用DES方法数值模拟喷流开启/关闭时的流场

针对喷流在开启/关闭时的气动特性进行了数值模拟。控制方程为Navier-Stokes方程,其求解采用了基于面的有限体积方法,该离散方法适合任意网格单元。空间离散采用了Osher格式。同时也采用了基于Spalart-Allmaras一方程模型的DES模型。对非定常过程的处理采用了双时间步长。在加速收敛的过程中采用了区域分裂的并行技术,利用METIS进行网格分区,MPI库函数作为并行环境,并采用了非阻断通信来进行区域间的信息交换。对导弹在来流马赫数为6.15时开启/关闭喷流时的流场变化进行了数值模拟,并与实验结果进行了比较。结果显示,该方法对处理此类问题非常有效。     

发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟

针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较,分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ,不同飞行高度及喷管进口总压开展计算,研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明,保持飞行高度、来流马赫数不变,喷管进口总压增加,底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处,且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变,飞行高度增加,喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下,底部压力系数由负转正,即飞行器底部会出现正推力,这对飞行器的射程会产生重要影响,需要提前评估。     

单喷管火箭自由喷流噪声数值模拟

利用非定常燃气流场数值模拟方法,研究超声速喷流核心区及其外围亚声速区燃气流动态分布和流动特性,在此基础上利用欧拉方程条件的伽辽金有限元方法以及FWH方法,实现并完成喷流噪声传播特性、辐射特性数值模拟。喷流噪声数值模拟结果显示：燃气流推进初期,强喷流噪声区域紧随燃气流前锋;燃气流场相对稳定后,强喷流噪声区域主要位于燃气流等能区末稍,一些小尺度试验的燃气流激波系附近也存在较强喷流噪声。这些强喷流噪声主要由燃气流前锋带动的大涡动态卷吸、燃气流强湍流脉动以及激波扰动引起。受数值模拟网格分辨率影响,当前仅能保持中低频段声压级数值模拟结果与实测结果总体接近。     

点火发动机形成的受限喷流流场数值模拟

从曲线坐标下的气体Ｎ－Ｓ方程出发，采用ＥＮＯ差分格式，对点火发动机工作初期，在固体火箭发动机内腔形成的受限冷喷流流场进行数值模拟，在此基础上，分析了喷流的流场结构及特性。     

尾部喷流对飞行器阻力影响的数值模拟分析

底阻在弹类飞行器阻力中占比较大,准确预示底阻对于弹类飞行器飞行性能评估至关重要,而发动机尾部喷流对底阻影响明显。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的流场仿真方法研究了飞行器底部发动机喷流和外流干扰流场特性,主要分析了喷流对飞行器阻力的影响。飞行器安装了两台推力可调的液体火箭发动机,发动机在不同飞行工况下采用不同推力工作。分别研究了亚音速、跨音速和超音速典型飞行工况下弹体底部无喷流状态、单喷管喷流状态和双喷管喷流状态时,飞行器阻力变化情况。结果表明:不同马赫数下,发动机喷流对底部阻力影响情况基本一致,与无喷流情况相比,当发动机工作时,无论单喷管喷流还是双喷管喷流状态,底部发动机喷流引射效应明显,弹体阻力系数明显增加。     

侧向喷流干扰流场建立与消退过程数值模拟

针对高超声速轨控侧向喷流的非定常干扰效应问题,应用非定常数值模拟方法和多重网格加速收敛技术,研究了锥-柱-裙外形轨控侧向喷流干扰流场的建立和消退过程,获得了详细的喷流瞬时干扰流场结构特性,分析了法向力放大系数、干扰力矩系数、法向力系数及俯仰力矩系数随时间的变化特性。研究结果表明：在侧向喷流干扰流场建立和消退过程中气动力变化较大,存在峰谷值;法向力放大系数及干扰力矩系数的定常值和非定常时均值之间存在明显差异。     

导弹轨控喷流气动干扰全空域插值方法研究

导弹侧向喷流气动干扰受海拔高度影响显著,主要原因在于雷诺数和压力比会随海拔高度的变化而变化。受大气参数的影响,雷诺数和压力比的变化规律并不一致。为能在现有气动模型基础上既保证插值精度又减少节点数,通过数值模拟方法研究了雷诺数和压力比对轨控喷流气动干扰的影响。结果表明:海拔高度对喷流气动干扰的影响主要由压力比变化造成,雷诺数变化产生的影响相对较小,且喷流干扰与压力比间存在一定的线性关系。因此,提出了一种基于压力比的喷流气动干扰插值方法。相比于传统的基于高度的插值方法,该方法可显著提高插值精度,并减少节点数,适用于全空域轨控喷流气动建模。     

钝头飞行器高超声速侧向喷流干扰流场特性研究

采用数值模拟方法求解N-S方程,对高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场中的流动分离和旋涡特性,及其对喷流干扰区压力分布的影响进行了研究。在中小攻角时喷口前存在干扰引起的主分离涡和二次分离涡,喷口前拐角处还存在另一个调和主分离和喷流的第三个马蹄涡,大攻角时这三个马蹄涡消失,干扰规律与中小攻角不同;表面流谱中小攻角时为典型的双分离线和双再附线结构,主分离和二次分离为典型的闭形分离,大攻角时主分离非常靠前,且为鞍、节点结合的开式分离结构,干扰区内的分离为横向分离流动;不同的干扰流场结构导致中小攻角时主分离激波和喷流弓形激波在压力分布产生两个峰值,主分离马蹄涡和喷口前拐角处马蹄涡则产生两个波谷,随攻角增大分离区扩大,波峰和波谷都前移,峰值下降,大攻角时喷口前马蹄涡消失,压力波谷也消失,实验压力分布也从某种程度上验证了大攻角干扰流场特性与中小攻角差别的合理性。研究表明,在不同的攻角状态下高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场分离和旋涡特性有很大的差别,引起喷流干扰区压力分布的明显不同,必然导致对喷流控制效率的严重影响。     

发动机喷流对飞行器飞行姿态影响的研究

针对某型导弹的实际飞行结果，在对立了合理的发动机推力模型及喷流模型的基础上，采用多学科的一体化仿真方法，重点研究了发动机喷流干扰对该型导弹飞行性能的影响。结果表明发动机喷流与发动机推力偏心及偏斜的共同作用将对飞行器飞行姿态和弹道产生显著影响，在飞行控制系统的仿真研究与参数整定中应综合考虑这些因素。     

超高空系缆气球的空气动力特性试验研究

介绍自然形状和流线形状两种高空系缆气球的空气动力特性。着重探讨攻角和雷诺数对升力、阻力和俯爷力矩的影响。指出：合理、良好的气动外形（具备可靠的稳定性和最小阻力），对提高抗风能力、增加留空时间都有重要意义。     

开展我国载人航天空间环境地面模拟试验的建议

文章通过分析比较美国和俄罗斯载人航天发展的经验与教训,提出如何开展我国载人航天空间环境地面模拟试验的建议,从而保证我国载人航天飞行的成功.     

飞行实测数据相容性检验的三步法

本文指出了１９７７年Ｋｌｅｉｈ首先建立后被各国所广泛采用的相容性检验数学模型存在的局限性，详细地分析了其在飞行实测数据应用中的缺点及其适用性。给出了新的飞行数据鲁棒相容性检验三步法，采用数值稳定的快速三角化平方根分解滤波算法进行参数估计，仿真及实际应用五实了本文有效性。     

空间交会对接的仿真技术

空间交会对接涉及到两个航天器同时要进行多达12个自由度的轨道和姿态控制问题。这不仅在理论上,而且在技术实现上都是相当复杂的。为了确保交会对接的成功并尽量缩短交会对接的时间,必须用实际硬件和星上软件进行整个RVD控制系统的仿真试验。本文主要论述对交会对接仿真技术的要求,仿真方法和关键仿真设备。     

可靠性仿真方法在某系统应用中的比较

对某固体火箭发动机系统，用三种可靠性仿真方法：直接仿真方法、期望估计技巧以及拟仿真方法，分别进行了系统可靠性仿真运算。给出了相对应的算法，运行按算法编写的Ｃ 语言程序，得出各种仿真方法的仿真结果并进行了分析。然后对仿真结果的误差进行分析，从误差、时间及算法复杂性几个方面进行了比较，从而挑选出符合该发动机系统可靠性仿真要求的仿真方法。     

亚声速低密度风洞的现状和发展

随着我国在临近空间和深空领域探测活动的推进,低密度环境模拟气动试验设施的缺乏极大地制约了相关技术的开发利用,发展相应的亚声速低密度风洞具有重要的意义。文章介绍国外几座典型亚声速低密度风洞的设计特点、关键技术和试验能力,分析国内在空天一体化和深空探测发展中遇到的低密度低雷诺数气动力学问题,提出建设亚声速低密度风洞的需求。通过对国外几座典型亚声速低密度风洞的对比分析,探索我国亚声速低密度风洞的发展方向和技术需求。     

顺逆流向喷流干扰下二体分离气动力风洞实验研究及前体轴向力特性

本文概述了具有顺，逆流向喷流干扰的二体分离气动力风洞实验技术研究。对有喷流干扰引起的前体轴向气动力特性，作了简单的介绍。最后对有顺、逆流向喷流干扰的前体底部流动模型作了定性的描绘，可供理论研究时参考。     

同步卫星天线反射器的真空非均匀温度模拟试验与分析

本文介绍了同步卫星天线反射器在真空非均匀温度场的变形试验技术及其测量结果。为了实现在反射器上达到低温-150℃、高温120℃,采用了太阳模拟器与红外加热笼综合加热、液氮致冷以及设置各种反射板的方法,获得了较大的温度梯度,使模拟效果较为满意。试验中模拟了太阳照射的四种工况,相应地测量了反射器上的温度与应变分布,并计算了热变形与位移值。该结果对卫星天线结构设计与分析有一定的参考价值。