基于粘接元技术的区域分裂解法及其应用

针对线性椭圆型问题的，发展了一种无重叠区域分裂方法，首先引入了Lagrange乘子，以使子域交界处解的连续性约束条件获得弱满足。接着重点讨论了Lagrange乘子的近似空间，即粘接元（mortar elements)空间的建立，以及所引起的离散鞍点问题的共轭梯度迭代解法。这种区域分裂方法非常适用于网格不匹配情形。然后，对基于二阶鼓包（bump)函数近似的当地事后误差估算方法提出改进，以使之适应于区分裂情形，我们还将上述方法应用于广义Stokes问题。最后，给出了以误差估算值为准确则的自适应网格上的数值结果。     

两种有翼飞行器高超声速动态气动特性的对比实验研究

采用模型自由飞技术在脉冲型高超声速风洞中测量了两种类航天飞机外形模型的腐爷阻尼导数，两种模型具有十分接近的外形特征尺寸和投影面积，但机身和机翼的剖面则片此各不相同，实验在名义马赫数M∞＝6.4条件下进行，同一名义实验条件下的重复实验显示一致的运动形态和接近的动导数测量结果。气动参数辨识采用最大似然法，对风沿实验准定常试验时间中模型的平面运动以线性气动参数模型辨识得到它们的俯3仰阻尼导数。结果提产两种外形有差异的模型呈现迥然不同的动态气动特性：带OMS舱的航天飞机仿真模型具有动态稳定性，而简化外形的类航天飞机模型则为动不稳定，虽然对导致这种极大差异的直接物理原因还有待深入研究，但实验揭示了动稳定性对模型外形细节的敏感性。     

200km／h动力分散型电动旅客列车组车体表面压力分布试验研究

阐述了对我国首例200km/h动力分散型电动旅客列车组（先锋号列车）车体表面压力分布测试情况，对测量结果进行了较为详细的分析，最后用流场计算软件CFX对先锋号列车周围流场进行了数值模拟计算，并将计算结果与测量结果进行了对比，两者有较好的一致性，该研究结果可为空调装置及电器设备冷却风道进排风口位置的选取提供科学依据。     

下一代战斗机综合环境控制/热管理系统开发现状

主要介绍了下一代战斗机在热能管理方式上的一个突破——综合环境控制／热管理系统的开发现状，下一代战斗机在设计上更注重从全机水平上考虑系统功能和效率。在这一背景下，环境控制系统的多种制冷方式联合作用，形成综合环境控制系统。更进一步，环境控制系统与热管理系统组合，形成综合环境控制／热管理系统。系统在全机范围内对热能进行管理和控制。系统考虑整个飞行包线内的设计需求，综合利用多种制冷形式和两种热沉——冲压空气和燃油，使系统在整个飞行包线内具有良好的性能，满足飞机总体需要。     

头部钝度对大迎角非对称多涡流动特性的影响

在西北工业大学NF 3风洞通过表面测压和物面油流实验以及在北京航空航天大学1.2m水洞利用染色线显示和激光片光技术,对尖头和钝头拱形细长体大迎角绕流结构和气动特性进行了研究。结果表明,尖头拱形细长体在大迎角下(45°≤α≤60°)表现出非对称多涡的复杂涡系流动现象,相应的截面侧向力CZ沿轴向呈现出类似正弦曲线形式的减幅振荡,并且侧向力幅值较大(1相似文献   

二维Euler方程的自适应非结构网格生成方法

发展了一种用于数值模拟二维Euler方程的自适应非结构网格的生成方法。这一方法根据背景网格提供的信息直接确定内部结点的位置，然后依照Delaunay准则，将新结点加入到已有网格划分中。用于平观流及管道流的实际计算中，结果表明，该方法不受流场形状及流动特征的限制，具有较好的通用性。     

CALCULATION OF HELICOPTER ROTOR FLAPPING ANGLES AND COMPARISON WITH MEASURED DATA

Helicopter rotor flapping angles from hover to low-speed forward flight are calculated and compared with the measured data in this paper. The analytical method is based on a second order lifting-line/full-span free wake model as well as a fully coupled rotor trim model. It is shown that, in order to accurately predict the lateral flapping angle at low advance ratio, it is necessary to use free wake analysis to account for the highly non-uniform inflow induced by the distorted wake geometryat rotor disc plane.     

在电离层飞行的航天器近尾迹内电子数密度渐近解

本文讨论了航天器近尾迹流场电子数密度分布,给出无碰撞假设下等离子体绕带电圆盘流动的近尾迹流场渐近解。用匹配渐近展开法求解实际可能现出的三种情形的电子数密度分布。所得的摄动解对近尾迹流动的理论和数值研究有指导意义。     

超音速射流对发射筒底箱的冲击流场计算

本文计算分析了导弹垂直发射系统中增压箱的内部流场.计算采用守恒型格式的FLIC方法,加入显式人工粘性,捕获了超音速射流冲击流场中的激波.计算结果表明:流场中的最大压力值在射流对称中心线上,并沿径向压力逐渐减小,这一规律与Bouslog,Stanley A.等人的实验结果相吻合.