摘要：介绍了冲压发动机进气道的设计方法,并采用FLUENT软件对单独进气道与组合体进气道流场进行了数值模拟,比较了在两种情况下进气道的气动状况,并分析了攻角对进气道流场的影响。

摘要：借助于商业CFD软件FLUENT,对某型空空导弹在不同攻角、不同飞行马赫数的气动力进行了计算,得出了该型导弹升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律以及导弹表面的压力分布、温度分布和来流速度分布。结果表明,计算的气动参数可以为导弹的外形设计提供依据和参考,与传统计算方法相比有一定的优越性。

摘要：为解决弹箭引战系统终点效应火箭橇试验攻角精确模拟与控制难题,采用火箭橇试验战斗部攻角动态数值计算方法,通过开展火箭橇弹橇分离装置结构及分离时空位置优化设计研究,实现了火箭橇试验弹橇间无扰动分离,并达到了攻角控制偏差≤±0.5°的指标要求。该研究结果可用于精确、高效战斗部火箭橇试验攻角设计与控制,为相关技术研究提供一定参考和技术支持。

摘要：针对武汉科技大学FSC赤骥车队设计的赛车,进行空气动力学套件的设计。首先进行定风翼及扩散器的设计和建模,并利用FLUENT软件对定风翼进行空气动力学仿真优化;然后把空气动力学套件安装在赛车上,建立整车模型,进行常用工况下整车的空气动力学仿真,分析加装空气动力学套件对赛车高速稳定性及转弯性能的影响。结果表明,加装空气动力学套件后,赛车的高速稳定性和转弯性能均有明显提升。

摘要：从影响进气道起动性能的全因素出发,建立一体化模型,研究来流马赫数、攻角、侧滑角对进气道起动性能的影响,对进气道转级过程进行了动态过程仿真。结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道流量系数与总压恢复系数变化趋势相反,应选择合适的设计马赫数,拓宽进气道的工作包线;随着侧滑角的增大,背风侧进气道起动性能及抗反压性能下降;转级过程中,背风侧超临界裕度明显小于迎风侧,研制过程中,应按照背风侧进气道进行超临界裕度设计。

摘要：对用于尖楔前体飞行器的嵌入式大气数据传感系统(Flush Air Data Sensing System,FADS)的不同攻角求解方案(FADS-α)的精度进行研究.对比分析了某尖楔前体飞行器FADS系统的三种攻角实现方案的精度及可行性:(1)将尖楔前缘作为小钝头处理,采用经典的三点式算法建立FADS系统的攻角求解方法;(2)基于压缩波-压缩波理论及膨胀波-压缩波理论建立了FADS系统的理论模型,并发展了相关的迭代算法验证模型的精度及可靠性,建立了FADS系统的攻角实现方案;(3)利用BP神经网络代替FADS系统空气动力学模型的方法,建立了FADS系统的攻角实现方案.针对尖楔前体飞行器FADS系统的特点,设计了一个具有双隐含层的神经网络模型,并对模型的精度进行了验证.结果表明,3种求解方案精度都能满足实际需求.但是方案(1)工程实现困难,方案(2),(3)建立的针对尖楔前体飞行器的FADS系统的求解方案易于实现,且方案(2)的精度优于方案(3).

摘要：针对海底沉积物采集的特点,设计了新型海底沉积物采样器,将采样和保真融为一体,利用海底触发装置实现采样,利用海水等静压原理实现采样器的封口与保真,采用FLUENT软件对采样过程进行了模拟仿真,并对采样的动态过程进行了分析,结果显示在下落高度足够时,采样器撞击海底的速度趋于稳定值,同时攻角小于5°时采样时所受的阻力最小。

摘要：针对港作拖船在复杂水域作业时推进器极易遭遇杂物碰撞与吸附,损坏推进系统,影响推进效率等问题,设计一套类翼型截面式推进器防护格栅装置。对不同的格栅环肋与来流方向的夹角(攻角)进行分析计算,将格栅对推进器效率的影响等效为推进器在流场中的总阻力变化,确定一组最合理的攻角,在提供最大防护性能的前提下,将格栅对推进效率的影响降到最低。结果表明,当内、外环肋攻角分别取6.5°、10°时,阻力增加率较小,流场变化平稳,符合设计指标要求,并能对推进器进行有效防护。

摘要：涡轮喷气发动机非设计状态下的许多现象都与共同工作时压气机前后各级攻角的变化有关。本文根据共同工作规律 ,推得了压气机前后各级攻角变化规律的简明解析公式。利用解析分析 ,系统地解释了一系列有关发动机特性的现象 ,清晰地说明了这些现象的物理本质 。

摘要：　在水洞中对细长体通气附体空泡流型和控制途径进行了系列模型实验研究;获得了细长体通气附体空泡五种对称基本空泡流型与三种非对称基本空泡流型;在此基础上,从水下超空化超高速自主航行体的需求出发,提出了三种可用的空泡流型:非对称双空泡流型、尾部开式穿透非对称空泡流型和尾部半开式非对称空泡流型。并分析讨论了这三种空泡流型下航行体的重力平衡、运动控制与稳定性问题。同时,通过对有关参数的设计与控制,在水洞模型试验中实现了水下超空化超高速自主航行体的这三种空泡流型。