机翼及振动襟翼的非定常气动力计算

 <正> 1.引盲 研究细长翼及其前缘襟翼大幅度振动所引起的气动力,有助于了解非定常流的一些特点,对未来高机动飞机的设计和飞行控制也有重要意义。计算这种情况的气动力,因涉及大尺度非定常分离流问题,需要能模拟自由涡面变化的位流方法,如常值偶极子格网法〔‘、涡格法山。〕和混合涡法〔‘〕。这些方法及其应用还在发展中〔,,。〕。为拓展位流方法的应用范国,本文就涡格法对单、双三角翼带振动前缘襟翼的气动力进行了探讨     

加力燃烧室单相燃烧模型及其应用

提出了描述航空发动机加力燃烧室内气相湍流燃烧的模型方程，并考虑了加力喷油效应。通过结合双时间尺度ｋ－ε湍流模型、热通量高温辐射模型及ＳＩＭＰＬＥ方法，对实际运行的加力燃烧室内的湍流燃烧进行了数值模拟，得到了数值流场图及温度、组分浓度的等值线分布，给出了燃烧效率和总压恢复系数，数值解证明了湍流燃烧模型的可解性与合理性。     

各种排列双圆柱绕流相干性研究

本文讨论了各种排列双柱绕流的相干性问题。低湍流度高Re数的实验表明升力是由尾涡诱导引起的,而双稳态现象是由尾涡不稳定性引起的。此外,还对高湍流度状态作了探索性的工作,发现由于尾涡的可分性和狭缝流方向的不稳定性所共同引起的双稳态现象与低湍流度的情况有很大不同,升力和阻力也是如此。     

套室内气流的三维数值模拟

借助流场计算软件PHOENICS，对单元住宅室内的气流在夏季工况条件下进行三维模拟计算。考虑了外界气温和太阳辐射等因素对室内气流的影响，得到室内气流的速度矢量和温度等参数的分布。依据供暖、通风和空气调节在夏季工况下的标准，对室内的气流温度、气流速度做出评判。通过算例验证了数值模拟的可信性。     

较低湍流度范围湍流度对风洞实验结果的影响

变湍流变试验结果表明，湍流度对诸如洞壁边界层、平板边界层，各类翼型边界层和尾流的时均特性，湍流特性，转捩情况以及对翼型和旋成体压力分布等气动特性有显著影响。这种影响有一定规律，量值较大，不能忽视。     

无剪切湍流混合层中被动标量扩散的实验研究

研究被动标量在无剪切湍流混合层中的扩散。实验在风洞中进行，用大小网格尺度比为2：1的网格实现无剪切湍流混合层，用烟粒子作为测量用的示踪粒子同时作为被动标量形成浓度场，用PIV测量得到速度场同时用Mie散射测量得到高施密特数的浓度场，由此可以计算得到速度和浓度相关，并用实验数据直接检验大涡模拟中亚格子应力Smagorinsky模式和亚格子质量通量梯度模式。     

受限共轴射流的湍流混合过程数值模拟

本文以下Ｓｔｉｒｌｉｎｇ发动机引射管设计为研究对象，对亚声速受限共轴射流中的两种气体混合过程，用数值模拟方法求解了轴对称雷诺平均Ｎ－Ｓ方程组。提出的一种改进的显式有限体积法，包括基于网格角点的具有高分辨的中心／迎风ＱＵＩＣＫ算法，四阶人工耗散、局部时间步长和隐式余数光滑技术的应用。为加速收敛，采用一种类似于总焓阻尼的方法，引入质量流量阻尼和气流中化学组份质量分数阻尼，以快速获得足够近似的解，适合工     

考虑横流与旋转对湍流边界层影响的分析

本文分析了在湍流边界层方程中考虑横流以估计近壁面存在横流引起的动量输运和旋转影响。计算二维湍流边界层的Pantakar-Spalding基本方法仍然毫不困难地被使用在这个分析中,以不失计算的简单性。文中算例表明,用本文分析所得的边界层计算结果更符合于实验值。     

基于粘性非结构网格的三维增升装置N-S方程数值模拟

应用基于粘性非结构网格求解N—S方程方法数值模拟了某型飞机三维增升装置的绕流。在物面附近粘性主导作用区域内，采用三棱柱型非结构网格，在其他流场区域，采用传统四面体非结构网格的混合非结构网格生成技术。湍流模型采用Spalart—Allmaras一方程模型，运用格心格式有限体积法，对控制方程和湍流模型方程进行数值离散。用四步龙格-库塔方法作显式时间推进，采用当地时间步长、隐式残值光顺等加速收敛措施．求解某型飞机全机带增升装置构型的粘性绕流流场，其数值计算与风洞试验结果显示了良好的吻合度。     

共轴异向旋转筒间不可压流的临界主不稳定性

基于长隙比无穷大和Tollmien-Schilchting 行谐波假设，通过导出坐标系下不可压一阶改型边疆特征值问题，实现了异向旋转筒流动临界主不稳定性的线性分析，在稳定性方程离散中引入了一类高精度对称紧致差分格式，在特征值搜索中发展了一个高效率复矩阵双重反迭代算法。双临界点分析揭示了几何参数、、流动参数、流动参数、扰动参数相互间的变化规律。理论结果同实验测量数据基本一致。