GPR格式推广用于多维复杂流动的数值计算

采用算子分裂技术，将原始求解一维流动问题的高精度、高分辨率ＧＲＰ格式推广用于包含各种不同间断解及其相互作用的多维复杂流动计算。以轴对称管端出口处激波绕射传播为例，作了数值模拟，得到了与实验结果吻合很好的流场精细结构。     

风洞红外热成象实验技术的初步研究

本文介绍风洞实验红外热成像测技术的工作原理，特点和在西北工作大学速翼型风洞和低湍流度风洞应用红外热像仪诊翼型边界层转捩与ＣＦＤ和热线风速仪测量结果的比较和分析。     

高温空气中主要分子带系的F—C因子

从计入分子振转相互作用的电子态波函数出发，按自编程序计算了高温空气中主要分子带系Ｏ２（Ｓ－Ｒ），Ｎ２（１＾＋），Ｎ２（２＾＋），Ｎ２＾＋（－），ＮＯ（β），ＮＯ（γ）的Ｆ－Ｃ。从而得出：当激波管低压端的空气压强为１３３３Ｐａ时，入射激波及反射激波后高温空气的温度与激波强度的关系；各主要分子带系转动态分布与温度的关系；高温空气中主要分子带系Ｆ－Ｃ因子与激波强度的关系。计算结果甚好，好既适用于高温，也     

喷流反压模拟技术及在高超声速进气道实验中的应用

为研究高超声速进气道的反压特性以及不起动/再起动特性,提出了一种凹腔喷流反压模拟技术,在实验过程中通过控制阀门的开度可方便地且迅速地调节进气道的出口反压.利用该技术,还对一种马赫数为7级的轴对称高超声速的反压特性及不起动/再起动特性进行了研究,展示了该技术的实用性.结果表明:(1)所提出的凹腔喷流技术可在进气道下游形成较为均匀的、可控的背压环境,因此可用于进气道的反压特性研究;(2)适当调节凹腔的喷流总压,并在实验中实时控制阀门的开度,凹腔喷流技术能够在较短的风洞实验时间内(约8 s)实现进气道起动、不起动、再起动流态之间的切换,因此可用于进气道的不起动/再起动特性研究.      

专家-模糊PID在低速风洞风速控制系统中的应用

介绍北京航空航天大学D-4低速风洞风速控制系统的结构、控制原理和性能特点.为了解决低速风洞风速控制系统建模困难、控制系统复杂、易受外界影响,且自身参数时变不确定、控制难度大的特点,采用了模糊PID调节算法结合专家判断组成专家-模糊智能控制器的方法控制风速.现场调试运行结果表明:这种方法解决了常规PID不能在线进行参数自整定的问题,不仅具有PID控制器高精度的优点,又具有模糊控制器快速性、稳定性、鲁棒性高的特点,并且具有良好的动、稳态特性,可满足低速风洞风速控制要求.      

带缝翼多段翼型气动特性的实验研究

首先对测力和测压两种翼型的实验方法作了对比研究,在此基础上用测压法对多段翼型前缘缝翼气动特性进行了实验研究.结果表明,测力和测压两种方法均可用于翼型的实验研究,前缘缝翼缝道的不同构型对多段翼型的增升效果和气动效率(升阻特性)都有极大的影响.具有前缘缝翼最佳优化缝道多段翼型的最大升力系数CL max可达3.900,失速迎角α为31°,它比普通缝道多段翼型的最大升力系数(2.790)增加了39%,失速迎角增大了23°.     

翼型相对厚度对失速分离特性的影响

雷诺数为3.0×106时,选用了五种典型厚度的翼型,对其失速分离特性进行了实验研究,本文给出了这些不同厚度翼型失速分离特性的主要研究结果.研究结果表明,翼型相对厚度在7%～38%的范围内,各翼型的失速分离特性主要取决于上翼面的流动分离状况,这与文献[1,2]的结论一致.但是,对于特大相对厚度的55%的特厚翼型,则呈现出一种与前述不同的独特的失速分离特性.这种翼型的失速分离特性将会受到下翼面绕流特性的强烈影响,正是这种下翼面压力的发展变化最终导致整个翼型的完全失速分离.     

TECH56项目中的涡轮试验

ＣＦＭ国际公司 (ＣＧＥ和Ｓｎｅｃｍａ下属的一个公司 )已开始进行先进的六级高压压气机和高压涡轮的试验 ,该试验是ＴＥＣＨ56项目的一部分。ＴＥＣＨ56是技术上的探索和求证计划 ,旨在发展未来的ＣＦＭ国际公司的动力装置技术。与现有的压气机相比较 ,希望新型高压比压气机的压比更大而级数更少。级数减少可使压气机变短变轻 ,减少部件数 ,使维修简化 ,降低成本。压气机的试验将在ＧＥ公司进行 ,主要进行空气动力学评估和航空机械分析。在试验中要进行压气机可调定子的性能测绘 ,同时也要改变叶尖间隙。在 6个星期中要进行大约 1 0 0ｈ的…     

跨声压气机动叶周向弯曲的数值优化设计

开发了求解雷诺平均N-S方程的三维流场模拟程序及数值优化程序,对流场求解程序进行了实验验证,并对跨声压气机动叶积叠线周向弯曲进行优化设计。优化结果表明压气机动叶弯曲可以有效地改变流场内的三维激波结构,削弱尾迹损失。绝热效率提高约0.59%。并且改善了压气机变工况性能。      

前体非对称涡Re效应初探及其风洞模拟技术

对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和 临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保持不变,这为在常规低速风洞中通过增大旋成体直径、减小长细比来扩大Re实验范围提供了实验依据.基于此技术,临界Re下低速实验结果表明细长旋成体在层流和转捩分离区的截面压力分布有明显的区别,导致在临界Re内的侧向力较亚临界显著减小,而且头部扰动对背涡流动的主控作用明显减弱,单孔位微吹气扰动主动控制技术不再适用.