流体注入的轴对称矢量喷管三维流场计算

采用Roe通量差分分裂格式对基于流体注入控制的轴对称矢量喷管内流场进行了数值模拟。流体注入的位置分别为前孔和后孔,注气压强比为0.75～2.0,注气流量比为2.5％～10.0％,矢量角变化范围为2.8°～7.8°。计算结果表明:随着注气流量和注气压强增加,流体注入所产生的喷管矢量角相应增加;注气位置对喷管矢量角影响较大,注气位置靠近喷管尾沿(后孔注气)比注气位置靠近喷管喉部(前孔注气)所产生的矢量角明显增大。     

纳米流体燃料稳定性及金属颗粒改性方法研究进展

为提高纳米流体燃料的稳定性,探求更有效的金属颗粒改性方法,文中简要回顾了纳米流体燃料的发展历程和关于稳定性的理论研究,重点介绍了提高纳米流体燃料稳定性的技术途径和金属颗粒的改性方法,从影响因素和DLVO理论两方面介绍了纳米流体燃料的稳定性机理,简述了应用于纳米流体燃料的稳定性评价方法,报告了纳米流体燃料的制备方法。文中还指出,研究中采用添加表面活性剂和金属颗粒表面改性是提高纳米流体燃料稳定性的主要方法,其中金属颗粒表面改性是能同时解决纳米燃料稳定性和燃烧两方面问题的有效方法,通过分析硼、铝颗粒表面改性的相关研究,总结了金属颗粒改性方法及效果,对未来研究的趋势进行了展望。     

底部封闭竖直细管内纳米流体的沸腾特性和临界热通量

以水-氧化铜纳米颗粒组成的纳米流体为工质, 对底部封闭细小圆管内的沸腾特性以及临界热通量进行了实验研究.结果表明:沸腾时管内纳米流体的浓度不随加热时间长短而改变, 沸腾液体的纳米颗粒除微量吸附在管壁外, 其余全部被蒸汽携带走, 同时吸附层厚度到了一定程度就不再变化.相对于纯水而言, 随着纳米浓度的增加, 纳米流体的沸腾特性有所劣化, 这主要是因为纳米颗粒吸附在管壁上, 减小了壁面粗糙度, 从而减小了液体和壁面的接触角.随着纳米浓度的增加, 纳米流体的临界热通量也随之增加.纳米流体的临界热通量不仅与管长与管径比有关, 而且还与纳米浓度有关.      

大型飞机气动设计

介绍了大型飞机气动设计中的机翼设计、机身设计、增升装置设计、小翼设计、尾翼设计、机翼机身整流设计、机翼发动机干扰设计中需注意的问题,着重介绍了机翼设计中的翼型设计部分.     

展弦比为8的跨音速翼-身组合体内翼的设计研究

提出了亚音速设计程序对翼-身组合体的应用。由正、反面元法计算相结合的程序是基于精确的跨音速求解和当量亚音速压力分布之间的关系，后者是由速矢端线理论设计的一个在无激波翼型设计条件下通过应用亚音速面元法获得的。 文章主要研究内翼设计过程中由于气流的三维特性引起的几个问题，这种气流的三维特性影响了当量亚音速压力分布的确定。两种本质不同的研究方法后面有论述，在翼根处或是亚临界气流条件、或是超临界气流条件。研究表明对于在内翼上带有前缘延伸的机翼形状可以在翼根获得亚临界气流条件，换一种办法通过运用机身外形延伸到最初设计的一种机翼，在翼根处具有超临界气流条件。 对于名义上的无激波气流条件，目前提供的关于翼-身组合体的风洞试验结果证实了该设计方法在规定的气动特性下足以产生约束的内翼几何外形。     

电热流体炉床的渗碳动力学

在电阻直接加热的影响下,由于表面热处理工艺的强化和碳在奥氏体中的快速扩散,在石墨流体炉床中,渗碳的速率较传统的气体热处理要快得多。本文研究了磁性铁试样的渗碳动力学问题。     

CFD在超声速进气道设计上的应用状况

对CFD在粘性模拟，算法，网格生成上的情况进行了概述，提出了CFD在进气道模拟上存在的问题。     

空腔内旋转流动LDA整场测量及实验Re数恒定方法

空腔内的旋转流动常常波及二次流、旋涡破裂等复杂问题，在整场流动实验测量中，必须长时间保持恒定工况。目前文献中的作法一般是采用高精度的恒温水域，但系统复杂、控制精度受限制。笔者介绍了一种根据实测温度调变速保持实验Re数不变的方法。实验表明，该方法简单易行，并能将流动在长时间内高精度地保持在同一工况Re数内。最后给出了采用这种方法的整场和旋涡破裂区域风速度分布的LDA测量结果。     

液固界面滑移研究进展

滑移边界条件是流体力学研究中一个悠久而重要的科学问题，在微纳流控研究中备受关注。近年来，对简单流体（如水）在光滑液固界面的滑移长度的量级逐渐取得共识，而对复杂流体在液固界面的滑移研究方兴未艾。本文综述了从简单流体扩展至复杂流体的研究过程中，滑移实验研究的新的测量结果以及理论描述方法。重点介绍了近期Charlaix教授课题组采用表面力仪测量高分子电解液的滑移结果，以从介观角度理解复杂流体在液固界面的滑移及其影响因素。     

基于被动二次流的射流偏转比例控制

射流偏转比例控制一直是流体式推力矢量(FTV)技术所追求的目标之一。本文研制了一种二元流体式推力矢量喷管,采用能量消耗极小的被动二次流与Conada壁面相结合的方式对低速主射流进行矢量偏转控制,通过改变喷管控制缝入口面积实现了主射流偏转的连续比例控制。对低速主射流两侧控制缝压力和射流偏转角进行测量,获得了主射流偏转角随两侧控制缝压力差系数变化的控制规律曲线。结果表明:低速主射流最大偏转角达到19°,在偏转范围内控制曲线分为敏感区和迟钝区。敏感区的控制曲线近似线性,斜率较大,范围约为±15°;而迟钝区的控制曲线斜率较小,在两侧15°~19°的范围内。该结果证实了主射流两侧的压力差是造成其偏转的直接原因。