脉冲爆震发动机部分填充效应理论分析

为了研究脉冲爆震发动机的部分填充效应,建立了不依赖于实验数据的通用理论分析模型。将该理论模型得到的计算结果与实验数据进行对比,误差在15%以内。并应用该模型进行了一些算例计算,计算结果表明:部分填充能显著增加比冲,理论比冲最高能接近600s;比冲增益随填充系数的减小而增大,最后趋于某一上限值,计算中,该上限值最高达到4;采用氧气作氧化剂时不仅比采用空气作氧化剂时的比冲更高,而且比冲增益也更大;不可燃气体密度越大,部分填充产生的比冲增益越大;背压降低,部分填充产生的比冲增益也随之减小。     

中国经济增长之“谜”——张五常和林毅夫的研究理论成果评述

中国的经济增长创造了世界经济增长史上的"奇迹",但西方主流经济学理论并不能解码中国经济增长之"谜"。华人经济学家对这一问题研究的理论成果日趋丰富,文章梳理了两位具有代表性的华人经济学家张五常和林毅夫的研究成果并进行简单评述,得出结论:在一个以公有制占主导地位的社会主义市场经济国家,任何试图摒弃马克思主义政治经济学的研究方法,去解释中国经济增长之"谜"的任何努力,都无异于缘木求鱼。     

跨声速压气机性能计算中的激波损失模型

在分析了跨声速叶型内激波与附面层相互作用及波系形状的基础上,建立了一种考虑了激波与附面层的相互作用及栅内流动状况的跨声速叶栅激波结构的数学物理模型,并提供了一种可靠评估跨声速叶栅激波损失的方法。     

翼型前缘变形对动态失速效应影响的数值计算

翼型或机翼的动态失速效应所引起的低头力矩和正气动阻尼限制了飞行器气动性能的提高,甚至可能诱导发生不稳定运动。应用于小尺寸机翼的前缘动态变形（DDLE）技术,通过实时改变前缘形状,能够改善翼型前缘区域的速度梯度,进而抑制动态失速效应。采用转捩剪切应力输运（SST）黏性模型结合分区混合动态网格技术,研究了这种前缘变形对机翼俯仰运动所引起的非定常流动的影响,得到通过小幅度前缘变形抑制和延迟动态失速的方法,从而提高翼型的气动性能。翼型NAC A0012的数值模拟结果与动态失速风洞试验结果比较表明：所使用的数值计算方法能够较为准确地模拟翼型在动态失速过程中升力系数与俯仰力矩系数的变化情况,可用于研究前缘变形对翼型俯仰运动所引起的非定常流动的影响。前缘动态变形翼型俯仰运动过程的非定常流场的数值模拟表明：在大迎角下不同幅度的前缘下垂运动能够抑制流动分离的发生,从而抑制动态失速,但在大迎角下小幅度高频率的前缘下垂变形能更高效地抑制动态失速;前缘变形幅度以及变形沿中弧线的分布对升力系数和俯仰力矩系数的影响并不明显。     

剪刀式尾桨悬停状态气动力及噪声特性计算研究

建立了一个基于计算流体力学(CFD) /FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的预测剪刀式尾桨悬停状态气动性能和噪声特性的分析方法.该方法首先采用CFD方法对尾桨流场进行求解,并应用嵌套网格技术对流场空间进行离散.控制方程采用非惯性坐标系下的Navier-Stokes方程,空间方向采用二阶迎风格式(Roe格式)进行求解,时间方向采用隐式LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)格式进行推进.在此基础上,采用FW-H方程将尾桨噪声声压扰动传播至远场,以获得尾桨的噪声特性.应用该方法对两种剪刀式尾桨构型(“L”构型和“U”构型)进行了计算研究,对比分析了剪刀式尾桨在气动力和噪声方面与常规尾桨的差别,以及两个重要构型参数(剪刀角和轴向间距)对剪刀式尾桨气动力和噪声的影响规律.计算结果表明,构型参数对剪刀式尾桨气动力和噪声特性影响很大,合理地选择构型参数可以降低尾桨噪声水平.     

几何尺寸约束的超燃冲压发动机推力喷管设计

针对机体/推进系统一体化要求,提出了一种几何尺寸约束的超燃冲压发动机推力喷管设计方法,以实现在满足几何约束条件下优化喷管的气动性能。采用数值模拟对提出的设计方法展开了研究,在此过程中,首先校核了数值方法有效性并确定了网格分辨率。进一步就喷管设计过程中2个关键设计因子——比例因子和非对称因子开展了影响研究。最后为验证本文提出的设计方法的有效性和优越性,将其与典型截短设计方法进行对比分析。结果表明,相比截短方法,本文提出的设计方法不仅能够获得满足几何约束的喷管,同时可使喷管推力系数、升力和俯仰力矩分别提升33.36%、265.75%和37.21%。此外,本文提出的设计方法还可以通过调整设计因子来获得不同气动性能的喷管,进而满足应用过程中的实际需求。     

低速高湍流度90°弯管流动数值模拟

分析了曲率对弯曲管道流动的影响 ,给出了曲率修正的双层 k-ε湍流模型 ,并数值模拟了非均匀来流低速高湍流度 90°弯管内流动。文中比较了曲率修正双层 k- ε湍流模型的计算结果与实验结果 ,以及双层 k- ε湍流模型和逆压力梯度修正双层 k- ε湍流模型的计算结果。通过比较 ,发现经过曲率修正后的双层 k- ε湍流模型更好地模拟了非均匀来流低速高湍流度 90°弯管内流动。同时比较了壁面参数的插值方法 ,发现在弯曲管道流动模拟中对壁面参数进行一阶插值比零阶插值能更好地模拟真实流场     

燃烧室流场数值计算方法的改进

在燃烧室流场数值计算中,引入壁面函数,考虑流线弯曲效应以及湍流各向异性等因素后,可使计算结果与实验数据的吻合程度大有改进,故在流场数值计算中应计入这些因素。     

民用运输机审定着陆距离计算方法浅析

着陆阶段是飞行中最关键的阶段,也是事故多发阶段,着陆距离的计算是民用运输机着陆性能分析的重要方面。本文讨论了在满足法规的条件下计算审定着陆距离的方法,并以某机型为例,给出了用这种方法计算不同条件下审定着陆距离的结果,结果表明这种审定着陆距离的计算方法是切实可行的。     

客机总体方案设计中的直接运营成本估算方法

飞机的经济性因素是决定飞机市场竞争力的最重要因素。通常航空公司最关心的是飞机的使用经济性,而决定使用经济性的一个重要指标就是飞机的直接运营成本(Direct Operating Cost,DOC)。因此,在客机总体设计阶段,需要对各设计方案的经济性进行评