摘要：为了研究双喉道推力矢量喷管(DTN)在非推力矢量和推力矢量情况下的内流特性,基于数值模拟的方法,计算分析了不同几何参数和气动参数对DTN的影响。结果表明,DTN在非推力矢量时,仅在落压比(ZNPR)为3～4之间才具有较高的内流性能(推力系数达0.97,流量系数为0.94),当落压比增加时,推力系数迅速下降。在推力矢量时,DTN可以获得很大的推力矢量效率(当落压比为4,引射量为3%时达到4),且推力系数也较高(0.94以上),其综合性能优于单喉道偏移和激波操纵式矢量喷管。二次流量、落压比、凹腔扩张角和收敛角、引射角度都对推力矢量状态下的DTN内流性能有着不同的影响。为了实现DTN在推力矢量和非推力矢量下都有较好的内流综合性能,所建议的设计参数为:落压比为3～4,引射量为3%,凹腔扩张角为10°左右,收敛角在20°～30°,引射角度为30°逆流引射角(β=30°)。

摘要：为给一类APU进气系统设计提供参考,利用CFD方法,对带多孔板的双压气机构型的APU进气系统气动性能进行三维数值模拟。对多孔板开孔率为0.479的基准模型按照定配比和定总流量工况进行了研究。结果表明:APU进气系统总压损失包括多孔板附近的节流、掺混损失,喉道段流股碰撞损失,流道转弯到出口段的转弯、附面层损失;总压分布在径向上主要受流道曲率影响,周向上主要受多孔板无孔区影响。同时研究了不同开孔率下该APU进气系统气动性能。研究发现:开孔率增大,总压恢复系数随之增加;小开孔率时系统总压损失和负载端畸变主要受多孔板影响,大开孔率时流道曲率影响成主要因素。建议开孔率在0.4～0.6选取。

摘要：采用三维实体建模软件UG对此二冲程发动机的燃烧室进行直喷化设计,并利用三维CFD仿真软件Fluent对直喷燃烧室的缸内流场进行CFD仿真与分析.分析结果显示:当燃烧室高度从32mm降为24mm,以及活塞顶面与缸盖底面距离从7mm降为3mm时,压缩过程中的反滚流结构消失,扫气效率从87%升高到91%.模拟结果为进一步优化燃烧室结构提供了较好依据.

摘要：利用自主软件NAPA对典型带输出轴的直升机进气道进行了三维流场数值分析,通过修正进气道输出轴迎风侧的管道曲率半径、在背风侧增添优化的尾锥,改进设计了原型进气道并进行了模拟.结果表明,原型进气道由于输出轴堵塞了流道,使输出轴背风侧存在很大的分离,同时迎风侧存在转弯损失,导致出口面流场畸变严重.改型进气道减小了输出轴背风侧的分离和迎风侧的转弯损失,使其既保持了高总压恢复系数,且畸变指数最大降低了74%.

摘要：发展了一个可以在给定激波形状的条件下得到相应型面的逆特征线法,解决了前人方法求解鲁棒性和精度差的问题.对于一个非均匀超声速来流下给定形状的激波,该方法可求解出能生成该激波的气动型面及依赖域流场.数值校验表明:在马赫数为5的来流条件下逆特征线法按给定的圆锥激波计算的圆锥形状(锥顶角)相对误差小于0.5‰;通过两级轴对称激波的流场校验计算,可精准地求解出对应于此流场的两级外压缩圆锥.应用该方法设计了3个气动问题的造型:具有两级激波的Bump型面、马赫数为4的乘波前体以及乘波前体与进气道一体化造型.流场CFD计算结果显示这些造型设计效果良好,说明该逆特征线法可为这些问题的提供了一种途径.

摘要：发展了一种适合于所有流速的压力修正方法。在考虑了密度的可压缩性后，压力修正方程成为对流扩散型的，从而与一般标量一样使用二阶中心差分离散。整个算法具有二阶精度。进一步使用多步压力修正来增强网格非正交时的收敛性态。在对流项离散中，设计了独特的人工耗散，也同样适用于所有流速。利用本算法求解了全三维Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组。计算采用了非交错网格方案，使用Ｒｈｉｅ－Ｃｈｏｗ方法消除了速度－压力的不关联。对不可压缩和可压缩流均进行了验证。计算结果与实验进行了比较，证明该算法是有效的。

摘要：为提高气动设计优化过程的效率,提出了一种将计算流体力学(CFD)与虚拟现实(VR)技术相结合的气动优化改型的新方法,将原始模型流场数据导入VR环境中进行流场的可视化分析。根据分析结果对原始模型进行交互式优化改型,再按照变形函数以及限定准则实现新模型的网格自动生成,最后自动重启CFD计算。以一个二元喷管的改型优化对方法进行了验证,优化后的喷管性能得到了显著提高,表明方法能够简便快速地开展气动优化改型。

摘要：本文以三棱柱桁架信号桅杆为案例,通过对不规则结构箱体的制作与拼装技术要点的描述,结合吊装作业,设计出一套安全可靠的拼装方案,完成施工任务,同时也对后续类似项目的施工提供一定的指导作用。