欧拉方程多重网格方法及三维超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的多重网格方法以获得在最细风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。     

增压连续式跨声速风洞的防喘振措施——直接放空的研究

安全、可靠的防喘振措施是保证增压连续式跨声速风洞安全运行的重要条件之一。直接放空作为防喘振措施的可行性得以讨论。在建立一个考虑压缩机和风洞回路相互影响数学模型的基础上，通过数值仿真，分析了直接放空对风洞和压缩机的影响。结果表明：对于增压连续式跨声速风洞，直接放空只是带来风洞工作点一个短暂的过渡过程，不能有效地使工作点脱离喘振区。     

某全机跨声速颤振模型颤振特性仿真与试验验证

针对某全机结构相似跨声速颤振模型,进行了有限元(FEM)模型结构模态分析和偶极子网格法(DLM)法颤振计算以及CFD方法的跨声速颤振特性仿真。在FL-26风洞中完成了跨声速颤振风洞试验。通过试验结果与仿真结果的相关性分析,验证了一种全机复杂耦合的颤振形式。通过对基于N-S方程的跨声速颤振仿真程序进行评估与验证,证实在飞机非定常CFD仿真上取得了进展并且具有足够的精度。综合CFD仿真与跨声速颤振风洞试验,可以对全机复杂耦合的颤振特性进行工程颤振设计。     

SR-72高超声速飞机发展前景分析

美国《航空周刊》于2013年11月1日披露了SR-72高超声速无人侦察机项目,据介绍该机采用并联式涡轮冲压组合发动机,     

《航空学报》第35卷2014年主题索引

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超声速飞行器油箱全方程控制模拟气动加热试验研究

超声速飞行器油箱受气动加热影响,其外表面不断与来流进行热交换,油箱内部的燃油也会受到气动加热影响而使燃油温度及供油温度不断升高,应用全方程控制加热试验技术,在地面进行超声速气动加热模拟条件下飞行器油箱传热试验,在试验中经参数测量获得了油箱供油特性,结果表明全方程控制加热试验技术准确模拟真实油箱气动加热状态,为油箱供油系统设计及性能分析提供试验验证方法,测量得到的油箱内燃油温度为277℃,供油温度为126℃,满足冲压发动机不能高于150°C的要求。     

高超声速飞行器前体/进气道参数重要性测度

针对机体推进高度一体化的吸气式高超声速飞行器前体/进气道相关参数对其性能指标的独立和交互作用问题,基于回归模型和二阶混合中心矩理论,以总压恢复系数为性能指标,提出了参数重要性测度新方法。设计了二维混压楔形前体/进气道变几何构型方案并给出重要性测度模型,定量和定性地对参数重要性进行了对比和分析。研究结果表明:前体/进气道相关参数间具有强的非线性作用,交互作用非常显著,独立作用可以忽略不计,且重要性测度模型易于扩展。     

进气道中激波-边界层干扰特性研究

针对高超进气道中激波/边界层干扰等现象,选取了24°压缩拐角及二维高超进气道DLR-GK01等算例,比较研究了混合网格并行数值模拟软件中SA、SST、TNT三种湍流模型对激波/边界层干扰等现象的模拟能力,主要考察了不同湍流模型对流场结构、壁面压强以及壁面摩阻的影响。结果表明:三种湍流模型在模拟大分离流场时存在不同的流动分离特性,TNT湍流模型较SST和SA湍流模型模拟的分离起始位置、分离区大小及边界层厚度与实验吻合度最好。     

类X-37运载器气动布局概念设计

利用二次曲线方法与基于类型函数和形状函数的CST方法,提出一种类X-37高超声速飞行器气动外形,进行机体的气动力分析和控制舵的匹配设计,研究飞行器的气动特性和操纵效率问题。研究表明,该方案可以获得较高的配平攻角,有较高的容积利用率和机动控制效率,可以作为未来航天飞行器的潜在可行方案。