绕翼型分离流结构的数值研究

利用大涡模拟技术,对不同来流迎角下的NACA0012翼型绕流结构进行了数值模拟,详细地给出了翼型绕流分离流结构随迎角的变化特征和翼型在分离绕流中的气动力参数。在数值模拟中,采用了弱压缩流的控制方程,用贴体坐标技术进行了网格生成。     

Ti3Al基金属间化合物变形行为研究进展

Ｔｉ３Ａｌ基金属间化合物由于其优异的高温性能而成为一种很重要的航空材料。     

锥形干扰中的起始分离研究

对直立和后掠的尖缘舵、半锥及后掠压缩角等四类激波发生器引起的激波／边界层锥形干扰的起始分离现象和机理进行了实验研究。在实验中，自由流马赫数为：M∞＝1．79，2．04和2．50，相应的雷诺数几乎保持不变：Re≈2．4×107。研究结果表明，这类锥形干扰诱导的三维分离流动是从二次流发展形成的。分离形成之前，这类二次流中亦存在“禁区”现象，但它和分离流的“禁区”现象在性质上和变化规律上是不同的。基于此，本文提出了判断锥形干扰起始分离的“拐折准则”。据此准则并结合锥形干扰的分离相关特性，本文给出了四类激波发生器在不同马赫数下的分离边界。     

扩压器进气道内流及激波／边界层干扰的数值研究

应用隐式矢通量分理解差分格式结合改进的Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ湍流模型直接求解时间平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组，对扩压器跨声流动进行了数值计算，准确地捕获了激波，预测了由于强激波作用引起的湍流边界层分离现象，与实验数据比较，结果令人满意。数值实验表明：该方法具有精度高、稳定性好、计算量少、收敛快等优点，计算结果可用于高速飞行器气动特性的研究 。     

多级轴流压气机机匣处理级的探讨

本文提出了一种确定多级轴流压气机机匣处理级的新方法。首先,预测多级轴流压气机各级的级极限负荷,依此确定旋转失速发生时率先失速的级并得到实验证实;其次,将率先失速级作为待处理的级,并在一亚音速双级轴流压气机实验台上针对四种不同型式的机匣处理,进行了较为系统的实验验证。实验结果证实在率先失速级上进行机匣处理会取得很好的扩稳效果,用级极限负荷来确定多级轴流压气机机匣处理级的方法具有广阔的应用前景。     

求解矩形平板问题的通用应力函数

本文用变量分离法推导了求解矩形域平面问题的通用应力函数和用该通用应力函数表达的应力分量、应变分量以及位移分量公式。该通用应力函数可用来求解受任意载荷作用的矩形域平面问题。且所得解答不是放松边界条件的圣维南意义下的解答，而为精确级数解答。     

γ-TiAl金属间化合物合金激光表面合金化组织与摩擦学性能

分别利用预涂活性碳粉和 Ti C粉 2种方法对γ-Ti Al基合金 Ti-4 8Al-2 Cr-2 Nb进行激光表面合金化,制得了无裂纹、表面光滑、内部组织致密、厚度可达 1.6mm以上的、以硬质 Ti C树枝晶为增强相的快速凝固“原位”金属基耐磨复合材料表面改性层,分别采用 OM,SEM,EDS,XRD等方法分析了激光合金化耐磨表面改性层的显微组织,分别在销 -环滑动磨损、Si C纤维刷式高速滑动磨损及微动磨损条件下评价了激光表面改性层的摩擦学性能。结果表明 :采用上述 2种方法所获激光表面合金层组织均匀、与基体间结合为完全冶金结合,合金层硬度及在 3种磨损条件下的耐磨性均大幅度提高。激光表面合金化是提高γ-Ti Al合金摩擦性能的一种很有前途的表面改性方法     

带襟翼三维机翼上的分离流、襟翼槽与剪切口流动

本文运用嵌套网格方法严格考虑机翼切口和襟翼端面几何形状生成了合理的计算网格,并应用雷诺平均Navier-Stokes方程和Johnson-King湍流模型计算了带双襟翼三维机翼的粘性绕流,特别是大迎角下机翼襟翼上的分离流、襟翼槽与剪切口流动.计算实践表明,用该方法可以很好地预计最大升力.     

后掠翼身干扰区流动特性及改善措施研究

利用流动显示及表面压力测量方法研究了后掠翼身干扰区的流动特性,并研究了用小边条等措施改善干扰区的流动特性的效果。结果表明,随着不同机翼后掠角、不同迎角及不同Ｒｅ数对干扰区流动特性的影响,流成可以从一涡系变成多涡系由定常变成非定常,而且在一定的Ｒｅ数以后涡系会湍流化;翼身干扰区上游的的逆压梯度是导致边界层分离的物理原因,利用面积很小的边条可以降低干扰区局部的逆压梯度,可以导至干扰区的旋涡很弱,甚至不     

多薄层涂覆吸波材料计算设计方法研究

介绍了多薄层吸波材料的计算设计理论及优化方法 ,给出了单层、双层、多层吸波材料的计算设计结果 ,并预报了多层吸波材料对入射波的能量衰减和吸收带宽。采用表面涂覆技术制备了多薄层涂覆吸波材料的平板试样 ,并测试了其吸收带宽、吸收峰位及功率衰减等技术指标。理论计算与实验比较研究表明 ,采用第一性原理计算和计算机辅助优化设计结果与实验基本吻合。