空间热循环系统带载降温工况参数化分析

用数值模拟的方法，以承载和转运飞行器模型的模型车及其温度调节室为例，进行了大空间热循环系统带载降温工况入口参数的优化与分析。优化与分析的变量包括了低温流体的入口速度、入口温度和入口角度，优化目标为获得更高的模型车降温速率和温度均匀度。结果表明：模型车平均温度及温度标准差随入口速度的增大而逐渐减小，但变化率有所减缓。本研究所制定的降温策略1，即入口温度随降温时间的变化速率先快后慢，可获得最佳的降温速率和温度均匀度。入口角度对降温速率和温度均匀的影响相对较小。当入口角度变化范围处于-15°～15°时，模型车降温速率和温度均匀度基本维持不变，而在其他入口角度区间变化较大。     

湍流模型源项的数值处理方法对计算结果的影响研究

涡粘性湍流模型广泛应用于各种工程湍流问题的计算。对于大多数湍流模型,在湍流控制方程的右端会出现源项,其刚性给数值计算带来很大的影响。从源项的物理意义出发分析了源项导致求解困难的原因,并在通用的求解湍流模型方程的点隐法基础上,以源项弱刚性的S-A湍流模型和源项强刚性的k-ωSST湍流模型为例,论述了生成项和耗散项之间的平衡关系对数值模拟的重要意义,给出了针对不同源项的具体处理方法。对RAE2882翼型跨声速流动算例的模拟结果表明,这些处理方法有效的提高了控制方程组的计算稳定性。     

计算实际机翼湍流边界层流动的积分法

本文采用一种拟坐标变换掺混方法,计算任意外形机翼的三维边界层流动,亦适用于边界层外流为位流或非位流情况。对C-5A机翼的计算结果表明,该方法具有同微分方法可以比拟的计算精度。并分析了在亚音速情况下粘性对机翼升力和力矩的干扰影响。     

直方管内充分发展湍流的大涡模拟 第二部分

本文第一部分用大涡模拟的方法对直方管内Ｒｅ＝４．９×１０￣４的充分发展湍流运动进行了数值模拟。所得结果证实大涡模拟是高雷诺数复杂湍流运动数值模拟的一个有效手段。在本文第二部分用所得的数据库对湍流运动的结构和形态进行了分析，并且用流体质点运动图形显示了湍流运动的二次流。     

不同湍流度情况下尖头旋成体在大攻角时的压力分布特性实验研究

本文阐述了在西北工业大学低（变）湍流度风洞中进行的尖头旋成体在大攻角时压力分布特性的研究情况和结果分析。实验所用的风洞湍流度为０．０２％，０．１０％和０．３３％。实验结果表明，旋成体表面的压力分布可分为对称和不对称两种类型。每种类型又可分为Ａ类和Ｂ类两类。当攻角增大时，表面压力分布将由对称型转变为不对称型。本次实验还初次证实了，当滚转方位角变化时，旋成体 截面上的压力分布虽然可有很大变化，但是有一     

带尾支杆的超音速弹丸湍流底压计算

尽管在超声速湍流情况下，尾支杆对弹丸底部压力的影响没有层流情况下的影响大。但是实验研究表明，带尾支杆的超声速弹丸湍流底部压力随湍流边界层和对厚度增加而增加，随天平尾支杆的相对直径增加而减小。     

冲压发动机扩压器流场对大振幅燃烧室压力振荡的响应

在整体式火箭-冲压发动机推进系统试验过程中,由于燃烧不稳定引起大振幅压力振荡.其振荡频率在100～500Hz范围内,相应的均方根压力的振幅高达燃烧室平均压力的20%.图1为典型冲压发动机在直连式试车台上的流程图.进气道与设备的空气路连接,来流为亚音速,燃油在进气扩压器下游喷入,空气与燃油混合后进入燃烧室并被点燃,燃烧室内的流场包括回流区、火焰面和涡流剪切层,紧接回流区之后是开始增长的湍流边界层.这种以化学和热力学反应为特征的复杂过程,会因各种不同的流动耦合引起不稳定.尽管完全数值模拟     

复合材料的二维轴对称瞬态导热分析

复合材料的瞬态导热问题在卫星、航天器和微电子等工程领域普遍存在,在热控制、热设计中起着非常重要的作用。本文从一般理论问题出发,采用汉克尔积分变换、分离变量法及矩阵运算方法,对复合材料的二维轴对称瞬态导热问题进行理论求解,并导出它们的通解。     

空间流场显示的一种新方法：激光片光运动法

用一套能在气垫滑轨上平稳运动的激光片光运动系统，为对湍流边界层及其拟序结构进行了空间流场显示，并对其应用范围，使用方法和技术等进行了研究。