跨流域三维复杂绕流问题的气体运动论并行计算

通过研究求解描述跨流域三维绕流问题的Boltzmann模型方程气体运动论耦合迭代数值格式,分析气体运动论数值计算方法的内在并行性;从变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性三方面开展基于离散速度空间区域分解计算的研究,发展求解稀薄流到连续流跨流域三维复杂绕流问题的并行算法。通过对不同Knudsen数、不同马赫数、不同攻角三维球体及返回舱绕流的并行计算,计算结果与实验数据和理论分析吻合较好。研究表明,该并行算法负载平衡和并行可扩展性较好,对不同并行计算机系统具有很好适应性,显示直接求解分子速度分布函数的气体运动论计算方法有良好的并行计算特性。     

含弱粘结界面复合材料层合板的半解析法

采用线性弹簧模型表征界面弱粘结特性．并运用了Hamilton正则方程的半解析方法处理界面弱粘结对复合材料层合板弯曲问题的影响。首先简要地介绍了弹性材料修正后的H—R变分原理和Hamilton元,然后着重推导了弱粘结界面的线弹簧模型的平面元素列式及正则方程的半解析法的控制方程。最后根据界面传递关系建立了弱粘结层合板的控制方程。数值实例结果证明了本文方法的正确性。     

机构磨损可靠性

首先简述了磨损的常规失效判据,然后提出了磨损可靠性的安全裕量方程,给出了可靠性计算公式。用算例阐明基本概念及方法思路。最后对防止粘着磨损咬卡提出了合理的设计准则。对极限磨损量的代表性作了说明。     

车顶外形对车辆气动横向稳定性等气动特性的影响

本文依据全尺寸车辆现场实测和均匀流、模拟流风洞缩尺模拟实验结果,重点研究了弧形顶面客车和三角形顶面棚车两种代表性铁路车辆的气动横向稳定性等气动特性,并且提出了提高铁路车辆气动横向稳定性的可行途径。本文还讨论了判断客车风洞实验动力相似的特征等。     

用全位势方程计算机翼的亚声速,跨声速和超声速绕流

对大后掠小展弦比细长机翼,本文对机翼纵轴垂直的每一横流截面生成O型网格,形成对机翼流场的H-O型网格,用守恒型全位势方程、差分和隐式近似因式分解迭代算法计算绕机翼的可压缩位流。自由流可从亚声速直到低超声速的全部跨声速范围。本算法要求机翼前缘有大后掠角,后缘可稍许后掠或前掠。本文算例表明,所研制的计算程序已可提供工程实用。     

二维可压湍流边界层改进的积分方法

采用含高阶项的边界层动量积分方程,同时对常规边界层卷吸方程及延迟方程进行相应的高阶影响修正,得到改进的边界层积分方程组。应用此方程组对多种高亚音速及跨音速翼型边界层流动作了计算,并与一阶Ｇｒｅｅｎ方法计算结果及实验结果作了比较。结果表明,在边界层积分方程中保留法向压力梯度项及雷诺法向应力项,明显改进了翼面边界层接近分离区域处参数的计算精度。     

跨声速开槽壁超临界翼型洞壁干扰的N－S方程模拟

本文采用二维可压缩非定常Ｎ－Ｓ方程模拟了带有上下开槽壁的跨声速二维管风洞中超临界翼型绕流的流场。网格生成中内层采用解双曲型偏微分方程，外层采用代数生成法。开槽壁采用只有压力梯度没有顶板运动的Ｃｏｕｅｔｔｅ流动的解析解近似。推导出槽间流动与开闭比的三次方关系。上下壁边界层可由无滑移条件直接模拟，也可用平板边界层近似。本文对驻室压力作了几种近似处理，结果表明，所给Ｎ－Ｓ方程的边界条件与风洞实验多接近一步，其结果就符合得更好，这为下一步用Ｎ－Ｓ方程进行洞壁干扰修正打下了基础。     

求解平面翼型亚,跨声速绕流的一个新方法

本文提出了求解平面翼型亚、跨声速绕流的一个新方法。引入流函数和Ｖｏｎ Ｍｉｓｅｓ变换后，亚、跨声速绕机翼无旋流动的基本方程组被化为以流线纵坐标ｙ为未知量的单个二阶偏微分方程－流线控制方程。并通过变换将物理平面上的无限域变为计算平面上有限的矩形域，而后在计算平面采用有限差分线松弛迭代法求解。作为算例，计算了对称翼型ＮＡＣＡ００１２－３４和非对称翼型ＮＡＣＡ４４１２的亚、跨声速有攻角绕流，所得数值结果     

轮盘低周疲劳寿命可靠性分析新方法

 从MansonCoffin公式出发, 建立了新的低周疲劳寿命失效临界函数及其对随机变量的导数公式, 并结合概率有限元法求得轮盘低周疲劳寿命的可靠度, 从而解决了采用Landgraf寿命公式的不足。结果表明, 本文所提出的新方法在发动机轮盘应变水平范围更趋合理, 且结果偏安全。     

跨音速飞机模型试验洞壁干扰数值模拟的初步研究

分别以固壁条件和洞壁附近实测的压力分布,模拟各类实壁和透气壁试验段的洞壁边界条件,利用N-S方程数值求解模型在风洞中的绕流场,得出洞壁干扰对跨音速模型绕流的影响和气动力修正结果。初步研究结果表明,该方法能较有效地模拟模型在跨音速风洞中的绕流场,GBM04A模型在0.6m风洞中的试验结果经洞壁干扰修正后与无干扰参考结果吻合较好。