摘要：　基于共轭方程的优化设计理论,应用三维欧拉方程进行了升力系数不变时跨音速机翼阻力优化设计研究,根据给定的目标函数推导了在物理空间上表述的共轭方程及边界条件,研究了共轭方程的数值求解方法及目标函数对设计变量的敏感性导数求解问题,发展了一种跨音速机翼阻力优化设计方法,应用该设计方法进行了跨音速机翼阻力优化设计研究,优化后机翼表面的激波强度减弱很多,有效减少了波阻.

摘要：以Takanashi提出的三维机翼设计理论为基础 ,研究与发展了一个基于欧拉方程和“正 反迭代、余量修正原理”的机翼设计方法。用改进的无限插值方法生成绕机翼的O O贴体网格 ,采用三维欧拉方程作为流动分析计算的基本方程 ,该设计方法已用于某无人机机翼和一个超临界机翼设计 ,设计结果达到了预期的目标。

摘要：基于响应面方法进行了跨声速翼型的气动优化设计。流场计算采用雷诺平均N S方程。响应面模型采用二次多项式来构造,试验点的选取满足D优化准则。设计结果表明该方法只需通过较少流场计算就能对翼型的单个或多个设计点、在多约束条件下进行气动优化设计,设计质量较高,有较大的工程应用价值。

摘要：基于最优控制理论原理和Navier-Stokes方程,研究了气动/几何约束条件下多设计变量的翼型气动优化设计问题.根据给定的目标函数表达形式,在计算坐标下详细推导了相应的共轭方程及边界条件,以及梯度方程的具体数学形式.通过合理数学变换,得到了物理空间上适应于CFD数值求解的共轭方程直观表达形式,并发展了有效数值求解方法.通过将流动方程、共轭方程、目标函数敏感性导数和优化算法相结合,发展了一种新的气动优化设计方法.相关设计算例表明该方法在设计理论、适用性以及时间费用等方面具有显著特色和优点,且设计结果更为可靠.

摘要：在低速螺旋桨性能计算方面,涡格法是快速有效的方法。但是在计算表面压力分布时,传统的涡格法遇到了无法克服的困难。本文推导出在叶片表面布置分布涡强的方法,既保持了涡格法计算快的优点,又较好地计算出叶片表面压力分布。以此为基础,本文采用FW-H方程忽略四极子效应的时域解法,使用与气动计算相同的表面网格,快速解出了螺旋桨的远场声学特性,计算结果与实验结果符合程度较好。说明该一体化方法可以用于螺旋桨噪声机理分析和低噪声螺旋桨设计,从而为分析螺旋桨噪声机理和设计低噪声螺旋桨提供简便工具。

摘要：压缩机的设计与制造性能尚不能充分适应风洞的运行范围 ,安全、可靠的防喘振措施是保证风洞安全运行的重要条件之一。作者讨论了旁路调节作为风洞中防喘振措施的可行性。在考虑跨声速风洞中气体压缩性的基础上 ,给出了风洞中旁路调节的估算方法 ,分析和讨论了旁路对风洞性能的影响。结果表明 :旁路的增加 ,使风洞工作点向大流量、低压缩比方向移动 ,达到有效。

摘要：在分析螺旋桨噪声特性和声学实验对风洞的要求的基础上,结合NF-3风洞的特点和声学工程设计经验,对该风洞螺旋桨实验段进行了声学改造。检测结果表明,改造的效果令人满意,NF-3风洞已初步具备声学实验能力。

摘要：在与定常方程相容的情况下,通过对N av ier-Stokes方程的时间导数项实施Cho i及Turkel矩阵预处理,发展了适用于低、亚、跨声速粘性流动的有效的预处理方法。对预处理后的控制方程采用了Jam eson格式进行有限体积空间离散和Runge-K utta显示时间推进求解,以及采用了FA S多重网格方法加速收敛。对RAE 2822、GAW-1等不同类型翼型进行了低速和跨声速流动的数值模拟。算例表明:Cho i预处理方法和Turkel预处理方法均有效改善了时间推进方法对低马赫数流动计算的收敛性,而且提高了计算精度;预处理方法同样适用于跨声速非线性流动的计算,且表现出了一定的加速收敛效果。

摘要：本文采用正反迭代、余量修正的设计思想,发展了一种能迅速达到指定目标压力分布的跨声速翼型设计方法。提出了推导各积分的解析表达式取代数值积分、加权光顺过程、直接含粘性迭代和进行矩阵状态分析等有效的改进措施,克服了现有设计方法中的主要缺陷。在设计软件中,正计算程序作为一个“插件”与反设计部分耦合,因此可以方便地与新的正计算方法组合以提高整个设计系统的先进性。对多种超临界、无激波、自然层流压力分布及低速翼型的设计实例表明,本方法只需少数几次设计迭代即可以设计出准确收敛于目标的新翼型。

摘要：从气动方程和声学方程两方面共同考虑,结合螺旋桨气动声学风洞实验研究的特点,推导出几何相似螺旋桨风洞实验中应模拟的相似参数。证明了几何相似的低速螺旋桨在临界雷诺数以上时,保证前进比和对应马赫数相等就可以保证声学相似并推导出相似螺旋桨声压级的换算公式。为实际的实验设计和数据处理工作提供了理论依据。