简介：利用课题组自主开发的三维非结构隐式N—S计算软件CU—Turbo，采用气热耦合计算方法，对MarkⅡ内冷径向涡轮导向叶片、带气膜冷却涡轮导叶MTl的流场和温度场进行了数值模拟。计算过程中，隐式时间推进中Jacobians矩阵采用对Roe通量的一种近似方法求解。结果表明，计算值与试验值吻合良好，验证了气热耦合计算方法的实用性和有效性，为涡轮工程设计提供了一种新的计算分析方法；涡轮叶片通道内附面层的不同流动状态及气膜冷却，对当地换热都有很大的影响。

简介：超声速进气道是固体火箭冲压发动机至关重要的部件之一,直接影响燃烧室的燃烧及发动机性能。基于N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机楔形超声速进气道内外流场进行了三维数值模拟。计算得到了超声速进气道在飞行马赫数为Ma=3.5的情况下的流场性能。并在相同马赫数下,研究了等比压缩和攻角条件下的进气道流场的分布情况。模拟结果表明：进气道的总压恢复系数和流量系数等性能指标受到攻角的影响而发生变化。

简介：发展了三维线性插值算法用于CSD/CFD耦合计算数据交换,对某型液体火箭发动机部分进气涡轮进行了气/热/固多学科耦合数值仿真。结果表明,发展的三维线性插值程序对网格类型限制性小,计算简单,计算量小,插值结果能够满足耦合计算要求。仿真结果表明,某型火箭发动机涡轮由于其部分进气结构设计和叶轮高速旋转,设计工况下在涡轮转子入口处产生了较强的激波,激波与边界层干涉不仅使涡轮转子叶片的载荷分布出现了强烈的不均匀性,同时在叶轮的高速旋转下,该涡轮转子受到强烈的气动、热交变力冲击,其结构强度问题变得尤为突出。耦合计算分析认为设计工况下,该型涡轮结构设计,转子强度能够满足要求。

简介：对带有管式减涡器的盘腔内流动特性进行数值模拟,研究了减涡管的长度、管径和引气鼓筒孔的外形及尺寸,对盘腔内压力损失、流动结构的影响。计算结果表明：管式减涡器对于降低引气气流的压力损失有显著作用,存在最佳的减涡管长度使得引气的压力损失最小;减涡管管径、鼓筒孔面积增大都会减少流动损失;在鼓筒孔面积一定的情况下,长圆形鼓筒孔的性能比圆形鼓筒孔的更优。

简介：针对板状结构，根据模态分析结果，确定压电片的布局；基于压电效应，进行压电降噪仿真计算；分析结果与实验结果一致性较好，验证了分析方法的正确性。该分析方法可供航空壁板结构压电降噪参考。

简介：为探寻一种良好的径向稳定器冷却方式,采用数值模拟的方法比较并分析了冲击冷却、冲击-发散冷却及其发散孔倾角和发散孔开孔数目对径向稳定器冷却和径向稳定器后方流场的影响。结果表明:在设计冷却气量下,冲击冷却基本能满足使用要求;冲击-发散冷却的冷却效果要比冲击冷却的好,但该冷却方式对径向稳定器后方流场的影响较大;可通过适当减小发散孔倾角和发散孔开孔数目可有效削弱冲击-发散冷却对径向稳定器后方流场的影响。

简介：采用POLYFLOW软件，对幂律型凝胶模拟液在直圆管内的流动和流变特性进行了数值模拟研究。结果表明：在流速和管径不变时，压降随管长的增加成线性增加；在流速和管长不变时，压降随管径的增大急剧减小；随着流变指数的减小，直圆管轴线附近出现明显的柱塞流动区，在此区域内，速度和剪切速率变化较小，剪切粘度值趋于最大；在管壁附近．速度和剪切速率变化较大。剪切粘度降低明显。

简介：通过建立的内部齿轮箱主腔简化模型，应用RNGk-ε湍流模型，对航空发动机内部齿轮箱主腔流场进行了CFD数值模拟，分析了进口旋流对主腔内流动的影响。结果表明：进口速度增加时，进入主腔内的流体会更快穿过主腔流出，并减少与腔内低能流动的混合，且流体在腔内的停留时间与其进口速度存在一定程度的关联，速度越高越快离开主腔；腔内流场以出口位置作为径向分界面，可大致分为上部受进口旋流影响的区域，和底部不受进口气流影响的低速流动区域；在上部区域，由于进口旋流的作用，流场中生成了4个大小不等的旋涡，使得流动掺混增强。

简介：以低温氢气安全排放为目的,采用数值模拟方法对低温氢气直接排放和燃烧排放的流场进行分析.流场仿真计算采用了标准双方程k-ε湍流模型和氢氧单步燃烧模型.研究参数包括氢排放压力、流量、温度和环境风速,评价指标为氢扩散范围和燃烧范围.计算结果表明：燃烧排放燃烧范围小于直接排放氢扩散范围；排放压力增加、流量增大和温度降低均会使氢扩散范围和燃烧范围变大.

简介：通过对ASTSA与PATRAN的对比，提出了热阻元的模型建立新思路，同时实现了边界单元材料参数输入、单元死活的实现、内部热生成的判别、载荷类型的选取、时间函数曲线的输入功能以及瞬态计算结果的云图与曲线显示，为其它有限元分析程序与PATRAN平台接口提供了一种有效的途径。

简介：用大涡模拟的方法对带凹腔支板进行了数值模拟。采用Smagorinsky-Lily亚网格尺度模型,并用SIMPLE算法和中心差分格式求解离散方程。仿真结果表明：凹腔对支板尾流有一定的影响;在本文研究的凹腔深度范围内（5mm、11mm、15mm）,随着凹腔深度的增加,尾流近壁面旋涡的最大涡量值先减小后增大,频率先增大后减小。

简介：复合材料加筋结构往往存在一定的初始分层缺陷，初始分层缺陷的数值模拟较为困难。若将分层两侧子板定义为接触关系，模型收敛速度很慢。若将分层缺陷挖空，则在数值模拟过程中，分层两侧的子板会发生相互嵌入的现象。本文参考相关文献，建立了一种特殊本构关系的粘接元，该粘接元仅有法向抗压刚度，没有法向抗拉和面内剪切刚度，很好地克服了数值计算中出现子层相互嵌入的现象，并提高了模型计算时的收敛速度。

简介：基于轴流压气机逐级过失速特性和燃烧室特性，建立了带主燃烧室的多级轴流压气机过失速的分析模型。发展了分析轴流压气机过失速响应的动态滞后方法，确定了压气机过失速响应的统一时间常数。并将该模型应用到国内某型发动机的过失速行为的分析，得到了合理的定性理论结果。

简介：通过对三个单转子跨声速轴流压气机的数值模拟，考察了近失速点的流场特征。结果表明，Vo等人提出的尖峰型失速判别准则，即前缘溢流和尾缘倒流必须都出现则欠速发生，并没有与本文所有算例吻合；在部分算例中，尾缘倒流并未出现。因此，尾缘倒流是发乍尖峰型失速的必要条件、还是失速发生后所导致的流动状况，还需要进一步研究。另外，还对亚声速和跨声速情况下近失速点的流场及流动机制进行了讨论。

简介：冲压发动机在点火前由于燃烧室的压力较低，内通道流场状态与发动机正常工作时的差别很大。因此，在发动机设计时，必须要考虑形成正常点火条件对发动机结构的约束。本文利用有限体积法对N—S方程进行空间离散。对发动机点火前的不同内通道结构下的冷流场进行了数值模拟，结果表明稳定器和喷油装置对形成合理的点火条件很重要，稳定器的布局对点火状态有很大影响。

简介：导弹在飞行过程中与大气摩擦产生的热量，会降低材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部件的气动外形并影响飞行器的安全飞行，带来安全隐患。通过气动加热工程算法确定表面热流密度，利用有限元分析软件MSC．Nastran和MSC．Patran，对四翼导弹进行有限元计算，给出温度场分布情况，为导弹的设计和制造提供依据。

简介：为探讨高湍流度格栅的几何设计方法,采用基于非结构网格的大涡模拟方法,以单平面格栅为研究对象,计算分析了不同格栅稠度、几何形状、来流雷诺数及表面粗糙度下,格栅后湍流度、各向同性特征沿流向的变化。结果表明,格栅稠度对各向同性湍流度基本无影响,稠度增加能增加格栅初始湍流度;存在优化的格栅形状、与格栅尺寸变化相关的来流雷诺数及格栅表面粗糙度,能改善湍流各向同性特征,进而提高格栅湍流度。

简介：论文发展了一种预测航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的数学物理模型.其中压缩系统流动过程的动态模型采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程;叶片排对流动过程的影响则应用"激盘-滞后-容积”模型;压缩系统稳定性模型则采用了对整个压缩系统统一判别的方式.计算过程与发动机非设计性能计算相关联,使得压缩系统稳定性分析在真实的发动机运行环境(调节规律)下进行.在均匀进气条件下应用这种方法,对一台九级压气机的涡轮喷气发动机和一台三级低压风扇、五级高压压气机的低涵道比、混合排气、带加力的涡轮风扇发动机在均匀进气和畸变进气条件下的稳定工作边界,分别进行了数值模拟和分析.结果表明,发展的数学物理模型和计算机软件系统可以正确的反映发动机压缩系统的工作状况,用它判别发动机不稳定工作点的重复性和灵敏度都比较好.

简介：在粉末燃料冲压发动机的粉末燃料供应装置流化喷管处增设扰流锥体,并针对扰流锥体不同结构外形和位置对流场中离散相颗粒浓度的影响进行了计算分析,总结出了冷态下扰流锥体对外流场颗粒浓度分布的影响规律。

简介：本文采用基于冲击动力学理论的有限元数值分析方法模拟了在旋转试验器上进行的某发动机机匣的包容性试验过程，反映了撞击过程中断叶和机匣的能量变化历程，较好地模拟了试验结果。研究结果对航空发动机机匣的包容性设计有一定的参考价值。