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。     

扩压器跨音流动中动态畸变特性的实验研究

本文利用典型的飞机进气道亚音扩压器研究了不同超临界跨音工况下沿截面脉动压力的均方根值ΔP_(RMS)的分布特性和自功率谱PSD特性变化,并获得了影响ΔP_(RMS)分布和PSD特性的主要因素.     

研究两相流流动特性的测量系统

一种在气-液两相流或液相流中流动特性的测量系统,其结构简单、操作方便、实用性强;它可以自动地移动测量探针、进行多通道的数据采集和对实测数据进行实时处理;采样频率可达几十万赫兹; 这个系统适用于处理各种仪表输出的模拟或数字信号。本文描述了测量气泡速度、气泡大小、含气率、混匀时间和剪切应力等的电位探针和电化学技术。这个系统在许多实验中得到应用。     

轴对称进气道外罩跨音速非守恒型全位势流AF3算法

本文针对轴对称进气道外罩跨音速绕流问题的特点,采用了贴体坐标网格;并对这类网格拓扑构造了三种Baker的隐式近似因式分解AF3有限差分迭代算法。通过理论分析与数值实验,找到了既能计算亚临界情形,又能计算超临界情形的AF3格式;并就此格式讨论了适合于进气道绕流特性的AF3迭代格式中间变量的提法,具体提出了格式实施的相应方法,研制了可供分析任意轴对称进气道外罩跨音速特性的计算程序。由于采用了任意曲线坐标系上的轴对称非守恒型全位势方程适合于用不同方法生成的计算网格,因此,本文的工作还有可能进一步推广到计算更复杂的轴对称进气道跨音速绕流问题。计算表明,本方法收敛快,结果好。     

用基于混合网格的多重网格法数值模拟绕物体的紊流流动

本文在混合网格基础上用多重网格法求解了紊流N-S方程。混合网格是由在物面附近采用的柱状网格与其他区域则采用的非结构网格组成。方程的求解采用Jamson的有限体积法，紊流模型采用两层Baldwin-Lomax代数紊流模型。用多重网格法来加速解的收敛。数值算例表明，用混合网格及多重网格法来求解紊流Navier-Stokes是非常有效的。     

低速风洞内部流场数值模拟

以上海交通大学在建的多功能低速风洞为研究对象,针对其设计上的独特性,采用CFD方法首次实现对风洞内部流场的整体数值模拟,风扇段流场利用MRF模型处理,数值模拟中计及了阻尼网的整流效果。同经验设计法的气动设计结果进行对比发现,数值模拟得到的流量与设计流量差距很小,压力损失在一定程度上较为吻合。数值模拟揭示了风洞内部存在的流动分离现象,为提高风洞的气动性能提供了改进方向。对风洞同轴度下降引起的流场品质变化进行了分析,结果表明微小同轴度偏差对流场品质的影响不大。     

应用双镜头三维LDV／PDPA系统诊断液流模型流动特性方法

在双透镜模式三维激光测速系统的基础上,提出了在测量液体模型时修正入射光聚焦变形的光程角－位移补偿法,此方法使两个人射镜的入射光学在具有多层不同性质介质的模型中保持相变,交通过位移补偿移入射光相交在同一测量平面上,得到了与入射角,介质折射率及坐标架位移有关的补偿公式,利用实时三维ＰＤＰＡ系统对旋转水平水流模型进行了调整和测量,实验结果证明了该方法的原理理正确的,对解决不同折射率介质的液体流场及液固－     

吸附式风扇/压气机技术的进展与展望

吸附式风扇/压气机是目前国内外高增压比压缩系统的一个重要研究方向.对其产生的背景, 研制的必要性, 技术特点以及研究动向进行了回顾和分析.这一技术的采用能够大幅度提高压比, 减少发动机的轴向长度和重量, 降低风扇的噪音;在做功能力增加重量减轻的同时, 能够增加飞行器的灵活性以及有效载荷, 从而减少燃油消耗.但是这种新型的结构也带来了强度、气弹稳定性等问题, 对此给出了一些分析结果和建议.      

双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性

针对一种冲压发动机用设计飞行马赫数范围为2.5～3.5的双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性开展了高速风洞实验和一体化数值仿真研究.研究结果表明:(1)在混和段内气流是通过两股气流的撞击以及横截面上二次流形成的旋涡不断掺混的,这也是混和段气流损失的主要原因.采用二元进气道的双下侧布局在整个混和段内气流除了在射流区内不均匀外,在1.5D截面至掺混段出口截面4.5D处慢慢趋向均匀.(2)掺混段出口截面与进气道出口截面总压恢复系数变化规律一致.随着来流马赫数和侧滑角的增大,掺混段出口截面总压恢复系数均是逐渐下降,而随着迎角的增大其总压恢复系数是提高的.(3)导流段损失和混和段损失均随着来流马赫数和侧滑角的增大而增大,整个掺混段损失增大.而随着迎角的增大,由于导流段损失逐渐下降,混和段损失变化不大,所以整个掺混段损失是降低的.(4)随着导流角的增加,进气道的总压恢复系数几乎未受影响,而掺混段的总压损失呈线性提高.研究范围内随着导流角的增大,气流导流段的总压损失几乎不变的,而由于径向速度分量增大,混和段损失增加,同时掺混出口截面承受反压能力降低.