叶片正弯曲对压气机叶栅叶片表面流动的影响

为了研究叶片正弯曲对压气机叶栅气动性能的影响,对具有可控扩散叶型(CDA)的直叶片和正弯曲25°叶片平面叶栅进行了实验研究和数值模拟,获得了两种叶栅叶片表面流场显示结果以及不同冲角下叶片表面静压系数的分布。结果表明,叶片正弯曲对其吸力面流动影响较大,吸力面近出口处两端的径向二次流区相比于直叶栅而言明显增加。正弯曲叶片吸力面形成"C"型压力分布,叶片负荷沿叶高和弦长重新分布,这种负荷的重组是弯曲改变叶栅流场的主要因素。     

细长体大迎角湍流流场的数值模拟

通过数值方法对大迎角细长体超声速流场的模拟，探求正确模拟导弹大迎角绕流湍流流场的简单而有效的方法。数值模拟求解一般曲线坐标系下的三维可压缩Navier-Stokes方程，时间离散采用Euler向后差分，无粘项的空间离散采用二阶TVD格式，分别研究了Bald-win-Lomax代数模型及其修正形式(BLDS)对大迎角分离流动的模拟能力。数值试验表明修正的Baldwin-Lomax模型更精确地预测了流场的旋涡与分离情况，给出合理的表面压力分布，因而更准确地模拟了存在横向分离的导弹流场。     

高速冲击射流流场特性与噪声机理的研究

利用纹影方法和高速摄影得到了高速冲击射流在不同压比下的流场结构，发现在马赫盘出现之前，冲击射流的流场是整体振荡的；而马赫盘出现之后，冲击射流的流场振荡局限于马赫盘与冲击平板之间，且此时离散频率的冲击单音也明显减弱甚至消失，这意味着马赫盘的形成可一定程度地抑止反馈环的形成。     

浅谈抗日战争时期美国对华政策的演变

抗日战争时期。美国的对华政策分为三个阶段。抗战初期,美国对日本的侵华行为采取妥协退让与援华制日的双重政策,在“中立”和“不干涉”的幌子下,既对中国给予一定的援助,又与日本大作军火生意,给中国战场的反法西斯战争带来了很大的困难。珍珠港事件发生后,美国为了联合中国打败日本,采取了“联蒋抗日”和“援蒋抗日”的积极政策,在物资上给予中国很大的援助,在政治上确立中国的大国地位。在二战结束前夕,美国从战后国际格局及其远东地区的利益考虑,实行“扶蒋反共”的政策。战时中美关系的演变对战后数十年的中国内政和对外政策有着重大的影响。     

直升机动力舱流场及温度场的模拟

应用非结构网格,建立了直升机发动机动力舱的有限元模型,并根据舱内实际冷却气体的流通情况,采用SIMPLE算法,求解了流动和传热的控制方程,模拟了动力舱内流场与温度场的分布,研究了流场、压力场及温度场之间的依变关系。在此基础上针对现有设计存在的问题,提出了动力舱冷却系统的改进方案,并对不同方案的改进效果进行了分析比较。      

带有偏转扰流片翼型非稳定流场的分析研究

对带有可偏转的襟翼式扰流片的二维翼型所产生的流场进行了试验研究。通过亚音速试验确定了在两种雷诺数条件下改变扰流片的偏转角和迎角对流场所产生的影响。对平均表面压力和脉动表面压力以及尾流速度进行了测量，并且对尾流进行了纹影流动显形。给出了与扰流片流场非稳定特性有关的结果。研究表明，旋涡脱落是扰流片尾流的主要特征，它决定着整个流场的非稳定特性；旋涡脱落的特点与扰流片的偏转角有关；当扰流片偏转角较大时，脉动表面压力场(旋涡脱落频率分量)也较大。     

尾吊布局飞机发动机与机翼的近距耦合问题

本文通过CFD计算和风洞试验测量,对尾吊布局飞机发动机与机翼近距耦合时存在的发房/吊挂对机翼的气动干扰、进气道流场畸变、深失速等问题进行了分析研究,并结合具体设计工作取得良好效果.     

某型直升机进气舱流场数值仿真

针对某型直升机在悬停状态下发动机所出现的喘振问题, 提出了进气舱的7种结构改进方案, 用数值方法研究了在进气舱内增设圆弧形导流板和下移进气口下唇缘时进气舱/进气道的流场分布.仿真区域离散采用了非结构化网格和网格自适应技术.结果表明, 各方案进气舱/进气道在悬停状态下均存在不同程度的气流分离;在舱内侧增设导流板和改变进气口下唇缘尺寸可以改善气流品质.试飞试验表明, 增设导流板并下移进气口下唇缘可以防止发动机在悬停状态下发生喘振, 保证发动机性能.      

微型飞行器低雷诺数三维流场数值模拟

针对当前所研究的微型飞行器(MAV)流动特征,采用时间相关法和有限体积法求解N-S方程,选择了Van Albada插值限量因子的高分辨率空间差分格式,建立了模拟MAV三维低雷诺数流场的数值计算方法。通过熵校正技术改进和粘性计算准确性与网格密度关系的分析,确保了流场计算的准确可靠。使用该数值算法,对某常规气动布局的MAV进行流场模拟和分析,并比较了其流场与常规尺寸飞行器的不同。     

空间推进方法求解抛物化Navier-Stokes方程及其验证

采用伪时间空间推进方法求解完全气体PNS方程。PNS方程采用有限体积方法离散,在推进方向上采用一阶精度迎风格式,在推进面的展向和法向采用三阶精度的MUSCL插值和AUSM类通量构造格式;在推进面上的伪时间推进采用二维LU-SGS迭代方法。通过算例证明,空间推进方法能得到正确的压力、摩阻和热流分布,且计算时间比时间迭代方法快一个数量级以上。