网格分区构筑中区域边界的隐式处理方法

介绍一种网格分区构筑中区域边界的隐式处理方法──ADMZI法。该方法具有简单实用、数据结构灵活等特点,特别适合于区域边界难以确定的情况。将该方法应用于多级火箭级间分离时的流场物理域网格构筑,结果证明是成功的。     

脱体涡流型翼面非定常气动力计算方法

本文研究了细长三角翼在脱体涡流型时变攻角所产生的非定常气动力的机理,并采用了一种时间历程的,考虑翼面前、后缘涡面随局部气流拖出并由时间发展逐步形成的数值方法,称之为涡面生成法,计算结果表明该方法是稳定和有效的。     

激振控制分离流动的初步研究

 采用流场显示与测力相结合的方法研究平片激振控制二维锐缘分离流动问题。结果表明:若模型原始流态是闭式分离泡状态,适当频率的激振可使分离泡减小,升力和阻力也相应地减小。达时激振减阻的最佳Strouhal数(St_(x_(ro))=(fx_(ro)/U_∞)范围为3～5。若模型原始流态是完全分离流动,适当频率的激振状态与未激振状态相比,模型升力明显增加;相应地,流态从完全分离流动转变成闭式分离泡。激振增升的最佳Strouhal数(St_c=fc/U_∞)范围为0.7～2.5。     

椭圆截面弹身大攻角纵向气动特性的工程计算

对现有的非圆截面弹身气动特性工程计算方法作了回顾和分析,以Jorgensen方法为基础并利用实验数据,建立了一套椭圆截面弹身纵向气动特性工程计算方法,编制出计算软件。攻角可达90°,计算结果与实验数据符合较好。     

不同头部形状单孔位微吹气扰动控制实验研究

在亚临界流动范围内,对具有不同头部形状的尖拱形细长旋成体在无侧滑大迎角下进行单孔位微吹气扰动控制实验.通过对物面压力分布、截面侧向力分布和以前细长旋成体结果的对比和分析,发现单孔位微吹气扰动对于细长旋成体横侧向控制作用在于模型头部背风侧非对称二涡结构对扰动的敏感性.实验分析表明,单孔位微吹气扰动这一大迎角非对称控制手段具有较强的适应能力,其控制能力的大小则由该头部形状的初始状态决定.     

翼型大攻角绕流的数值模拟

以求解二维N-S方程数值模拟NACA0012翼型大攻角状态的可压绕流特性;N-S方程是在贴体坐标系中给出的,以代数方法生成C型网格系统。采用LU-ADI格式计算,为提高格式的稳定性在隐式和显式部分分别添加了2阶和4阶人工粘性项。应用BaldwinLomax湍流二层代数模型模拟了大攻角时前缘分离涡的形成,旋涡对流及其非定常现象。在某些Mach数和攻角下NACA0012翼型的湍流解具有周期性。通过比较,本文数值计算结果同实验及国外相应的数值计算结果基本吻合。     

基于非定常气动力建模的动导数仿真实验

应用系统辨识理论,利用纵向大振幅非定常气动力实验数据,在频率域内建立了基于Ｆｏｕｒｉｅｒ 变换法的非定常气动力数学模型,并发展了一种获取常规动导数的仿真实验方法,分析了迟滞环的物理意义。对６０°三角翼和Ｆ－１８ 飞机模型进行动导数仿真计算,研究了不同振幅、频率及迎角变化对动导数的影响。结果表明,Ｆｏｕｒｉｅｒ 变换模型可以用于动导数仿真计算,使大振幅非定常实验与小振幅常规动导数实验合二为一。迟滞环的方向反映了飞机运动的阻尼特性。     

弹性模型实验技术

介绍了火箭弹性模型实验技术,包括模型对火箭的质量分布、刚度分布的模拟,模型的加工制做,激振机构的研制,支撑元件的研制以及几期实验的结果综合。     

Study of geometric parameters for the design of short intakes with fan modelling

The flow over a short intake is characterised by a strong interaction with the fan, that can only be captured when the rotor blades are modelled in the numerical simulations. In this paper, we use a coupled methodology to derive indications about relevant geometric variables affecting the high-incidence operation of an ultra-high bypass ratio turbofan intake with a length-to-diameter ratio of 0.35. By reproducing the effect of the fan through a body force model, we carry out a parametric study o...     

低压涡轮的气动-声学三维数值优化: 倾斜导叶策略

 低压涡轮既是飞机进场着陆时发动机的重要声源,也是发动机中对效率要求很高的部件之一,为了实现低压涡轮低噪声的设计目标必须同时兼顾气动性能指标。研究给出了高效低噪声低压涡轮气动-声学三维优化的思路,即首先通过计算流体力学(CFD)定常计算评估三维设计变化对气动性能的影响;然后利用非定常CFD方法与三平面压力模态匹配(TPP)方法的结合来评估其降噪的效果与非定常气动影响;最后确定最佳的设计方案。以GE-E³(Energy Efficient Engine)低压涡轮末级为算例,数值模拟了导叶倾斜作为低压涡轮降噪措施的潜力。计算结果表明,正倾斜导叶角度小于19°时单级涡轮气动性能较直列叶栅要好,效率最大提高了0.3%。对单音噪声级的评估指出,正倾斜由于改变了导叶的尾迹特征,涡轮级噪声水平是增大的,因此不能作为有效的降噪策略。数值研究的结果表明CFD方法能够同时反映出叶片三维设计的细节变化对气动和噪声级的影响,可以作为三维气动-声学优化的手段。