航天器热平衡试验中平衡温度的预测

利用航天器热实验的测点数据，采用最小二乘非线性回归来预测热平衡温度。结果表明，当工况进行到一定时间后，测点温度随时间的将进入稳定的指数规律，最小二乘非线性回归有可有效地预测热平衡温度，回归数据的选取对预测结果有影响。     

航空发动机高压旋转涡轮盘腔流动与换热

在同模型实验参数范围内，且数值解和实验解基本吻合的前提下，对发动机原型参数进行数值模拟，求解了旋转系下流体流动与换热微分方程组，通过对气体域和固体域进行共扼计算，并将动量方程与能量方程福合求解。结果表明利用低参数下实验数据支持的数值计算程序对真实参数的模拟是合理的，对于复杂的非线性现象，数值外推法比传统实验外推更加准确。     

纵向波纹隔热屏通道的换热特性

通过改变进气流量、气流背压，实验研究了航空发动机加力燃烧室筒体纵向波纹板隔热屏通道结构对换热特性的影响。对无孔、每波两排孔和每波六排孔三种结构的实验结果表明，波纹板的换热效果远高于平板型，随着波纹板上的孔排数增加，换热效果增大；波形对波纹板的壁温和Nu数影响很大，密流比对Nu数的影响与波孔排数有关，得到的纵向波纹通道的平均换热经验公式，可用于指导加力燃烧室隔热屏地设计。     

空气预冷换热器的性能计算

提出组合发动机空气预冷换热器可供选用的板翅式和管束式两种结构型式。对选定参数的空气预冷换热器作了全工况跟踪计算。指出此种换热器的固有工作特点，给出其空气通道阻力特性的数值结果，以及通道尺寸和壁厚对换热器工作参数的影响。还对今后的工作提出了若干建议。     

组合发动机空气预冷换热器动态特性的数值分析

基于守恒原理，导出叉流管－管型换热器非稳态传热过程的数学模型及相应的离散方程。利用隐式格式，求得组合发动机空气预冷换热器随时间而变的出口及壁面温度。指出此类动态计算若采用显式格式是极其费时的。对比解析解及显式方法的计算结果，表明隐式方法的解是有效可信的。所编计算机程序可用于发动机系统调式。     

具有复杂边界条件的各向异性矩形板稳态热传导解析

应用复级数方法给出的各向异性稳态热传导解析解，首次解析分析两邻边承受热流一边绝热一边对流换热的各向异性矩形板温度场。讨论了各向异性、铺设角对温度场分布的影响。数值结果表明，强各向异性板的最高温度梯度高于弱各向异性板相应值。对于各种铺设角而言，铺设角为０°的各向异性板最高温度及温度梯度均为最低。     

周边简支组合折板结构在复合荷载和热荷载作用下的非线性分析

本文借助阶跃函数，符号函数和斜坐标系，建立了组合折板的壳面方程，然后应用扁壳非线性理论和Ｎａｖｉｅｒ法，导出了组合折板非线性分析的计算公式。     

利用温度测量结果反演三维热传导问题中热源项的算法研究

利用表面温度测量来反演热传导问题中的热源项是一类典型的热传导逆问题，在采用有限体积法对三维稳态热传导问题进行数值求解的基础上，将该热传导逆问题转化为优化问题，基于灵敏度分析建立了反演算法。采用该算法对一典型算例的计算结果表明：建立的算法是有效的，具有较好的抗噪性能。此外，对反演算法中计算收敛准则的选取进行了较深入的分析，结果表明，由于热传导逆问题的不适定性，优化过程中目标函数值越小并不意味着反演结果与真值更为接近，可以通过设定合适的收敛准则来模拟正则化项的作用，克服不适定性的影响。     

The influence of inlet swirl intensity and hot-streak on aerodynamics and thermal characteristics of a high pressure turbine vane

In modern gas turbines, the High Pressure Turbine (HPT) is exposed to an extreme thermal environment due to the burned gases leaving the combustor. The burned gases are characterized by flow and temperature distortions that effect the aerodynamics and heat transfer of the turbine. The purpose of this paper is to investigate numerically the effect of the intensity of the swirling flow combined with the temperature non-uniformity “Hot-Streak” (H-S) on the aerothermal performances of a HPT Nozzle Guide Vane (NGV). The investigations are conducted on the solid untwisted NGV annular cascade developed in NASA Lewis Research Center. Four swirl intensities (|S_n| = 0, 0.1, 0.25 and 0.5), two swirl orientations (positive and negative) and two hot-streaks (rounded and radial) at the NGV inlet are considered. The simulations are done by solving the Reynolds Averaged Navier-Stokes (RANS) equations using ANSYS-CFX software. The results show that the H-S with swirl undergoes twisting following the orientation of the swirl. The H-S twist is aggressive under positive swirl compared to the negative swirl case. The inlet swirl generates a new secondary flow structure, so called Swirl Vortex (SV), which induces more aerodynamic losses. The aerodynamic efficiency under negative swirl found to be higher than that under positive swirl. The maximum temperature on the vane surface is controlled by the radial transport of the SV towards the endwalls.     

一种新的烧蚀热响应算法在质量估算中的应用

针对预测飞行器再入过程中气动热流引发的烧蚀热响应导致热防护罩表层材料质量损耗的问题,研究了热防护罩的几何模型和烧蚀质量估算的方法,通过建立三自由度再入轨迹动力学方程,应用修正的牛顿流体理论计算气动系数,以及Detra-Kemp-Riddell和Tauber-Sutton理论计算驻点热流密度和热辐射,利用一维非线性热传导方程模拟了碳化材料的烧蚀过程,提出了基于Newton-Raphson和TDMA的烧蚀热响应算法估计飞行器热防护罩质量损耗的方法。通过分析,实现了再入全过程热防护材料烧蚀深度连续动态变化的预测,能够有效替代热平衡积分法,估算的烧蚀质量为优化热防护罩的几何模型和再入轨迹提供了参考依据。