气体模型对高超声速再入钝体气动参数计算影响的研究

本文采用完全气体模型、振动激发气体模型、平衡气体模型、一温度非平衡气体模型、两温度非平衡气体模型和三温度非平衡气体模型进行了钝体高超声速绕流流场的数值计算。分析了各种气体模型对激波脱体距离、壁面热流、温度分布和密度分布等的影响。结果表明：采用两温度（或三温度）非平衡气体模型计算的激波脱体距离更接近实验情况；采用平衡气体模型计算的壁面热流量高，一温度非平衡气体模型完全非催化的壁面热流最低，而完全气体模型的壁面热流在两者之间。最后给出了各种气体模型的密度等值线比较图。     

温度仪表失控保护方法

通过对钟罩式气体流量标准装置的不确定度分析，确定了该标准装置的合成标准不确定和扩展不确定度，为气体流量计的检定提供了依据。     

氢氧全流量补燃循环发动机主要参数优化分析

根据给定的运载任务,建立了氢氧全流量补燃循环发动机的能量特性模型、运载器质量模型和轨道模型,以运载器有效载荷为目标函数,利用枚举法进行了发动机性能参数的优化研究.通过计算,验证了质量模型的准确性,得到了实现单级入轨发动机的最优性能参数,给出了在当前所能达到的燃烧室压强情况下的优化结果,为新一代氢氧全流量补燃循环发动机的研制提供指导.     

临界雷诺数下旋成体头部/后体和非对称涡流动响应间的确定性

 在尖拱形细长旋成体的大迎角（α=40°）流动中通过低速风洞测压实验研究了在临界雷诺数下模型头部扰动、后体粗糙度与非对称涡流动响应的确定性问题。实验雷诺数范围在1.0×10⁵～9.0×10⁵。实验结果分析表明，临界雷诺数下模型头部在不设置人工扰动情况下与非对称涡流动响应具有不确定性；而借鉴亚临界头部扰动与流动响应确定性问题的研究方法在模型头部设置人工扰动，结果显示响应存在确定性。关于后体粗糙度对响应的影响，实验结果表明临界雷诺数下该响应存在确定性。     

某涡扇发动机地面联试技术研究

某涡扇发动机采用空气起动装置进行起动，而一般的涡喷发动机则采用电机起动，为了此型机能安全，可靠性发动机飞机试验中上进行飞行试验，必须先在地面车台上进行发动机和其起动装置的联合试验，本文介绍了此涡扇发动机同其起动装置在露天标准地面试车中上进行地面联动试的试验方法，给出了此涡扇发动机和起动装置地面起动及推力瞬变性能的试验结果，并对试验和试验中出现的问题进行了简要的分析，试验表明，此涡扇发动机和其起动装     

非定常气动力计算中的偶极子格网法

从亚音速、跨音速和超音速三个方面叙述了非定常气动力计算中的偶极子格网法，且给出了其基本解法和计算实例。     

空气热力学参数对可压缩边界层线性流动稳定性的影响

本文详细讨论了空气热力学参数的不同近似方法对可压缩平板边界层线性稳定性的影响。数值结果表明Ｍ＝３以上的线性稳定性问题必须采用适当的热力学参数近似关系。     

离心式压气机级几何参数的最佳选择

将增压用离心式压气机的设计问题表述为其空气动力学损失极小化（效率最大化）的非线性数学规划问题，计入了多种几何、气动与机械约束条件。所述问题为一个单目标多变量（8个）有约束（24个不等式条件）非线性规划问题。采用外点法罚函数法将有约束问题处理为无约束问题，再用Sargent-Powell方法借助于抛物线拟合一维搜索得最优解，介绍了压气机性能估算模型。给出的算例说明该方法有效而且实用。     

电弧加热射流O2激光诱导荧光技术温度测量

采用ArF准分子激光器作为激发光源来激励O2-Schumann—Runge带系(B^3∑^-u←X^3∑^-g)193．3nm附近的转动吸收谱线，用紫外光电倍增管探测该带系256nm附近的荧光信号，建立了ArF准分子激光器O2激光诱导荧光流场测试系统。在建立O2单带测温模型和软件的基础上，利用Schumann—Runge带系(10，2)带的荧光信号、测量了氧氩混合电弧加热射流的径向温度分布。结果表明：我们建立的ArF准分子激光器O2-LIF测试系统是成功的。     

平面埋入式进气道的数值仿真研究与试验验证

通过对比平面埋入式进气道的流量特性、攻角特性和侧滑角特性的计算和试验结果,验证了本文数值方法的可靠性。在此基础上,利用CFD技术分析了其出口总压图谱的成因,探讨了该类进气道的内流场结构并分析了弹身附面层的影响。研究结果表明:(1)本文所采用的数值分析方法具有较高的精度,所预测的进气道出口截面总压恢复系数的相对误差在1%以内;(2)计算所得到的进气道出口截面高压区位置以及范围大小与试验结果相当吻合,但低压区范围稍大;(3)平面埋入式进气道沿程截面二次流的速度较大,表现为一对反向对涡。随着沿程截面的由前而后,该对涡的影响区域不断扩大,直至整个内通道中;(4)埋入式进气道出口截面的总压损失可分为管道外部损失和管道内部损失两部分。研究范围内进气道的外部总压损失要大于内部总压损失,且随着进气道平均出口马赫数的增高,外部总压损失和内部总压损失均逐渐降低。此外,当攻角从-2°变化到8°时,由于进入进气道内的附面层气流减少,管道外部总压损失不断下降,而其内部总压恢复系数的变化趋势并不明显,因而总压恢复系数随着攻角的增加而增加。