3.3.2 网格及流场计算
本算例从隔离段开始计算，对燃烧室进行三维结构化网格划分，网格节点数约为660万。壁面处网格高度为5.0X10.5m，增长率为1.1，这使得y+值小于50。另外，对氢气射流出口附近的网格进行了加密，以此来捕捉这一区域复杂的化学反应和流动特性。
算例喷流边界条件如表所示，来流湍流强度设为2%，而湍流粘度比则设为200。氢气入口的湍流条件设置是湍流强度设为5%，而湍流粘度比则为10。壁面简化为恒温无滑移边界条件，前半部分表面温度设为475K，后半部分表面温度则为700K。
由图19和图20可见，CFD计算结果捕捉到实验中的整体现象，譬如点火位置在氢气射流入口下游，燃料和氧气的消耗情况，以及燃烧室的温度和压力变化范围。另外，cro对压力，温度和气体各组分的模拟整体上符合实验结果。在局部数据方面，出口压力小于实验约15%，点火位置比实验更靠近上游，火焰轴向穿透深度更长。与算例AIAA2005-4424相比，下游壁面压力有所提高，更接近实验结果，而点火位置和火焰穿透深度的计算结果都很接近。
3.4 机翼跨音速颤振算例
AGARDWing445.6颤振风洞实验是由NASALangley在跨首速动态风洞(TDT)中完成的。为了检验跨音速机翼的颤振特性，设计了一系列标准弹性机翼的风洞实验模型，已经成为国际上跨音速气动弹性程序考核的标准算例。
3.4.1 计算条件
该模型机翼平面特征参数为：展弦比=1.6440,梢根比=0.6592，四分之一弦线机翼后掠角为45°。颤振分析主要取前四阶模态，即一阶弯曲，一阶扭转和二阶弯曲，二阶扭转，具体见图21所示。
图21 AGARDWing445.6的模态形状
3.4.2 计算结果分析
图22、图23给出了FSILab软件计算的颤振边界与公开发表文献中其他软件的对比结果。
为与实验数据比较，设置6个自由来流马赫数下的颤振速度，包括0.499,0.678,0.901，0.96，1.072和1.141。
由图22可知本软件计算的颤振速度与实验值比较接近，误差较小。由图23可知本软件计算的颤振频率与结果也吻合较好，只有在1.141Ma处，颤振频率比800万节点（Fun3d_NS_F)的Fun3d计算结果略差，但仍比400万节点（Fun3d_NS_B)的Fim3d计算结果好，但本次计算采用的网格为67万节点的六面体网格，单机四核计算每个气弹工况约三小时，因此在计算速度高，且对计算资源需求较小，综合计算效率较高。
3.5 简化翼型-Bladedesign软件分析
图24 简化机翼截面图
模型分为外部蒙皮和内部加强梁两部分。蒙皮采用NACA1408翼型，弦长0.2m，两根加强梁在距离前缘20%和30%的长度处。蒙皮和加强梁均等分为10层，每层厚度为0.3mm。简化机翼长4m。简化机翼一端固定，另一端在截面和XI轴交点处受力，大小为100N，方向沿Y轴正向。模型使用正交材料，相邻层按45°/-45°正交铺设。
由图25可见Bladedesign软件计算结果与其他相关软件计算结果完全吻合，但本软件计算效率远远高于其他同类软件。
