体现了双斜切双压缩面进气道总压恢复系数高的优点，但由于流场中存在分离流动，应采取抽吸附面层等流场控制措施。     

激振控制分离流动的初步研究

 采用流场显示与测力相结合的方法研究平片激振控制二维锐缘分离流动问题。结果表明:若模型原始流态是闭式分离泡状态,适当频率的激振可使分离泡减小,升力和阻力也相应地减小。达时激振减阻的最佳Strouhal数(St_(x_(ro))=(fx_(ro)/U_∞)范围为3～5。若模型原始流态是完全分离流动,适当频率的激振状态与未激振状态相比,模型升力明显增加;相应地,流态从完全分离流动转变成闭式分离泡。激振增升的最佳Strouhal数(St_c=fc/U_∞)范围为0.7～2.5。     

粗糙带对某型号飞机简化模型机头流态的影响

在水洞中应用染色液流动显示技术对某型号飞机简化模型机头流态进行了研究,详细观察了机头两侧粗糙带和"只"字型粗糙带对机头流态的影响.实验结果表明,风洞实验所得力矩曲线受雷诺数影响大的攻角范围与机头涡破裂后打在座舱上的攻角及机头涡在座舱前严重掺混的攻角相联系.水洞实验中,来流速度为20cm/s、粗糙高度为0.8mm时流态随攻角的变化规律可用来解释风洞实验结果中力矩曲线的分散性.