以流面坐标系任意特征线计算超音速绕圆—椭圆三角翼的流动

本文以流面坐标系沿任一条特征线的物理量变化关系式对音速前缘圆—椭圆三角翼的绕流作了计算。其在流面坐标系沿任一条特征线的物理量变化关系式是根据文献[1]所推导得的公式。计算得的机翼表面压强分布与文献[3]、[4]及文献[5]、[6]作了比较;并与文献[7]、[8]的实验结果也进行了比较。结果表明,本文Δζ~3=0.19635的计算结果与文献[3]、[4]、[5]、[6]的计算结果符合较好,而Δζ~3=0.087266的有向实验靠近的趋势。     

超音速轴对称有旋流特征线法的计算程序

编写了一个ＦＯＲＴＲＡＮ７７程序，计算了Ｍａ０为２．０￣５．０的超速轴对称有旋流Ｃａｕｃｈｙ问题的一些特征线网，但推进方向是从初值线在物面，这样，可以对物形进行反设计，在设计科波机时，可以选用这种流场中的流面作为其升力面的组成部分。     

固体火箭—冲压组合发动机燃烧效率的实验研究

本文研究了固冲发动机含铝推进剂的燃烧过程,为了合理组织主、次流的掺混流场,选用不同型式的火箭喷管进行试验。测量了四孔非平行进气的次流静压分布;单独主流的总、静压分布;音速单喷管等六种喷管的主次流掺混流场的速度场。 本文分析了铝颗粒完全燃烧的三条件,并结合火箭喷管型式对冲压室内掺混流场的分析,选用了具有4×φ12—15°斜喷口的多孔分流式亚音速喷管为火箭喷管,进行了燃烧效率试验。实验结果表明,冲压室燃烧效率比采用音速(或超音速)单喷管时提高30％左右。 燃烧效率试验用的装药为含铝贫氧推进剂,重量5.5—8.9公斤,工作时间14—23秒。     

大洋洲 非洲

澳大利亚 昆士兰大学极超音速中心研制的7倍音速喷气发动机今天在南澳大利亚州伍默拉沙漠试发射成功。极超音速喷气发动机的发射成功．标志着澳大利亚在极超音速领域取得重大进展，将来可能作为国际航空航天领域的主要成员参与角逐。这次发射用了8分钟，进行得非常顺利。极超音速喷气发动机将是航空业的一次革命，如果实际用到航空器上，     

火箭及导弹的底阻计算方法及其CRMBP程序

本文叙述了作者开发的基于Chapman-Korst理论的超音速底部压强计算方法及其计算程序CRMBP。该方法及程序计及了喷流、喷管和火箭后体多种参数的影响,以及羽流诱导分离情况。计算结果与实验结果符合得较好,特别是冷喷流情况。本文的方法及其程序可供设计部门作设计计算及参数分析使用。     

高超声速热化学非平衡空间格式的扩展与改进

扩展、改进和分析了ROE,MAPS,LDFSS,HLLC,HCUSP和ECUSP6种高分辨率空间格式于热化学非平衡流的计算中.采用5组分17反应的Dunn-Kang化学反应模型和Park的双温模型计算了三维球头算例,得到如下结论:ROE和MAPS格式精度高于LDFSS,HLLC和CUSP类格式;基于ROE平均的界面音速可提高格式的鲁棒性及斜激波捕捉能力,同时对流场参量的计算无影响;ROE平均音速的引用改进了MAPS和ECUSP格式.为热化学非平衡流场计算格式的选择提供了参考.     

吸气式发动机

多年来,工程师们一直致力于设计一种具有超音速,即大于5马赫或5倍于音速的飞机。这种由吸气式喷气发动机推动的高性能超音速飞机甚至可以到达地球轨道——这是40年前对于该可能性的第一次大胆设想。最近,随着科学技术的成熟以及对地空发射要求的提高,科学家已经开始认真考虑通过该设备前往太空的可能性。     

喷流粘性数值模拟中的混合型出流边界效应

数值模拟了三维粘性半球柱喷流流场，数值格式为Ｊａｍｅｓｏｎ的显式中心有限体积方法．针对喷流下游出流边界出现的亚音速外部绕流与超音速喷流的相互作用的问题，重点对比研究４种下游出流边界条件的处理方法：①Ｒｉｅｍａｎｎ不变量关系法；②内点外差法；③依边界当地Ｍａ数，亚音速时采用Ｒｉｅｍａｎｎ不变量关系法，超音速时采用内点外差法；④特征变量法．     

气动塞式喷管实验与数值模拟研究

提出了塞锥型面设计的特征线法及示例结果,得出了侧喷管粘性跨音速和超音速内流场数值计算结果,及塞锥外流和尾流的Euler方程解,总结了塞式喷管工作特性的固体推进剂燃气模拟实验系统、实验结果及主要结论.塞式喷管火箭发动机是一个复杂而有挑战性的研究方向,对于发展新一代先进天地往返运输系统有重要作用.      

基于策略和流分类的MPLS显式路由算法

提出一种基于策略和流分类的多协议标记交换(MPLS,Multi-Protocol Label Switch)流量工程显式路由算法,算法分离线计算和在线计算2个步骤实施.离线计算基于多商品流问题,计算使网络总体资源耗费最低,并且能够满足流的带宽需求的每链路每流带宽分配值.在线计算根据这种带宽分配结果,实时计算最短路径作为单个流的显式路由.离线计算和在线计算相结合可使网络流按照其固有的流量分布特征合理地映射到网络物理拓扑中,在一定程度上避免了因路由计算不合理而导致的网络性能退化和资源使用不均衡等问题.算法综合考虑网络流量、资源、管理策略等要素,能够较好地平衡网络资源的使用,提高网络资源利用率,有效实施MPLS流量工程.      

超音通流风扇叶栅流场数值模拟

用矢通量分裂法求解Ｎ－Ｓ方程和Ｅｕｌｅｒ方程，对超音通流风扇叶栅流场进行了数值模拟，由计算结果给出的物理图象表明，叶栅通道内没有强激波，亦未出现分离回流，全叶栅流场均为超音速，说明计算的两种叶型符合设计要求，其性能有待实验检验。     

热膜测量超音掺混流氦浓度的研究

在时燃烧喷氦的冷流试验中，利用吸气式热膜浓度感头，直接测量局部混气的热膜电压，由此根据静交准可获得超音速流通掺混层氦气深度这种局部混气深度测量方法不需要取样及气体分析，实验表明，这种吸气式热膜深度感头测量的相关参数具有良好的精度。     

太阳风局部加速的磁流体力学过渡特征

本文讨论了轴对称磁力线管中太阳风从亚声速和亚阿尔文速度加速到超声速和超阿尔文速度的过程。考虑到流动和场的二维效应以后,除去临界声速线M2=1以外,还有临界阿尔文速线M_A2=1和M2+M_A2=1。这时,磁力线管中存在三次过渡,使磁流体力学方程组的类型从椭圆型变为双曲型,再变为椭圆型,最后变为双曲型。由于日冕中的典型声速和阿尔文速度具有相同的量级,而且人们对磁力线管的急剧膨胀很有兴趣,这就需要讨论二维磁流体力学方程组的自(冫合)解。太阳风的局部流管中有可能出现多次过渡的流动特征。      

基于凝结实验平台的音速喷嘴凝结现象研究

音速喷嘴中流动的蒸汽或含湿气体由于自身的温降而发生凝结现象,对音速喷嘴的计量会产生一定的影响。针对音速喷嘴凝结现象和自激振荡的复杂变化情况,利用一套凝结实验平台研究了音速喷嘴内湿空气凝结现象,得到了不同条件的喷嘴沿程压力,并建立了凝结流动Eulerian两相模型,对凝结现象的影响因素进行了数值分析,使实验结果得到了验证和补充。结果表明,载气的压力、温度、湿度会对凝结产生比较大的影响。凝结发生位置伴随载气温度、湿度的提高而前移,强度有所增大。随着载气压力的增大,凝结发生位置前移,但是强度相对减弱。自激振荡的频率与载气湿度、温度呈正相关,与载气压力呈负相关,振幅与载气的压力、温度、湿度均呈正相关。     

跨音速机翼设计方法的改进

以Takanashi提出的"正反迭代、余量修正"的原理为基础,针对其当机翼上表面存在较强的超音速流动时,解的收敛性不好的问题,对Takanashi方法进行改进.具体方法就是在控制方程的双曲部分引入基于迎风格式的附加项.通过对某干线飞机机翼的设计,证明了改进后的方法是成功的,设计结果在超音区有很好的收敛性.      

基于熵限制的Baldwin-Lomax湍流模型

针对Baldwin-Lomax(BL)模型在模拟超声速复杂流动中的不足,提出一种基于熵限制的新型修正方式.分别采用原始的BL模型(BL-origin)、修正后的BL模型(BL-entropy)以及Wilcox k-ω两方程模型对超声速平板、超声速二维压缩拐角以及膨胀-压缩拐角3个典型算例进行计算,结果表明BL-entropy 能够较好地获取长度尺度进而得到均匀合理的涡粘性分布.同时,该修正方式简单高效并且适用于其他与超声速边界层有关的模型,具有较大的发展潜力.     

超声速横向气流中燃料雾化的数值模拟

对超声速横向气流中燃料雾化过程采用欧拉-拉格朗日方法进行了数值模拟,气相场用欧拉法计算,液相场采用拉格朗日粒子跟踪方法计算,通过方程源项考虑液相对气相的影响.在液相的拉格朗日计算中采用改进的混合雾化模型来研究雾化过程.针对超声速横向气流中雾化的特点,结合雾化机理和实验测量结果,对原有的混合雾化模型进行了改进,并将改进后的计算结果与TAB(Taylor Analogy Breakup)模型和Reitz波模型的计算结果进行了对比.结果表明:改进的混合雾化模型的计算结果与实验测量值符合较好,更适合用于超声速横向气流中燃料雾化的数值模拟.     

超音轴向分速风扇/压气机叶栅流动特征分析

本文介绍了三种带冲波的超音轴向分速叶型设计,及其叶栅流场计算,分析了这些叶栅流场特征。在计算的反压条件下,全部波系均控制在槽道内,叶栅槽道内存在不同大小的轴向分速超音区,这种叶型叶栅可承受的增压比高,总压恢复系数较低,这类叶栅的性能和流动特征尚缺少实验数据和理论分析。     

超燃燃烧室等离子体点火和火焰稳定性能

为了研究热等离子点火器在超燃冲压发动机中的应用,在来流马赫数2.0工况下,针对乙烯和氢气两种燃料,进行了超燃环境中等离子体点火的试验和仿真研究.在来流总温1 500~1 950 K,燃料当量比0.1~0.55范围内对等离子点火器的点火和改善燃烧性能的性质进行了详细分析.结果显示:对于氢气和乙烯燃料,等离子体点火器使两种燃料的点火性能均得到明显改善,点火延迟时间大大缩短,燃料着火范围扩大、贫燃极限当量比降低.但未观察到其在加速掺混以及改善燃烧性能方面的明显作用.进行了与乙烯燃烧试验对应的数值仿真工作,选用了两种乙烯化学反应模型进行对比研究.仿真结果显示:8步9组分反应模型与试验结果符合较好,而3步6组分反应模型过高的估计了反应剧烈程度,燃烧室压力值偏高,压力起始上升位置偏向上游.所用的8步模型比3步模型更适合于超燃燃烧室中乙烯反应的模拟.