乙烯超声速燃烧部分预混火焰面模型数值研究

湍流涡结构的作用导致以扩散形式喷射燃料的超声速燃烧过程通常以部分预混的方式进行,为了使火焰面模型对这一燃烧过程描述的更准确,在模型中对扩散燃烧和预混燃烧状态均需要予以合理考虑。基于低Ma条件多区域火焰面模型(MRF)思想,发展得到了适用于超声速条件的部分预混火焰面模型。以碳氢燃料超声速双燃烧室结构作为验证算例,采用k-ωSST湍流模型、部分预混火焰面模型和乙烯(C2H4)的28组分72步化学反应机理对超声速湍流燃烧流场进行了数值研究。计算结果与实验数据吻合良好,验证了模型的准确性。加权系数计算结果表明,在中心剪切层和下壁面附近区域流场主要由预混燃烧控制,而其他大部分区域则由扩散燃烧控制。     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中火焰稳定性数值研究

对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室中PMMA的燃烧过程进行了基于动网格技术的非稳态数值仿真研究。基于超声速流中的耦合传热及质量注入建立了固体燃料燃烧的数值模型,研究了燃烧室构型和进气总温对固体燃料燃烧特性的影响。结果表明:和实验数据对比证实了本文数值模型的正确性。固体燃料超燃冲压发动机能够实现自点火建压和维持燃烧。在燃烧过程中,装药壁面燃速分布不均匀,凹腔逐渐变得扁平。随着主流流速增加和通道的扩大,凹腔的火焰稳定能力降低,直至熄火。初始凹腔较深、进气总温较高时有利于稳定火焰。当进气总温提升400K时,工作时间和燃料消耗量提高1.8倍。     

超声速预混气扩张流道热射流起爆研究

为深入理解超声速预混气射流起爆过程机理,采用块结构自适应网格加密程序AMROC,在并行计算系统中模拟单边扩张流道中H2/Air超声速预混气在持续热射流作用下的爆震起爆过程。结果表明,5.4°扩张流道上方的4mm宽度热射流在140μs时间内成功起爆了超声速预混可燃气;形成的爆震波前传速度为55.9m/s,过驱度只有1.059,接近为CJ状态的爆震波;扩张壁面使得射流诱导形成的弓形激波出现分离激波,分离激波与弓形激波相交导致弓形激波波后温度的升高,从而加速了爆震波面的形成;在扩张壁面的作用下,射流起爆的爆震波面更接近于CJ爆震波面。     

超声速火箭橇全程速度雷达测试方法

针对超声速侵彻类火箭橇试验的全程速度测试难题, 提出了多台雷达来向 与去向结合的接力测试方案, 并阐述了实现该方案需解决的关键技术及解决途径, 包 括：高精度同步与远端控制装置设计和多台雷达数据融合处理,最后通过试验对该方法 进行了原理验证,验证结果满足要求。     

具有气体动力和物理化学非均匀性的超声速物体绕流

本文研究的问题是超声速气流流过流体时产生的气体动力和物理化学非均匀性及其对物体空气动力特性的影响。     

美欧战区导弹防御系统发展新动向

为了应对俄罗斯正在研制的新一代超声速反舰导弹，美国和一些欧洲国家开始调整包括美国海军的“标准”系列导弹系统、美国／德国／意大利的“中高度扩大防空系统”系列导弹系统和法国的“紫苑”系列导弹系统等导弹防御系统计划，以增强技术和作战能力。开发新型号，扩大部署范围。     

细长圆锥低超声速绕流层迹流时空演化特性的研究

本文用数值方法研究了在大的迎角范围，采用局部抛物化流动模型所得到的有关圆锥有迎角绕流尾迹流中周期的谐分岔，亚谐分岔以及环上Ｈｏｐｆ分岔这三类不稳定性的时空结构演化与非线性相互作用。     

近超声速尾流中物体前面流动的特征规律性

在精心研究大量实验数据的基础上，确定出一以孤立物体之间的超声速湍充准则，从而得到计算参量的基本关联规律，有了这样的关联，就有可能计算出处于另一物体近尾流中的物体的热力的效应。     

功成身退——“猛禽”4003号原型机入驻美国空军博物馆

2008年1月18日,美国空军在精心准备了近一年之后,在位于莱特·帕特森空军基地的空军博物馆内,举行了 F-22A猛禽4003号原型机正式陈列的揭幕仪式。来自国防部和承包商的高级官员和众多雇员聚集一堂,亲眼见证了美国空军最新一代战斗机猛禽的原型机首次公开展出的历史时刻。从此以后,这架曾经在工程     

美国未来超声速客机发展规划及近期进展

NASA将未来N＋1、N＋2和N＋3代超声速客机分别定位为6～20座的超声速喷气公务机（SSBJ）、35～70座的较小型超声速客机和100～200座的较大型超声速客机，各代飞机的平台性能指标和需满足的节能环保标准将逐步提高。NASA与美国工业界和相关大学合作开展了相关的概念研究。