螺桨滑流对全机绕流干扰的数值计算

数值计算采用面元法。在桨叶及全机面元的控制点上强加 Neumann条件以实现滑流与全机流场的相互耦合。计算中考虑了三维螺桨滑流的收缩及其对流场的影响。最后对运七全机气动力作了计算。结果表明 ,滑流对全机放襟翼状态升力特性有明显影响 ,使全机力矩特性产生较大变化。计算结果与实验值吻合良好。

三种湍流模型模拟能力的对比

采用中心有限体积、Runge- Kutta方法显式求解三维 Reynolds平均 Navier- Stokes方程 ,使用三种湍流模型数值模拟跨声速及超声速流动。着重介绍半方程 J- K模型的两个改进版本 :J-K90 A模型和 J- K92模型 ,该模型对分离流动有较好的模拟能力。J- K模型 92年版本具有更好的模拟大攻角、大分离流动的能力 ,它能较准确地模拟背风面涡的结构与强度 ,同时能更好地模拟壁面压力分布。当流动存在较强激波时 ,平衡态的 Baldwin- Lomax模型模拟的激波位置明显地靠后。对于附体或中等分离的流动 ,三种湍流模型都能得到与实验结果吻合良好的结果。

非结构网格多段翼型绕流Euler及N-S方程数值模拟

描述二维非结构无粘网格和粘性网格的生成方法 ,对二维翼型绕流进行了 Euler及 N- S方程数值模拟。运用推进面方法 ,生成无粘网格 ,进一步结合推进层方法 ,生成粘性网格。应用中心有限体积法 ,采用 B- L代数湍流模型 ,完成了对多段翼型流场的 Euler方程和 N- S方程的数值模拟计算。计算与实验结果对比表明 ,所采用的网格生成技术及流场计算方法是正确。

前掠翼根部流动分离的控制

在风洞和水洞中研究了机翼根部修形、活动边条、固定边条、边条襟翼和链接边条在控制前掠翼根部流动分离方面的作用。分析了上述措施对机翼流动的干扰机理及其对气动性能的影响。研究结果表明,各种措施对控制前掠翼根部流动分离均有明显效果,可提高大迎角升阻特性,改善纵向力矩特性和配平能力。固定边条和边条襟翼还可改善中小迎角的升阻性能,链接边条和边条襟翼则可使失速性能提高。加鸭翼后上述气动收益更加明显。

二维可压湍流边界层改进的积分方法

采用含高阶项的边界层动量积分方程，同时对常规边界层卷吸方程及延迟方程进行相应的高阶影响修正，得到改进的边界层积分方程组。应用此方程组对多种高亚音速及跨音速翼型边界层流动作了计算，并与一阶Ｇｒｅｅｎ方法计算结果及实验结果作了比较。结果表明，在边界层积分方程中保留法向压力梯度项及雷诺法向应力项，明显改进了翼面边界层接近分离区域处参数的计算精度。

航空发动机测压探针的设计、校准和测试

航空发动机测温、测压探针是新型发动机研制中性能试验数据真实性,可靠性和试验安全的最关键设备之一。通过大量的实验研究得出如下结论:探针的设计思想,加工精度是影响测试的重要因素。因此,所用的探针必须经过符合一定标准的校准风洞校准,并给出特性参数、特性曲线后才能使用。