高温气体LTE模型参数计算方法及其在非平衡电弧射流状态诊断中的应用研究

运用统计力学的方法建立了高温氮氧氩混合气体LYE模型参数计算方法及标准程序(压力：10Pa～10^7Pa、温度：3000K～30000K)，这在国内是没有的。在此基础上，建立了高温气体LYE模型参数测量方法，对电弧等离子体射流的非平衡性质进行了检验，结果表明：电流80A、压力0．027MPa下，亚音速氩射流中心是LYE的，中心之外非平衡效应显著，偏离LYE、但是PLTE的，LYE温度与电子温度相差最大达3000K；电流70A、压力0．00149MPa下，超音速氩射流非平衡效应非常显著，LTE模型温度与电子温度相差最大达5000多K。     

非定常自由来流对飞机模型气动特性的影响

在国内首座非定常风洞中，研究了不同幅值、不同频率脉动的非定常自由来流对飞机模型气动特性的影响。结果表明，当来流减速时，升力系数增加，当来流加速时，升力系数减小；随着迎角的增大，非定常自由来流对升力系数的影响增大；当来流脉动频率一定时，随脉动幅值的增大，升力系数增大；当脉动幅值一定时，随脉动频率增大，升力系数增大。因此在研究飞机机动飞行的同时，考虑飞行速度变化的影响是十分必要的。     

带有横喷控制的导弹非定常流场数值模拟

从包含多种组分的N-S方程出发,采用NND2M差分格式,对带有脉冲发动机作为横向喷流控制系统、X型尾翼布局、飞行马赫数M∞=6.0、攻角α∈[-10°,10°]的导弹外流场进行数值模拟,研究了发动机非定常工作过程对导弹气动力动态特性的影响;计算表明喷口位于背风区时喷流影响较小,喷口位于迎风面时气动力变化较大,压心明显前移.     

耦合梯度与分级Kriging模型的高效气动优化方法

Kriging代理模型中引入梯度信息能够提高模型的预测精度,但常规耦合梯度的方法都有不足之处。本文结合分级Kriging模型,提出了一种变可信度分级Kriging模型耦合梯度（GEHK）信息的新方法。首先利用梯度信息,选取扰动步长得到初始样本点附近的派生点,以派生点拟合出能够预测目标函数趋势的低精度Kriging模型。然后以初始样本点修正该模型得到高精度的Kriging模型。翼型减阻优化设计算例表明,与常规耦合梯度的Kriging模型相比,基于分级Kriging的梯度耦合方法对于扰动步长引入的误差不敏感,明显提高了模型预测精度,优化效率因此提升并使得目标函数值下降得更加迅速。相比Euler解作为低精度数据的常规分级Kriging模型,由梯度信息得到的派生点为模型提供了更准确的全局趋势预测,取得了更好的优化结果。本文方法成功应用于翼型多点减阻优化问题,说明该方法对复杂设计问题有很好的适应性。基于分级Kriging模型的耦合梯度方法克服了常规方法的缺点,提高了模型全局拟合精度,是一种优化效率更高的Kriging方法。     

一种提高风洞动态试验数据质量的模型姿态控制和测量技术

低速风洞动态试验装置通常采用“电机+减速器+偏心机构+线性传动机构”的方式,存在传递环节多、机械间隙大等问题,给模型运动的精确控制和模型姿态的精确测量带来较大困难。为满足大型客机等大飞机对低速风洞动态试验的要求,基于现有的静态试验通用支撑平台,采用“电子凸轮”技术,建立了一套迎角/侧滑角解耦、可进行飞机小振幅动导数和大振幅非定常气动特性研究的动态试验装置。利用该动态试验装置进行了某飞机大尺度动态试验模型动导数试验和大振幅振荡试验,获得了试验数据的重复性,并研究了动态试验数据和静态试验数据之间的相关性。试验结果表明：利用该装置获得的某飞机动态试验数据重复性较好、规律合理,能满足大型飞机动态试验要求。     

飞翼无人机平面外形气动隐身优化设计

对一种双后掠飞翼布局隐身无人机(UAV)平面外形,基于参数化模型和网格自动划分技术,采用气动无黏/黏性数值求解模型和隐身工程评估方法结合单/多目标优化算法,在给定的变量设计空间中完成了气动隐身综合优化设计研究。通过多目标优化给出了布局气动升阻性能相对隐身性能的最优设计边界,指出了外形气动与隐身设计之间存在的冲突关系,即一方性能提升必会使另一方性能降低,不存在双方同时最优的解,飞翼外形设计时需要在气动与隐身间进行权衡折中。计算表明,在飞翼布局外形优化中应采用精度高的黏性气动计算模型。所建立的气动隐身一体化优化设计方法,为飞翼布局无人机外形精细设计奠定了基础。     

在电离层飞行的航天器近尾迹内电子数密度渐近解

本文讨论了航天器近尾迹流场电子数密度分布,给出无碰撞假设下等离子体绕带电圆盘流动的近尾迹流场渐近解。用匹配渐近展开法求解实际可能现出的三种情形的电子数密度分布。所得的摄动解对近尾迹流动的理论和数值研究有指导意义。     

机体腹部开口对飞行器气动性能的影响

以远程能量传输飞行器为研究背景,基于FLUENT软件求解三维非定常欧拉方程,对飞行器外形的复杂绕流场进行了数值模拟,对飞行器机身及全机在腹部能量入射舱打开和关闭状态下的气动特性进行了计算和分析.结果表明:飞行器腹部能量入射舱开口对单独机身所带来的气动性能损失很大;对全机的升力影响很小,而对全机的阻力和升阻比影响较大.     

天空飞行与地面风洞实验动态气动相关中的雷诺数影响

近10余年来，在3个动态气动专题领域内，地面风洞自由飞实验与对应的天空飞行器的绕流雷诺数虽然相差1～2个量级，但风洞自由飞实验结果多次预测或再现了天空飞行器出现的对飞行安全、飞行性能产生严重影响、其它地面风洞实验方法难以预测或再现的这3个专题领域内的动态气动特性，这至少为3个专题领域内天地动态气动相关中的雷诺数影响，提供了一个新的理解。     

两种导弹型的翼-身组合体的涡系干扰

通过染色法和氢气泡法流态显示技术观察了迎角从零至25°的两种翼-身组合体的涡系干扰现象,一种是十字翼-身组合体,另一种是×字翼-身组合体。并且对两种组合体涡系干扰的差异进行了分析比较和讨论。为了比较,对单独外露弹翼也进行了实验观测。