洞壁对过失速非定常三角翼涡破碎位置的影响

在南航低速风洞中用两组后掠角分别为６５°和７０°的三角翼模型进行了过失速非定常涡破碎位置测定实验。各组模型几何相似,展长与风洞宽度之比分别为０．１７５,０．３５和０．７。涡及其破碎点位置由ＴｉＣｌ４烟流显示并由相机记录。实验表明,同样攻角条件下,随着模型加大涡破碎点位置不断后移     

非定常风洞壁压特性研究

在低速风洞中用2组后掠角分别为70°和65°的三角翼模型进行过失速非定常运动,测量风洞洞壁上非定常壁压。研究风洞非定常壁压的延迟与频率特性。讨论了模型尺寸、缩减频率、前缘后掠角等对风洞非定常壁压的影响。     

轮毂处理扩稳的机理探讨

在单级轴流压气机上,用周向槽式处理机匣在静子内径处进行轮毂处理,与转子尖部机匣处理作类比。用小型5孔探针测试技术详细测量了在最佳工作状态和近失速边界状态下静子叶片排下游气流的三元流场,特别是其端部流场,发现对于转子叶尖失速型的级,在其静子轮毂处理也可以提高级的稳定裕度。并提出其扩稳机理与失速转移的关系,提出了周向诱导速度影响二次流的物理模型,进一步剖析了周向槽机匣处理的扩稳机理。     

绕近地面二维平板非定常不可压缩位势流的精确解

Yih给出了极端地效条件下二维水平平板垂直下落时有势绕流的首阶近似解;给出了同一问题在平板同时还有水平速度情况下的近似解。本文利用椭圆函数将平板和地面围成的区域保角变换至矩形内部,然后在变换平面上求解,得到了有地面效应时水平平板铅垂运动所诱导的势流精确解,以及平板同时还有水平速度情况下的“准定常”连续绕流近似解。     

跨音速非定常流动的Euler方程隐式解

在随时间变化的贴本坐标系中给出求解非定常Euler方程的连续通量分裂法。在此基础上建立了可用于跨音速非定常流动的Euler方程隐式求解法。采用特征向量变换,可在保证原方程组离散化精度的条件下使计算大为简化。针对振动翼绕流特点建立了固连于物体的动坐标与固定坐标间的关系。数值计算在动坐标中进行,既简化网格生成又保证在物面上满足边晃条件。对NACA64A-10冀型绕1/4弦点做简谐俯仰振动的非定常气动力进行了计算,给出了与实验结果基本相符的计算结果。此外,还给出翼型做沉浮及同时进行沉浮与俯仰二自由度振动的非定常气动力的计算结果。     

在非定常气动力作用下弹性飞行器的动稳定性及主动控制

首先导出了在非定常气动力作用下的弹性飞行器纵向运动方程。而后就简化的非定常气动力数学模型提出了分析气动弹性对飞行器稳定性影响的方法。并从有效抑制飞行器的弹性振动角度研究主动反馈控制、操纵面及陀螺位置合适选择的最优综合设计问题。     

飞行器完全非定常气动力的一种工程计算方法

本文以谐振运动非定常气动力计算理论为基础,采用偶极子格网技术进行数值计算、有理式拟合、Fourier积分和Duhamel积分等步骤,给出了飞行器任意运动和受任意大气扰动时完全非定常气动力的一种工程计算方法。该方法数学处理方便,得到的气动力表达式简单。算例结果表明:该完全非定常气动力计算方法可行,精度令人满意,具有工程实际意义。     

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。     

考虑真实气体效应的一维非定常平衡流的随机选取法计算

本文提出一种近似随机选取法,计算一维非定常的高温平衡流动。采用稀疏激波替代等熵稀疏波,选用拟合经验方程计算高温热力学性质,并利用切割迭代方法加快收敛,从而计算大为简化,并有很好精度。     

超声速机翼－尾翼组合体的非定常气动力边界元法

本文以Ｇｒｅｅｎ函数为基础的边界元，应用时间历程法，计算机翼－尾翼组合体的非定常气动性能。这为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一种有效和完善的计算方法。本文介绍的方法，特别适用于研究、分析各类飞行器非定常动态响应过程的数值计算，例如飞机对突风动态响应等。本文提供的三维机翼的超声速启动过程非定常气动力数值结果，与Ｌｏｍａｘ理论解作了比较，可以看到吻合得很好，说明本文所使用的方法是可行的。对于机翼－尾翼组合体的数值结果，则进一步提供了尾翼受到机翼的洗流影响过程。