轴对称推力矢量喷管的静态内部性能分析

采用Jamson提出的有限体积法对4种结构的轴对称推力矢量喷管的内流场进行了数值分析，预测了其内流场性能参数，计算结果与参考文献符合的很好，表明该方法对建立轴对称推力矢量喷管的数学模型具有很高的模拟精度和较快的收敛速度。     

使用GAO-YONG湍流方程组 对顶盖驱动方腔流的计算

运用SIMPLER方法、QUICK格式及交错网格技术求解GAO-YONG湍流方程组,对二维顶盖驱动方腔流进行数值模拟,得到方腔内的涡量分布和方腔中心水平剖线上的速度变化曲线,并与DNS(Directly Numerical Simulation)结果进行定性对比,有较好的一致性.结果表明,GAO-YONG湍流方程组中与湍流多尺度现象相对应的机械能方程对此湍流方程组能够合理地模拟出顶盖驱动方腔流中复杂的湍流粘性分布以及湍流能量逆转现象起到了关键作用.研究进一步证明了GAO-YONG湍流方程组能够得到复杂流动的真实粘性场.     

非轴对称斜切喷管内流场数值模拟

应用有限体积法建立了三维守恒型N-S方程组的数值求解器,对某非轴对称斜切喷管内流场开展了数值模拟计算,研究了斜切角度变化时引起的发动机推力及推力线偏转角变化。研究结果表明,在相同总压、总温条件下,喷管质量流量及发动机推力随斜切角增大而呈线性趋势减小,推力线偏转角在斜切角为0°时最大。     

轴对称体外部流场的有旋特征线法

轴对称体的无粘，可压缩，定常，超音速流动的外部流场，在计算时，常采用流动为无旋的假设，当头部激波弯曲较大时，会产生一定的误差。本文对绕轴对称体的这类流动，用有旋特征线理论进行了数值计算。结果与实验数据的比较表明：用有旋特征线理论对绕轴对称体的流场进行计算是完全可行的。该方法的应用对轴对称体的气动力计算具有实际应用价值。     

带环向槽环路热管主芯中流动和传热的数学模型和数值模拟

蒸发器是环路热管中最重要的部件,蒸发器主芯中的流场是设计中关注的焦点。建立了一个轴对称二维数学模型来模拟流体工质在圆柱形蒸发器主芯中的流动、传热和蒸发现象。模型充分考虑了流场和蒸发界面间相互作用对于蒸发界面的位置和孔隙中弯曲液面曲率半径的影响。模拟了瞬态和稳态流场,并研究了热负荷的影响。模拟结果在一定工况下是合理的。     

用k-ω紊流模型和Osher格式在混合网格上计算紊流流场

用有限体积法求解了雷诺平均 Navier-Stokes方程。空间离散采用了 Osher逆风格式 ,紊流模型采用了两方程模型 ,并对绕 NACA0 0 1 2翼型及双椭球外型的紊流流动进行了数值模拟。结果表明用上述方法求解紊流流动非常有效     

进气道俯仰振荡状态的非定常数值仿真

为研究进气道俯仰振荡状态时的性能,耦合求解俯仰振荡运动和非定常Navier-Stokes方程,对平衡攻角为0°、振荡幅值为15°的进气道非定常流场进行了数值仿真。结果表明：在俯仰振荡状态下,进气道的性能发生周期性变化,存在一个类似于领结形状的滞环。     

一种多热力循环组合发动机进气道设计方案

针对马赫数0~6的预冷涡轮+冲压组合多热力循环发动机的宽范围工作要求，提出了一种在马赫数2~6范围内流量系数为1.0的宽范围轴对称进气道变几何调节方案，通过中心锥与分流板的协同平移运动，可在满足涡轮与冲压两通道流量分配要求的同时，实现两通道压缩量的匹配调节。对起始半锥角分别为20°和13°的两种变几何进气道方案开展了设计与对比研究。结果表明：起始半锥角对最终方案设计影响最大，起始半锥角为13°的进气道方案较起始半锥角为20°的方案，冲压通道和涡轮通道在来流马赫数为6时临界总压恢复分别提高了16%和14%，最大迎风面积减小了12.4%，但中心锥和分流板平移调节距离分别增加84%和91%。     

Navier-Stokes方程两层稳定有限元算法分析

分析了定常Navier-Stokes方程的两种两层稳定有限元算法。它们将局部Gauss积分稳定化技术和两层算法的思想充分结合,采用低次等阶有限元P1-P1或Q1-Q1对N-S方程进行数值求解。误差分析和数值算例结果表明,当粗、细网格尺度H=O（h1/2）时,它们与在细网格上的单层有限元算法具有相同的收敛速度,而两层算法却节省了大量的计算时间。相比之下,Simple算法具有更高的计算效率。而且进一步发现Oseen算法能够对小粘性系数N-S方程进行有效求解。     

导弹大攻角中的一个气动问题

首先提出了导弹大攻角中一个值得重视和深入研究的气动问题，即导弹“X字型”状态下M数2．0附近俯仰力矩存在较严重的非线性问题；接着对此问题进行了初步的分析和讨论。通过对十字翼轴对称导弹气动外形“ X”矛盾固有性的阐述，揭示了“ ”、“X”状态下全弹气动特性差异的主要原因；通过对“X字型”状态下M数2．0与M数3．0气动特性差别的分析，表明了M数2．0附近气动力非线性严重的几个主要影响因素；论述了mz非线性与导弹极限攻角的关系以及影响α*的主要因素，并提出增大α*的综合改进措施。