大振幅非定常实验数学模型与动导数仿真实验

本文通过对大振幅非定常实验数据进行处理,采用Ｄｕｈａｍｅｌ积分方法,可获取模型迎角按任意 规律变化时的非定常空气动力,并在此基础上,发展了一种从大振幅实验获得小振幅导数的新方法。     

1.2m×1.2m高速风洞大振幅动态试验系统及其初步应用

高速大迎角动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器性能的重要参数之一.本文简要介绍了在CARDC的1.2m×1.2m高速风洞的大振幅动态试验系统.试验M=0.40,0.60,0.80;振幅为15°、30°;振动频率分别为0.84Hz、1.47Hz、2.84Hz和4.41Hz.初步分析试验研究所揭示的70°三角翼模型高速大迎角动态气动特性,结果表明:M数、迎角振荡的幅值和K值(振动减缩频率)是影响70°三角翼模型动态迟滞气动特性的主要参数.     

跨声速偶极子网格法的改进和在颤振计算中的应用

本文改进了跨声速偶极子网格法,且在颤振计算中能自动求颤振点速度,从而较大地提高了计算速度。     

基于预处理的非稳态流场计算方法

采用预处理方法可提高Navier-Stokes方程或Eu ler方程计算低马赫数流场的准确度和收敛性能。采用双时间步和预处理相结合的方法计算非稳态流场,保证了采用预处理方法后计算结果的时间精确性。在每一物理时间步,控制方程虚拟时间导数项采用LU隐式时间格式,对流通量采用AUSM 和MUSCL格式进行求解。通过对前台阶流和圆柱绕流的计算,验证了该方法的广泛适用性和计算结果的可靠性。     

绕振动旋成体的跨声速流数值分析

本文采用Ｅｕｌｅｒ方程和ＴＶＤ格式数值求解了小幅振动旋成体的非定常跨声速绕流问题，，假设在绕小幅振旋成体的非定常气流中，物理量的变化为平均定常扰动物理量的高阶小量，然后对Ｅｕｌｅｒ方程进行摄动展开，导出前两阶（零阶及一阶）摄动量的控制方程和相庆的边界条件，并进行数值求解。文中仅给出了振动旋成体的非定常压力分布。     

跨声速无粘流绕振动翼型流动的数值模拟

本文从Euler方程出发,利用LU-ADI格式对绕二元振动翼型跨声速流场进行了数值模拟。文章中给出了绕NACA0012和NACA 64A 010翼型不同状态的几组数值结果,在同某些实验和其它文献结果基本吻合的前提下,研究了振动对翼型表面压力、激波位置的非定常效应以及其它振动参数对流场非定常效应的影响。     

旋翼桨叶非定常挥舞运动的分析计算方法

从旋翼桨叶的实际气动环境出发导出了桨叶的非定常挥舞运动方程，其中考虑了影响旋翼桨叶非定常挥舞运动的各种因素，包括旋翼入流的时滞效应及前行桨叶的压缩性和后行桨叶的失速特性。给出了计算桨叶非定常挥舞运动的递推公式，并进而描述了旋的整体挥舞运动。最后以某型直升机为例，计算了直升机悬停及前飞中旋加变距操纵后旋翼桨叶挥舞运动响应的过渡过程，结果表明：用本文所述方法能合理地计算旋翼桨叶挥舞运动的非定常过渡过程     

计算绕薄翼型跨音速非定常流的积分方程法

 本文从小扰动方程出发推导出绕薄翼型的跨音速非定常流动的积分方程,为使此方程适用于具有激波的流场引入人工粘性,并对其数值求解。通过算例讨论了人工粘性和计算域大小对计算结果的影响,与实验及其它数值计算结果比较,表明本方法的准确度令人满意。计算量小,收敛性好是此法的特点。     

三角翼非定常旋涡运动横截面拓扑结构研究

本文用数值方法求解N-S方程，研究了低速流中三角翼背风面涡破裂演化过程中前缘涡的横截面拓扑结构。从横截面流线发现，从翼尖到近尾迹，前缘分离涡经历了由稳定到不稳定，再由不稳定变为稳定，在尾迹上又再次变为不稳定等三次转换过程，并由三个极限环的产生实现这些转换。对比沿涡轴的轴向速度分布表明，这些截面拓扑结构的变化规律以及极限环的产生与定性分析理论是相符的。当极限环扩散到前缘涡以外的区域时，极限环会溶入外流而消失，所以能否出现多个极限环同时存在的情况，取决于极限环的扩散速度。在涡破裂的产生与演化过程中，前缘涡的横截面拓扑结构沿流向的变化规律基本不变，原因在于涡破裂的产生和演化并没有改变旋涡沿轴向的拉伸和压缩规律。因此旋流沿流向的拉伸和压缩是确定横截面拓扑变化规律的主要因素，涡破裂以及破裂特性的改变，并不产生新的横截面拓扑结构。     

瞬时起动圆柱的初期流动

 本文将ADI方法和Poisson方程直接法结合起来求解涡量-流函数形式的N-S方程,研究瞬时起动圆柱的初期流动(Re=3000,5000,9500)。成功地算出实验观察到的α流动结构、β流动结构,以及这些结构在流动发展过程中交替出现的情况。本文方法效率高,计算结果与实验结果及他人的数值计算结果相符较好。可期望用该方法计算其它复杂流动。