高速列车绕流的数值模拟

给出了用低速N－S方程求解高速列车绕流的数值计算方法，采用显隐式结合的方法来加快收敛速度，基于该方法编制了计算软件系统Train3D，用该软件系统对高速列车外形的外流场进行了数值模拟，获得了该外形的空气动力特性和流场结构。     

利用展向吹气控制机翼上的“迟滞环”(英文)

本文给出了利用展向吹气控制飞行器正弦俯仰振荡的气动力迟滞环。模型为６０°三角翼翼－身组合体;俯仰振荡的减缩频率为０．０３９和０．０７８,实验迎角范围为０°～６０°。实验研究包括流态显示和气动力测量。结果表明展向吹气可以明显改善飞行器动态运动中的气动力迟滞特性,使上仰和下俯过程中气动力的差异显著减小,即减小了“迟滞环”的宽度。     

格栅翼减阻特性研究

为了探索减少格栅翼阻力的方法和途径 ,进行了超声速M∞ =2 .5 2 1下格栅翼的边框几何形状和尺寸以及格栅翼茎厚度、格栅几何形状对格栅翼阻力特性影响的风洞实验。结果显示 ,格栅翼的边框对格栅翼的阻力影响最大 ,选择合适的边框厚度和剖面形状可以有效地减少格栅翼的阻力     

航天飞机驮机空气动力学——航天飞机的空气动力学问题之七

根据美国航天飞机驮机空气动力学的研究结果,本文简要地介绍了轨道器/驮机空气动力学的高阶面元法理论计算,风洞模型试验,仿真和飞行试验。风洞模型试验是建立轨道器/驮机气动数据库的基础,仿真是确定分离程序和训练驾驶员的有效方法,飞行试验是轨道器/驮机的驮运、分离和进场着陆气动性能的最后验证。研究试验表明:飞行试验与风洞试验和仿真结果符合得较好。合理地改装现有大型运输机,可以较好地完成航天飞机轨道器的驮运和进场着陆试验任务。     

运输机机翼平面参数快速优化方法

提出了一套机翼平面参数快速优化方法。新方法通过改变优化思路,简化计算模型,合理选择计算方法,有效地提高了优化效率。简要介绍参数优化思想与流程控制,重点阐述优化程序的气动、重量与性能计算模块的算法。以某运输机为算例,优化结果与资料数据吻合,验证了新方法的正确性。     

侧风环境下行驶的直背式轿车气动力计算

分别对直背式简化轿车模型在无侧风、稳态侧风、非稳态侧风三种条件下汽车周围流场进行了数值模拟,并对汽车受到的气动力进行了计算.结果表明,定常侧风会产生较大侧向力,阻力和升力也有一定增加;在非定常侧风作用下,气动力变化趋势与侧风速率变化趋势基本相同.阻力增大幅度较为平缓,侧向力增大较为显著,升力处于两者之间.当侧风增大到一定速率后,车外流场会发生较大变化,尾涡会转变为侧向涡.      

不同迎角下脊形前体绕流数值模拟研究

脊形前体有较强的背风涡流场,不同的前体形状对前体涡流场和气动力有很大的影响.本文针对脊形前体飞行器大迎角湍流大分离流动计算的困难,采用IDDES混合湍流模型,以及与之匹配的非定常算法,研究了不同来流迎角下脊形前体的气动特性,以及背风涡非定常演化、破裂的细致流动结构.选取了不同脊形角,以及不同上、下高宽比的脊形前体进行计...     

非恒定增压式微尺度拉瓦尔喷管流动特性

针对微尺度喷流在航天器运动状态切换时出现的非恒定增压变化,采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对阶跃式增压和线性式增压两种模式下的微尺度拉瓦尔喷管流场进行了模拟,并对其变化过程中的流动特性进行了对比分析。结果显示：阶跃式增压会导致流动特性出现较大幅值的峰谷式波动,而线性式增压下的流动特性则呈现出线性变化的特点;黏性力对微尺度喷流的非恒定增压变化产生了重要的黏滞作用,在喉部扩张段至出口的流场中尤为明显;在设定的条件下,阶跃式增压过程中喷流产生的总冲量较线性式增压高59.5%,质量流量高74.7%,单位工质提供的冲量低约8.6%,波动性也高于线性式模型,阶跃式增压适用于系统需要较大推力改变运动状态且推进剂充足的情况,而线性式增压在系统精确微调或需要推进剂产生更高效能时具有明显的优势。     

大攻角非对称涡特性及消除侧向力和力矩方法

本文提出了一个消除非对称力的头部外形方案。通过风洞实验,论证了方案是有效和稳定的。实验发现由对称涡向非对称涡的转变有一个不稳定区,建议用动态测力,得到与激光蒸汽屏流场相一致的结果,并研究其相互关系。     

大尖削机翼非定常跨音速绕流的数值解法(英文)

本文给出一种计算飞机机翼上定常和非定常跨音速气动力的数值解法,使用了一种特殊设计的坐标变换,是用时间精确交替方向隐式(ADI)有限差分算法来求解非定常跨音速修正三元小扰动位势方程。给出了F5战斗机机翼的数值结果并与XTRAN3S,ATRAN3S及试验结果进行了比较,表明本方法是有效的和经济的。