求解可压缩N－S方程的无粘－粘性分数步法

用按物理过程作时间分裂的无粘－粘性分数步法求解可压缩Ｎ－Ｓ方程，无粘步用高效欧拉算法解欧拉方程，粘性步用全隐格式解抛物方程；并采取了有效措施消除由分步法产生的时间和空间不相容性，文中给出了轴对称喷管内外流场的数值模拟结果。     

跨音扩压器中的不稳定流

本文用试验方法研究了二元跨音扩压器中激波振荡的动态特征。实验模型采用了较接近于超音速飞机进气道扩压器的扩张角与面积比。研究结果表明:在v=1.35条件下,3°模型的激波振荡频率显著低于8°模型的振荡频率,在8°模型中,波根的振荡比其他部位的振荡幅度要小。文章首次分析了激波诱导的气流切换现象,并指出在实际进气道中并不排除出现这一情况的可能性。     

尖脊(Caret)进气道地面气动特性试验研究

在地面静止状态下试验研究了尖脊进气道气动特性以及唇口厚度对进气道性能影响 ,给出了进气道各侧壁沿程静压分布及其出口总压分布图谱 ,研究了进气口流动特点及其对出口总压畸变流场的影响。试验表明 ,Caret进气道进口存在一大一小的反向旋转涡 ,该旋涡的作用使得进气道高、低压区均旋转了 90°以上。进口下唇口和外唇口厚度对地面静止状态下的进气道总压恢复系数和总压畸变指数有较大的影响 ,为进气唇口厚度的选择提供了依据。     

低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究

在低速来流状态下试验研究了大攻角(α=0°～45°)和侧滑角(β=-15°～15°)对Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱,分析了出口总压分布图谱与进气口流动之间的关系。试验表明:在低速来流状态(Ma≈0.1)下,随着攻角的增加(α从0°增加到45°),进气道总压恢复系数下降较小,总压畸变指数几乎不变,这有利于飞机的大攻角机动飞行。      

超声速平面钝体流动的快速解法

本文介绍了一种平面流动的快速欧拉方程解法。该方法将原参数非定常欧拉方程组重新组合成以广义称曼变量表示的欧拉方程组，再用二点二步迎风格式离散解。针对钝体流动，本文先建立了动网格下的方程，构造了动网格下的算法。提出了一种简单的激波处理方法。计算结果表明，该方法速度快，稳定性好，对初场不敏感。     

基于DDB的二维/轴对称三波交汇流场数值模拟

采用运动间断边界拟合算法,在运动网格下求解二维与轴对称欧拉方程组,对脱体激波、锥面波、三波交汇等多种稳态波系进行数值模拟,精确得到了多种典型激波形状、波后流场及波系结构。本文提出的运动间断边界拟合算法,系基于经典计算流体力学方法、R-H运动间断条件、运动边界条件和Delaunay背景网格技术,由指定的网格块边界拟合待求激波,并以网格分块方式解决多道波相交问题。通过引入轴对称形式欧拉方程组,直接将此算法推广至轴对称流动领域,并精确拟合了锥面波相交问题。算法精度高,易于在CFD程序基础上实现,可用于超声速飞行器进气道压缩面、唇口设计以及乘波体设计。     

分叉尾喷管气动性能实验研究

某涡轴发动机尾喷管由环形转接段和双管急弯收扩段组成，其形状呈“裤衩”形。在模拟涡轮出口旋流的条件下进行了喷管模型内流气动试验，采用双向总压探针测量喷管内大回流区，发现从３３°截面开始的大分离区对喷管性能有重大影响。在给定流量条件下，通过该流量的喷管进出口压比Ｐ＊５／Ｐ６远比无分离的理论值要高。试验证明导流板是减少喷管气流分离、提高扩压比、降低进口总压的有效措施。Ｐ＊５／Ｐ６可降低１．７％左右。     

滑流层对轴对称外压式进气道稳定性的影响

本文论述了在来流M1.72条件下,一个可变中心锥外压式进气道,强度为5～11％的六种滑流层在各种位置上进入唇口时对进气道稳定性的影响。 试验证明,强度低于10％的滑流层在唇口附近进入该轴对称进气道,并没有引起进气外罩内侧的附面层分离 强度直至11％的滑流层可以在进口处任意位置上进入该进气道,而不产生喘振。文献表明,强度仅为6～7％的滑流层就可以导致二元进气道的喘振,从而显示了轮对称进气道对滑流层进入所引起的喘振有较强的抵抗能力。     

跨音扩压器出口流场的动态特征

本文用实验方法研究了二堆跨音扩压器内振荡中的激波与附面层相互作用所形成的出口流场的动态特征及等直延伸管内紊流的沿程发展情况。所用的两个实验模型,面积比均为1.37,扩张角分别为3°和8°。研究结果表明,跨音扩压器出口流场的稳态和动态畸变与扩压器中附面层发展状态密切相关,而附面层的汇合对等直延伸管内紊流的发展起着决定性的作用。在超临界深度相同时,3°模型的激波强度虽然低于8°模型,但其出口流场的动态品质却劣于8°模型。     

凸包(Bump)进气道/DSI模型设计及气动特性研究

利用基于乘波理论的Bum p进气道设计软件,据锥型流精确流线法设计了一腹部进气布局的Bum p进气道。用CFD模拟手段,从对称面马赫数分布、凸包上的极限流线及横截面上压强系数分布等方面分析了进气道进口段流场特征,证明所设计的Bum p进气道流动特征符合预期设计目标。通过CFD计算和试验对比,分析了所设计的Bum p进气道超声速气动性能,表明在发动机设计状态,在来流马赫数M a∞为2.0时,出口平均总压恢复系数接近0.87,而在M a∞=1.8时该值不低于0.91。