缝隙大小对高超音速分离流的影响

本文提出了一些缝隙大小对高超音速分离流影响的实验结果。结果表明,缝隙大小明显地影响分离区范围,缝隙加宽使分离区缩小;缝隙存在也改变了分离状态下控制翼面的压力分布与传热分布。     

德国继续高超音速推进研究

德国继续高超音速推进研究对非对称二维喷管采用氢进行冷却研究之后，德国ＭＴＵ公司设想在１９９５年实现一个马赫数７的冲压发动机的实验机。德国的Ｓａｎｇｅｒ高超音速轨道飞机将采用涡轮喷气／液氢冲压组合发动机为动力装置。发动机拥有一个矩形进气道和一个扩压器。...     

超燃冲压发动机的验证器

超燃冲压发动机的验证器根据德国研制桑格尔两级可重复使用航天飞机用混合循环涡轮／冲压吸气式推进系统的一项计划的第１ｃ阶段计算，德国航空航天公司所属ＭＴＵ公司正在建造全冲压推进地面试验验证器。该验证器称为ＴＤＲ５００，长度为７ｍ，具有一个可变喉道面积的矩...     

计算谐振机翼气动力的激波膨胀波级数展开法

本文根据激波-膨胀波理论,忽略了反射波对翼面压强分布的影响,把斜激波之后和通过一族主特征线的压强展成级数,给出了沉浮和俯仰谐振翼型表面压强分布的近似解析解。然后应用片条理论导得三维机翼振动导数的闭式解。文中给出三角形机翼俯仰导数的几个实例,数值结果与现有其它方法的结果有很好的一致性。     

高超音速飞机鲁棒自适应控制的研究

由于高超音速飞机自身特有的结构以及飞行时所处的复杂条件，其高度非线性的数学模型往往很难获知，即便是建立的某种数学模型也是极为不准确的，因此许多传统的控制方法已经不再适用。所提出来的高超音速飞机鲁棒自适应控制，依靠在线调参的单隐层神经元来逼近其不确定的数学模型，使得整个控制过程对模型的依赖程度大大降低，除此之外，该控制方法还具有非线性解耦的能力，最后通过对某种高超音速飞机的仿真分析，验证了该方法的控制效用及强鲁棒性能。     

高超音速化学非平衡层流粘性激波层钝头细长体绕流数值计算

本文研究了高超音速化学非平衡钝头细长体绕流的计算方法,给出了耦合求解连续方程和法向动量方程的具体做法,以及在高空情况下考虑滑移边界条件后的数学处理。计算结果表明,对钝头细长体,可以将计算推进到三十倍头部半径的后身区域。     

PVM环境下提高并行计算加速比的数值实验研究

通过采用区域分割技术和拼接网络的接法，在ＰＶＭ并行环境下，对三高超音速绕流场场进行了多机并行计算，得到了较加速比，通过数值实验研究，讨论了负载平衡、不同的网格规模对加速比的影响。     

一种基于当地流活塞理论的超音速导弹气动伺服弹性分析方法

运用当地流活塞理论计算导弹的非定常气动力，在状态空间内实现了气动弹性系统与控制系统的耦合，并进行了时域分析。对某典型导弹的气动伺服弹性问题算例，计算了不同马赫数、不同迎角以及不同的传感器安装位置对导弹气动伺服弹性特性的影响，同时考察了控制系统的引入对不同刚度弹体气动伺服弹性特性的影响。算例结果与理论分析相吻合，表明该方法能简便的对全机、全弹复杂外形的气动伺服弹性正问题进行高效准确的分析，在较大范围的马赫数和迎角内都能得到可靠的结果。     

高超音速化学非平衡流的隐式格式迭代解法

针对高超音速化学非平衡流计算中的隐式TVD格式给出了一种迭代解法.该方法是在原有的Harten-Yee格式基础上,在每一时间步对无粘部分进行迭代运算,目的是为了加速收敛.借助对模型方程的收敛性分析,证明该迭代算法是收敛的.二维数值实验表明该方法对于高马赫数时的化学非平衡流能明显提高隐式格式的计算效率,其计算结果是满意的.