高马赫数层流摩阻数值计算精度

飞行器在高空高速飞行时黏性效应显著，摩阻预示精度对飞行器的关键气动性能意义重大。目前，摩阻预示主要依赖数值计算，但高马赫数层流摩擦阻力计算与试验测量结果仍存在差距。以具有高速飞行器典型部件特征的球锥、三角翼为对象，结合风洞试验摩阻测量结果，使用国家数值风洞（NNW）数值计算软件和自研CFD程序研究了数值计算中影响摩阻计算精度的格式数值耗散及壁面温度边界条件等重要因素。研究结果表明：数值耗散越小，表面摩阻的计算精度越高；在速度较低的边界层近壁区内关闭熵修正，将有助于提高表面摩阻的预示精度。此外，在高马赫数流动问题的数值模拟中，壁面温度条件对表面摩阻计算同样具有重要影响。最后，基于分析结果和工程需要提出了对高精度摩阻数值预示的研究需求。     

耦合凝相-气相动力学机理的二硝酰胺铵燃烧模型

为了研究二硝酰胺铵ADN(Ammonium Dinitramide)固体推进剂燃烧物理化学过程并预测其燃烧特性,建立一个耦合凝相-气相动力学机理的ADN燃烧模型.该模型基于凝相与气相的总连续方程、组元连续方程、能量守恒方程及有限速率化学动力学方程而建立,并引入多组元系统状态方程封闭方程组.模型中包含34种组元,个固相(凝相)ADN分解总化学反应和165个气相细节(基元)化学反应,并使用以温度函数表示的物性参数进行计算.应用气相燃烧模型财0.6 MPa下ADN燃烧火焰温度、组元摩尔浓度分布进行预测;应用耦合凝相-气相的燃烧模型对O.2 MPa～36 MPa压强区域内柱状端燃ADN推进剂燃速、燃烧表面温度进行预测,计算结果与文献报道试验数据较吻合.说明该燃烧模型能够较准确描述ADN气相燃烧波结构和ADN同体推进剂燃速特性.     

航天运载器磁悬浮助推发射关键技术

以航天运输为背景,研究了磁悬浮助推发射的磁悬浮、直线电机、空气动力影响和运载器分离发射等关键技术问题.通过磁悬浮系统比较,确定高温超导体EDS(Electrodynamic Suspension)系统是适合的磁悬浮技术方案,在单元静、动态实验测试基础上,研究其基本静态悬浮导向性能和刚度、阻尼特性,并建立缩比研究试验平台以评估磁悬浮系统的综合性能.通过分析2种直线电机类型及优缺点,确定双边感应直线电机是适合磁悬浮发射系统的一种直线电机加速方式,并确定脉冲磁流体发电的能量供给方案.通过磁悬浮发射空气动力影响分析,优化设计磁悬浮发射装置气动外形和气动布局,得出其基本气动特性,并提出利于实现系统俯仰力矩平衡的气动翼控制方案.研究了运载器同时滑离导轨式定向器分离发射方案,并通过动静法计算分析得出运载器从定向器滑轨上成功分离所需具备的基本动力学参数.     

高超声速飞行的若干气动问题

转捩、层流流动分离和气动误差带是高超声速飞行需要关注的几个气动问题。转捩与层流流动分离会对飞行器的气动特性产生显著的扰动,且这种扰动存在一定的不确定性;而如何合理地确定飞行器的气动误差带也是高超声速飞行的一个关键。本文主要从工程设计的角度对这些气动问题及其影响进行了论述,提出为满足高超声速飞行的需求,仍应针对所关注的问题发展相关的理论分析与数值模拟技术,进一步提升地面风洞试验的技术水平,并强调了开展相关气动飞行试验的重要性。     

高室压脉冲液体火箭发动机特性试验

为了研究高室压脉冲液体火箭发动机工作原理,增压规律以及脉冲特性,通过一系列冷热流试验对试验发动机进行了研究。冷流试验中使用水和氮气作为工质,试验发动机实现自主脉冲工作,验证了差动式可移动活塞应用在推力室中具有增压效果。热流试验中使用气氧/酒精为推进剂,使用传统挤压式推进剂供给系统。在可移动喷注器行程0.8mm条件下,获得9次连续脉冲,燃烧室峰值压强5.511MPa,高于推进剂供给压强（氧气路3.761MPa,酒精路4.424MPa）,表明在相同的推进剂供给压强下,高室压脉冲液体火箭发动机能提高燃烧室压强。     

含气相细节化学反应的二硝酰胺铵燃烧模型

为了研究二硝酰胺铵ADN(Ammonium DiNitramide)燃烧中的细节物理化学过程,建立了一个包含细节气相化学反应的ADN燃烧数学计算模型.该模型基于总连续方程,组元连续方程及能量守恒方程而建立,并运用了有限速率化学动力学原理,最后引入多组元系统状态方程以封闭方程组.此外,该燃烧模型还成功应用了包含34种组元和165个细节气相化学反应的化学动力学方案.使用该模型对0.3MPa下ADN燃烧气相组元摩尔分数与火焰温度分布进行预测,计算结果与试验数据相当吻合,说明该燃烧能够准确描述ADN气相燃烧波结构.     

跨声速下迎风格式的比较研究

研究了不同迎风格式的耗散机理,通过求解N-S方程,比较了其耗散性能.采用SST,EASM k-ω湍流模型,分析了湍流数值模拟中不同格式的计算精度,重点比较了迎风格式抑制壁面振荡的能力.选取跨声速收敛-扩张喷管内流场算例,从不同角度考察了格式的计算性能,数值计算结果和试验结果吻合,获得了不同格式耗散性能的比较结果.     

磁悬浮助推发射气动力分析及风洞试验

通过分析磁悬浮助推发射装置的空气动力特征,提出了其气动外形设计的合理原则.分析了磁悬浮橇体和支撑分离机构的气动外形方案,并确定了优化的气动外形设计参数值.考虑地面效应模拟的同时,在FD-06风洞中进行了缩比模型试验.结果表明,升阻力系数随着马赫数或运载器迎角的增大而增大,装置有上仰的趋势,迎角为0°时,阻力系数较小,各系数的变化也较小.     

壁温比对高速钝锥边界层转捩天地差异的影响研究

首先对比了天上飞行状态与地面风洞状态下钝锥边界层的转捩特性,然后利用基于线性稳定性理论的e^N方法对飞行状态与风洞状态下的钝锥边界层进行了转捩预示,最后研究了壁温比对高速钝锥边界层的稳定性及转捩的影响。研究结果表明,在低壁温比条件下,圆锥迎风中心与侧面的边界层先于两者之间区域转捩,转捩形貌与飞行实验结果相似;在高壁温比条件下,圆锥迎风面区域迟于侧面及背风面区域转捩,转捩形貌与风洞试验结果相似。壁温比是造成高速钝锥边界层转捩天地差异的重要影响因素。     

超声速大迎角分离流中三种湍流模型的比较研究

通过对雷诺平均N-S方程的数值求解,模拟了细长旋成体在超声速大迎角下的流场,比较了S-A,SST和EASM三种湍流模型。不同轴向位置的物面周向压力分布和实验结果的对比结果表明:湍流模型对物面压力分布影响较大。横截面流态分析表明,空间主体涡结构受湍流模型影响不大,靠近壁面的二次分离涡的模拟精度和湍流模型密切相关。弹体积分气动力受湍流模型影响不大,和实验结果相当吻合。