一种组合发动机变几何进气道流场特性研究

对一种组合发动机变几何进气道各马赫数下不同几何形状的三维流场进行了数值模拟.研究了不同马赫数时进气道的流场特征及气动性能.结果表明:随着来流马赫数的减小,外压段的超声溢流不断增大,进气道的流量系数不断减小;第一道内压缩波及其反射点位置对组织管道内的流场有着非常重要的作用;当有反压作用时,会在扩张段内形成激波串,激波串的形状和位置与来流马赫数、反压大小及管道内的流动有关.研究结果对类似进气道的几何调节方式有一定的指导意义.      

基于CFD的机翼结冰过程分析

采用一种适用于分析机翼结冰过程的数值模拟方法,该方法在飞机结冰气象条件下采用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）对机翼流场进行计算,获得流场中二维机翼翼型的水滴撞击特性,并遵循质量和能量守恒方程,计算出机翼表面的结冰量,预测出机翼的积冰形状。所得冰形与文献中的试验数据吻合良好,表明数值模拟方法有效。另外还分析了结冰对机翼升力、阻力和压力系数的影响,其结果可以指导飞机机翼防／除冰系统的设计研究     

机动飞行非线性解耦控制

给出了非线性解耦系统平衡点的计算公式。用微分几何控制理论研究了飞机非线性运动的 3种解耦运动模式,并用这 3种模式实现了 3种形式的敏捷性机动和直接升力控制的 3种基本模式,即 An,α1和α2 模式。计算结果表明,给出的 3种解耦模式能精确地实现这些运动模式。为飞机敏捷性和直接力控制问题提供了一种理论研究方法     

基于气动数值模拟的翼型反设计方法

将计算流体动力学（CFD）与反设计技术相结合,通过数值求解欧拉方程,对翼型绕流流场作出数值模拟,再用几何和流动控制方程,反复迭代求得满足给定流场的翼型。以NACA0012为初始翼型,RAE-2822为目标翼型,选取两种工况,都取得了满意的结果。     

环形燃烧室两相燃烧数值研究

根据环形燃烧室设计需要,运用计算机模拟技术研究模型环形燃烧室三维有旋液雾燃烧流场,研究两相流动与混合,液雾蒸发对燃烧过程的影响。两相流动模型采用颗粒群轨道模型,气相紊流输运方程求解采用双方程k-ε模型和EBU-Arrhenius紊流燃烧模型,热辐射采用热通量法模型,本文提供计算方法可以用来研究不同性能参数对环形燃烧室两相燃烧特性影响。     

欧拉方程隐式迭代矢通量分裂跨音流场计算

 本文用矢通量分裂格式的有限体积法求解时间相关欧拉方程组。文中证明,矢通量分裂的有限体积法不能再采用物面反射边界条件。二维问题用隐式迭代法解代数方程组,第三维方向上则用强隐格式往返扫描。此法CFL数可达100的数量级,收敛快,占内存少。跨音流场计算结果与实验符合良好,激波只占一两个网格。     

COMPACT FINITE VOLUME SCHEMES AND THEIR APPLICATIONS

ＣＯＭＰＡＣＴＦＩＮＩＴＥＶＯＬＵＭＥＳＣＨＥＭＥＳＡＮＤＴＨＥＩＲＡＰＰＬＩＣＡＴＩＯＮＳＪｕＨｏｎｇｂｉｎ（ＳｃｈｏｏｌｏｆＰｏｗｅｒａｎｄＥｎｅｒｇｙＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＳｈａｎｇｈａｉＪｉａｏｔｏｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｓｈａｎｇｈａｉ...     

PARALLEL COMPUTATION OF SUPER-SONIC BLUNT BODY VISCOUS FLOWFIELDS IN PVM

ＰＡＲＡＬＬＥＬＣＯＭＰＵＴＡＴＩＯＮＯＦＳＵＰＥＲ┐ＳＯＮＩＣＢＬＵＮＴＢＯＤＹＶＩＳＣＯＵＳＦＬＯＷＦＩＥＬＤＳＩＮＰＶＭＹａｎｇＸｉａｏｈｕｉ，ＷａｎｇＺｈｅｎｇｈｕａ，ＷａｎｇＣｈｅｎｇｙａｏ（Ｄｅｐｔ．１，ＮａｔｉｏｎａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔ...     

考虑动叶顶部间隙影响的跨音涡轮级的数值模拟

本文给出了一种基于区域分解算法的可考虑动叶顶部间隙和机匣刮削作用的涡轮级计算方法。并对NASA实验涡轮级进行了计算, 计算结果和实验结果吻合得很好。通过分析, 可以发现动叶顶部间隙流动将引起动叶顶部气流的欠偏转, 从而降低顶部的做功能力, 并且这一影响区域会达到一个相当大的范围。在动叶叶片顶部尾缘存在激波的情况下, 尾缘激波和顶部泄漏流动相互作用使激波结构变得十分复杂和无序, 这种无序的结构必然带来较大的损失。      

多层多孔层板内流阻特性试验与计算方法研究

设计了 6种单层和 6种双层结构的多孔层板,并在小型吸气式风洞上对 1 2种放大模型的多孔层板结构进行了内流阻特性试验,研究了多孔层板的层数、扰流柱形状、绕流方式、开孔率等因素对内流阻特性的影响。本文还对多孔层板结构内流阻的计算方法进行了研究,并结合试验工况进行了计算。