反向喷流对运载火箭返回段气动特性影响研究

为了准确获取发动机反向喷流干扰下运载火箭返回段全箭及栅格舵气动特性，设计缩比试验模型及地面喷流模拟系统，采用高速纹影、全箭及栅格舵部件测力等测试方法，开展反向喷流状态下风洞试验研究。结果表明：发动机工作时反向喷流与头部弓形激波相互干扰，改变全箭绕流流场分布特征，使得一子级返回段的轴向力系数减小，对一子级返回段的法向力系数和俯仰力矩系数影响规律与来流马赫数有关，影响量与喷流强度和攻角等相关；反向喷流干扰使得栅格舵的控制舵效整体呈降低趋势，在高马赫数来流下甚至会导致控制特性反向。通过反向喷流测力风洞试验，有效指导和开展返回段精细化气动设计，为我国重复使用运载火箭的工程实现提供技术参考。     

侧向喷流对导弹方向舵局部气动热特性的影响

为探索侧向喷流流动控制技术对高速导弹方向舵局部气动热特性的影响规律及相关机理，对带有方向舵和舵轴的导弹在不同攻角和喷流条件下进行了数值模拟，得到了模型流场和壁面热流分布。研究结果表明：喷流压比达到75时，可以避免受弓形激波干扰的来流气体作用在方向舵上，能有效减少方向舵前缘中后段的壁面热流；随着喷口位置与方向舵前缘距离的增加，喷流后回流区结构和范围变化不明显，方向舵前缘的壁面热流变化不大；不同攻角来流条件下，侧向喷流均能有效降低方向舵前缘的壁面热流。攻角大于10°后，喷流的热防护效果有所降低；有攻角来流条件下，在舵轴的正前方喷流，自由来流绕喷流流动，舵轴下壁面边界层内气体密度上升，使舵轴两侧压差增大，舵轴的壁面热流增大；在0°攻角来流条件下，喷口两侧方向舵所受侧向力与喷流推力方向相反，此时导弹的放大因子增大。     

基于共轭传热的单边膨胀后体温度场计算分析

基于共轭传热数值计算方法，对某高隐身无人机（UAV）单边膨胀后体喷流作用下的壁面温度分布进行研究，利用薄壁型网格解决了面积大且厚度薄的蒙皮、侧板结构导致的网格量过大的问题，构建精度较高的计算模型，并完成相关计算分析，主要结论如下：传统的单一流体计算虽然可以得到相似的温度分布，但得到的温度值偏高，最大可相差50 K以上；共轭传热计算可以得到更为符合实际的结果，并且可以得到结构内部温度梯度的分布，为热应力分析及结构设计提供指导；对比相同流动条件下不同金属材料的影响，某耐高温合金的壁面温度极值比金属钢高约30 K，且其上、下壁面的温差更大，梯度更高，两材料纵向肋板位置温度梯度极值分别为120 K/cm和65 K/cm。     

分开式排气系统气动性能与喷流特性数值研究

为分析大涵道比涡扇发动机分开式排气系统的气动性能、喷流特性以及挂架支板对排气系统性能的影响,采用数值模拟方法对2种结构形式的分开式排气系统流场进行了2维和3维计算研究。结果表明:挂架支板主要影响外涵流动,对外涵流量、总压损失等系数的影响随外涵落压比非线性变化,外涵进入临界状态后挂架支板造成的总压损失趋于不变,挂架支板对内涵流动的影响几乎不随外涵落压比而变化;外涵喷流主要通过内涵出口处剪切层影响内涵的流动,且其影响方式与喷管结构相关;喷管内涵气动性能不仅受外涵喷流特性影响,也与自身工况相关。     

固液捆绑火箭起飞喷流特性及对发射台影响研究

为了研究固液捆绑火箭起飞阶段多簇高度欠膨胀燃气射流冲击发射台及导流装置的复杂流场图谱，基于连续介质假设，建立固液捆绑火箭发射燃气羽流含Al2O3颗粒混合物流动的欧拉离散相气-固耦合流动模型，包括燃气多组分可压缩N-S方程、Al2O3颗粒流动方程、RNG k-ε湍流模型，并运用二阶Roe迎风差分格式求解控制方程的对流通量，二阶中心差分计算耗散项。在流动计算结果基础上，建立高温燃气射流的热辐射方程，采用离散坐标法(DOM)计算多簇燃气射流热辐射的影响，通过数值模拟得到火箭起飞时高度和漂移量对发射台和箭体底部底部燃气射流流动及热流密度的影响。所得结果可为发射台和箭体底部防热设计提供一定的参考依据。为了验证欧拉离散相模型及其数值方法的有效性，以固体推进剂标准发动机羽流热环境实验为对象，将数值模拟结果与实验数据进行了对比，发现两者的温度和热流密度相对误差分别为2.2%和3.7%，由此可见本文的方法具有良好的数值精度。