高湍流度对平板边界层传的热影响

在雷诺数为１０６—１０７之间对０．１％—２５％湍流度的自由来流流过平板边界层传热问题进行了实验与数值研究。实验是在吸入式风洞内进行，用自由来流冷却加热平板，自由来流的湍流度可高达３０％。计算模型针对二维定常流，采用代数应力（热流）湍流模型，用ＳＩＭＰＬＥ算法进行计算。结果表明：高湍流度自由来流可使平板的平均Ｓｔａｎｔｏｎ数增加８５％。     

具有Gurney襟翼的多段翼型空气动力特性分析

增大飞机的升力可以有效地缩短飞机起飞和着陆的滑跑距离 ,本文通过对高升力多段翼型有、无Gurney襟翼时的翼面边界层、尾迹速度分布及表面压力分布的测量等实验方法研究了具有Gurney襟翼时的多段翼型绕流特性及增升规律。实验研究结果表明 ,在α =8°时 ,Gurney襟翼高度为 0 .0 2c和 0 .0 5 5c时 ,使多段翼型升力系数分别增加了 1 3%和 2 2 %。Gurney襟翼的增升效果不仅与Gurney襟翼的高度密切相关 ,而且还与在翼面上的安装位置有关。     

空气热力学参数对可压缩边界层线性流动稳定性的影响

本文详细讨论了空气热力学参数的不同近似方法对可压缩平板边界层线性稳定性的影响。数值结果表明Ｍ＝３以上的线性稳定性问题必须采用适当的热力学参数近似关系。     

利用转动前缘的动边界效应控制翼面分离的数值模拟

本文使用数值模拟方法研究了活动翼面对翼型背风面分离的控制作用。数值实验的模型为一头部装有一可旋转圆柱的对称Joukowsky翼型。使用的数值方法为在贴体网格上用有限差分法求解可压流的NS方程。数值实验表明,当头部圆柱以一定角速度旋转时,其升力比不旋转时有明显的增加,分离也受到一定程度的控制。     

TYPES OF FLOW OVER LEESIDE OF A SLENDER TAPERED WING AT SUPERSONIC SPEED

ＴＹＰＥＳＯＦＦＬＯＷＯＶＥＲＬＥＥＳＩＤＥＯＦＡＳＬＥＮＤＥＲＴＡＰＥＲＥＤＷＩＮＧＡＴＳＵＰＥＲＳＯＮＩＣＳＰＥＥＤＨｏｎｇＪｉｎｓｅｎ（ＢｅｉｊｉｎｇＩｎｓｔｉｔｕｌｅｏｆＡｅｒｏｎａｕｌｉｃｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ，Ｃｈｉｎａ，１０００７４）Ａｂｓ...     

捆绑式运载火箭气动力计算

 应用细长体摄动理论和边界元数值解法发展了一种适用于计算捆绑式运载火箭气动力的工程数值计算方法。本法可利用已有芯级火箭的气动力数据,加上安装助推器后净增值,得到捆绑状态火箭的气动力,例如法向力、侧力以及力矩等。本法还可分别计算出捆绑状态下芯级和各助推器所受的气动力。对我国C火箭和日本N火箭的计算结果与实验数据比较,说明该方法能满足方案设计阶段精度要求。是方案设计过程中快速而经济的计算方法。     

跨声速粘性流中的翼型设计与分析

本文采用一种数值方法设计和分析跨声速翼型。几个算例表明,对于激波/边界层弱干扰和强干扰情形,该方法的结果与风洞实验值吻合良好。但是,当翼型表面出现分离时,两者的差别较大。     

一类n阶非线性常微分方程的非线性两点边值问题解的存在性

本文利用文献[1]的结果及文献[2]的方法讨论了n阶非线性常微分方程f^(n)=f(t,y,y′，…，y(^n-1)满足非线性边界条件的边值问题解的存在性。其中di=a或di=b,i=0,1，…，n－3，且di取值各自独立。a∈R，b∈R，a＜b。这包含n－2个不同类型的边界条件。使文献[1]、[2]中的结果成为本文特例。     

边界弹性支撑板固有振动分析的一种解析方法

板的挠曲面微分方程与振型函数方程在数学上具有相同的形式，在力学上又具有相同的意义。这种可比拟性使得利用贝蒂功互等定理对板的固有振动进行研究成为可能。该文给出了求解矩形板的通用基本解，并对对边简支矩形板分别具有均匀的一般弹性边界支撑和弹性嵌固支撑时的固有振动进行了讨论，得到了解析形式的频率方程。     

亚音速民机垂尾初步设计

横航向飞行品质要求是飞机设计时,选择垂尾和机翼上反角的主要依据.在对主要的横航向飞行品质要求进行分析整理的基础上,本文提出了一种“界限线”法,可供飞机初步设计时,选择合适的垂尾和机翼上反角之用.为说明这种方法的可行性和可靠性,以Y—7型飞机为算例进行了验证性计算。