准确计算旋翼的气弹响应,对于旋翼的设计与振动控制具有重要的意义。传统的旋翼气动模型通常采用简单的叶素理论、自由尾迹方法,导致气动力计算精度较差。这里的CFD计算采用非定常重叠动网格计算方法,通过直接求解Navier-Stokes方程的方法获得尾迹,旋翼的流场网格采用多重动网格方法生成。CSD计算采用有限体积梁单元建立桨叶的有限体积梁模型,边界条件采用第一类拉格朗日乘子法进行考虑。流固耦合交界面的气动力计算结果通过插值和积分映射到CSD模型上,在此基础上进行旋翼的气弹响应分析。

采用SIMPLE算法与用高阶多项式来逼近的微分求积法(PDQ)结合,建立了在非交错网格系统上求解三维、非恒定、不可压、原始变量形式Navier-Stokes方程的计算方法.在本算法中,流动控制方程中的空间导数用PDQ法进行离散,流动控制方程以SIMPLE算法的思想进行求解;并提出了在非交错网格系统中保证在边界上满足连续性方程以及补充压力校正方程的边界条件的方法.

本文采用LU-SGS-GE隐式格式和改良型高精度、高分辨率的MUSCL TVD格式求解平均的Navier-Stokes方程和低Reynolds数q-ω双方程湍流模型.利用分区处理及分布式网络并行计算技术,在多台个人计算机上完成了叶轮机械内部三维粘性流场的快速并行求解.仅将计算域拆分成8份,并行加速比就可达7.4.

基于多块结构网格。本文研究和发展了三维N—S方程的全隐式无分裂算法。对流项的离散运用Roe格式，粘性项的离散利用中心型格式。在每一次隐式时间迭代中，运用GMRES方法直接求解隐式离散引起的大型稀疏线性方组。为了降低内存需求以及矩阵与向量之间的运算操作数，Jacobian矩阵的一种逼近方法被应用在本文的算法之中。计算结果与实验结果基本吻合，表明本文的全隐式无分裂方法是有效和可行的。

悬停状态旋翼/机翼机身干扰流场的高精度数值模拟对准确预估倾转旋翼飞行器气动性能具有十分重要的意义,是直升机空气动力学领域的研究热点和难点之一。基于运动嵌套网格技术,建立一套适用于倾转旋翼非定常流场的CFD方法,采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为主控方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型,时间推进上采用高效的隐式LU-SGS格式;在此基础上,开展某新型倾转旋翼无人机的旋翼/机翼机身非定常干扰流场数值模拟研究,得到其气动干扰的"喷泉效应"现象;着重研究不同襟副翼预置角对降低悬停状态下旋翼/机翼机身气动干扰作用的影响。结果表明:干扰作用使总拉力损失16.6%,45°襟副翼预置角效果最佳,使全机总拉力损失从原来的16.6%降到13.8%。

建立了一个适用于共轴刚性旋翼气动特性分析的数值模拟方法。该方法采用任意拉格朗日欧拉方法（Arbitrary Lagrange Euler，ALE）描述的可压缩Navier-Stokes（N-S）方程求解流场，采用低数值耗散的Roe格式进行空间离散;使用多重嵌套网格方法以模拟双旋翼的运动。针对共轴刚性旋翼配平，引入“差量修正“策略解决了传统配平中雅克比矩阵计算复杂的问题。首先，对Harrington-2共轴双旋翼的悬停气动性能进行了计算，然后，对某2 m直径共轴双旋翼的悬停及前飞状态进行了计算，并与试验值进行了对比。结果表明:在典型状态下拉力系数的计算结果与试验值误差在3%以内，扭矩系数的计算结果与试验值误差基本在5%以内;所采用的数值计算方法对旋翼涡尾迹特征具有较高的捕捉精度，可以有效模拟共轴刚性旋翼悬停和小速度前飞下的复杂流场及其细节特征。

本文叙述了对三柱塞泵往复密封的理论计算。利用Navier—Stokes方程和有限元理论,对密封件的压力沿轴向的分布规律、泄漏量与压力变化关系进行了计算。通过试验,验证了理论计算结果的重要性,从而揭示了它的密封机理。

运用嵌套网格技术和Navier-Stokes数值模拟对机翼半模和翼身组合体试验时风洞的四壁干扰进行综合模拟，评估和修正，计算格式在空间上采用中心有限体积离散，在时间上采用多步Runge-Kutta时间步长格式进行积分，计算结果证明了该方法的可行性和优越性。

运用Navier—Stokes数值模拟对不同收缩曲线和设计方案的风洞收缩段和试验段的流动进行模拟，并对收缩段的分离特性、出口速度均匀性以及试验段的速度均匀性和附面层厚度作出评价。计算格式在空间上采用中心有限体积离散，在时间上采用多步Runge-Kutta时间步长格式进行积分。

采用数值模拟的手段 ,对压力恢复系统超声速扩散段三维流场进行研究。数值模拟使用 L U分解法和 NND差分格式求解全 Navier- Stokes方程 ,并加入了湍流模型。对得到的流场结构进行了分析 。