高超声速三维碳—碳烧浊流场的数值研究

本文针对高超声速再体的烧蚀现象 ,利用简单隐式TVD差分格式和激波捕捉法 ,数值求解三维化学非平衡Navier Stokes方程 ,其中化学模型是碳 碳 (C C)空气化学模型 ,考虑 12个化学组分和 31个化学反应过程 ,研究了C C烧蚀对再入体头部区域的壁面温度和热流分布的影响。为了计算效率和稳定性提出壁面条件显式处理的方法。对再入高度为 6 5km和速度为 8km/s的再入体头部区域烧蚀流场进行了数值模拟 ,用飞行迎角α =0°的计算结果与国外文献进行了比较 ,符合得较好。同时给出了三维小迎角α =5°的计算结果     

高超声速小钝锥尾流化学非平衡辐射研究

本文主要目的是研究化学非平衡对高超声速小钝锥尾流辐射的影响。计算结果表明：激发发射辐射比化学发光辐射重要，红外辐射比可光辐射重要。结果还表明：由化学非平衡瞬时辐射模型计算求得的ＮＯ５．３μ的辐射能比由局部平衡辐射模型求得的辐射能大３０￣７０％。由此可知，小钝锥尾流的化学非平衡辐射模型对辐射的影响是不能忽略的。     

欧拉方程多重网格方法及三维跨声速大迎角流动数值计算

本文给出一种粗、细网格时间步长可调整匹配至最优组合的多重网格方法以获得在最细网格上最大的加速收敛效益，二重网格中节省机时可达３５％。文中的数值方法可用于飞行器跨声速大迎角无粘有旋的涡干扰流场的模拟研究。     

超燃冲压发动机性能的初步分析

超燃冲压发动机是发展高超声速技术的关键,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义.用热力循环的方法对超燃冲压发动机的性能作了初步的分析,建立了超燃冲压发动机准一维性能计算分析模型,并分析了一些影响参数对发动机效率的影响.准一维的性能计算方法可作为多层次高超声速动力推进系统性能计算模型的第一层次的计算模型,具有简单、快捷的特点.影响参数的分析可应用于高超声速飞行器概念设计阶段飞行器主要的设计参数和飞行参数的计算和确定.     

中等高超声速弹体头,尾形状对气动性能影响的实验研究

六种常规弹体在两种细长比下头部和尾部形状时CN,Xcp的影响进行实验研究，实验名义Mach数为4．0，4．5，5．0和6．0，a＝0°～6°（或0°～8°）。获得了一些对高超声速飞行器研制有实用价值的结果。     

基于欧拉方程的跨声速翼型设计

给出了一种基于欧拉方程的跨声速翼型设计方法。方法以Ｔａｋａｎａｓｈｉ提出的“正反迭代余量修正”设计原理为基础，在气动力分析模块中，以欧拉方程为基本控制方程，并采用Ｗａｌｚ边界层方法对其进行粘性修正；反设计模块采用经过改进的二维翼型设计方法。方法的程序经过几个设计实例主题证明是有效而实用的。     

联合使用激波捕获—拟合法求解激波间断的跨声速流场

吸取激波捕获和激波拟合两种方法各自的优点,发展了一种求解有激波的跨声速流场的方法,并对回转叶栅中定常跨声速流场做了计算。计算中,通过捕获法确定初始激波位置,然后经反复修正,拟合出确定的流场通道激波。计算表明,这种方法可自动获得清晰的激波,流场中气流各参数分布合理。这一方法可适用于复杂边界和不同进口M数,计算时间仅比势函数方法多一倍左右。     

FL—23风洞洞壁对跨声速颤振的干扰影响

本文提供了在FL-23风洞中进行的试验研究结果。试验采用动力相似的四种不同尺寸的60°三角机翼平板半模型。结果表明:洞壁干扰提高了跨声速颤振临界速压,当模型展长对试验段宽度的比值Lm/B为0.687、0.600和0.512时,使颤振临界速度的压缩性修正系数分别减小3.8％、2.5％和1.4％。改变开孔率的试验定性验证了上述结果的合理性。     

典型几何和流动参数对高超声速进气道性能的影响

用N-S方程模拟了一系列典型二元高超声速进气道内压缩通道及隔离段模型,模拟发现内压缩通道及隔离段增压比、温升比和总压恢复系数等性能参数主要受面积收缩比、内压缩通道收缩角、隔离段长高比等几何参数以及内压缩通道进口马赫数、密度、附面层厚度等流动参数的影响。内收缩比和内收缩通道收缩角的增大都会使压缩增强;隔离段内沿程平均温升比、马赫数和总压恢复系数曲线则均接近平行直线。内压缩通道进口马赫数的增大也会使压缩增强,但较小的进口马赫数可能引起分离,进而增大增压比;而进口密度增大使附面层变薄,对气流的压缩减弱;进口附面层厚度对沿程平均温升比、增压比以及马赫数的影响近似线性。     

高速风洞支架干扰数值修正研究

提出了一种计算高速风洞支架系统对飞行器模型纵向气动力干扰量的数值计算方法 ,从跨声速全位势积分方程出发 ,编制了适用于飞行器全机模型及其带支架情况下的跨声速绕流计算程序。通过对双垂尾模型和GBM 0 3模型两个算例的计算 ,讨论了尾支撑位置及其几何外形参数对模型气动力的影响 ,并对GBM 0 3模型带短支杆情况下的纵向实验结果进行了修正。表明该方法对于分析研究风洞模型支架干扰问题并进行支架干扰修正是可行的、有效的 ,可以作为选择尾支撑位置及其几何外形参数和对跨声速风洞纵向实验结果进行支架干扰修正的工具。