带跨音结尾激波的二元收-扩管内附面层控制实验研究

本文较深入地研究了由直-曲壁构成的二元收-扩管内收敛段底壁的附画层抽气板形状,在吸除系数为1条件下,吸除附面层对几何喉道附近壁画、对跨音结尾激波与扩压器壁附面层干扰区上游的附面层发展的影响;研究了结尾跨音激波与扩压器底壁附面层干扰区的附面层控制对其下游的流场畸变的影响;文中并对有、无附面层控制下的干扰区下游的动态畸变作了比较.指出,通过对干扰区的附面层抽吸,近壁面的紊流度峰值和平均值大大下降.     

砾漠大风地区铁路路堤风载荷模拟实验研究

利用大气边界层风洞对砾漠大风地区铁路路堤进行风载荷模拟实验研究。实验中较好地满足了相似准则，重现了风区现场实测所获得的大气边界层风特性。通过对模型表面平衡和脉动压力的测量以及对模型附近流场的测量，分析研究了路堤风蚀机理，为采取防风蚀的工程措施提供了科学依据，事实证明模拟实验结果是十分有效的。     

凹型粗糙元对边界层稳定性的影响

为了能够利用eN方法对带有凹型粗糙元的平板边界层进行转捩预测.通过数值模拟和流动稳定性的方法研究了马赫数为4.5的超声速边界层中凹型粗糙元对扰动演化的影响.对两种尺度的凹型粗糙元下扰动沿流向的幅值和增长率分布进行了计算.结果表明:凹型粗糙元对基本流的影响只是局限在凹型粗糙元及其附近很小的范围内.凹型粗糙元对扰动幅值的演化有抑制作用,尺度越大抑制作用越明显.在凹型粗糙元的后面,凹型粗糙元对扰动幅值的增长率的影响很小,相对变化量在2%以内.验证了对壁面有凹型粗糙元的情况,可以通过流动稳定性分析加N值修正的方法进行转捩预测.      

壁面的表面粗糙度引起的Stokes层亚临界不稳定性

用数值模拟的方法研究了二维壁面的表面粗糙度下Stokes层的非线性亚临界不稳定性问题.发现当粗糙度高度极小时,响应系数曲线与线性情况就会产生较大偏离.随着粗糙度高度的增加,扰动1阶谱会出现亚谐波的成分,粗糙度高度的进一步增加使扰动1阶谱进入混乱阶段,显示出亚临界失稳的过程.根据粗糙度高度与扰动1阶谱演化的特征关系,定义了临界粗糙度高度,并给出临界粗糙度高度与雷诺数的关系曲线.结果表明:临界粗糙度高度随着雷诺数增大而减小.雷诺数为300左右时,微米量级的粗糙度高度就可能引起Stokes层的亚临界失稳,发生转捩,由此也可以给出实验中观测到的转捩通常都发生在雷诺数为300附近的原因.      

超声速平板边界层中流向涡的生成条件

针对马赫数为4.5的超声速平板边界层,基于线性稳定性理论（LST）选取初始扰动组合,通过直接数值模拟（DNS）,计算了第一模态不稳定波扰动组合沿流向演化生成流向涡的过程。采用改进Omega-Liutex旋涡识别方法进行涡识别,结合流向不同位置截面的流线图,分析了流向涡的生成特性。根据流向涡在zy截面内的流线特征,提出了流向涡的生成条件,研究发现:流向涡可以直接通过一对展向对称的第一模态不稳定斜波扰动与基本流叠加得到,不是必须经过非线性作用。      

燃料射流隔板对受限超声速反应混合层流场和燃烧特性影响

为了研究燃料射流隔板壁面扰动对于受限超声速反应混合层流场和燃烧特性的影响,基于抽象物理模型激波和膨胀波理论推演,得到了隔板诱发壁面扰动下的受限超声速反应混合层流场结构,并采用数值模拟方法进行了验证。数值结果表明,隔板诱发壁面扰动下的受限超声速反应混合层流场主要由冷态主导,且相对无隔板扰动多了回流区、激波、膨胀波、波与反应混合层相互作用等复杂现象。在此基础上,对于不同隔板厚度计算的结果表明,随着隔板厚度的增加,隔板下游的回流区增大,上下膨胀产生的压力不平衡加剧,反应混合层会产生偏斜,回流区厚度和偏斜距离与隔板厚度成正比。此外,第一道反射激波存在降低点火延迟的作用,且存在一个隔板厚度阈值,阈值以下随着厚度增加点火延迟随之降低。同时,后续的多道反射激波导致混合层发展的局部起伏和局部燃烧增强。     

火箭仪器舱仪器安装板的振动控制试验研究

本文在对长Ⅲ甲运载火箭仪器舱进行了试验模态分析的基础上，对长Ⅲ甲运载火箭仪器舱进行了可控约束阻尼层主被动一体化振动控制试验研究，研究结果表明，可控约束阻尼层结构对火箭仪器舱这一大型复杂结构进行振动控制是非常有效的。     

转捩诱导法向力及其对细长尖锥气动特性的影响

边界层转捩时,是否会出现诱导法向气动载荷,这是一个很有意义的问题。本文介绍了在高超音速风洞中完成的静态气动力实验与动态气动力实验,它证实这种诱导法向载荷是存在的,是边界层转捩的不对称性造成的,并对细长锥的气动特性有明显而呈规律性的影响。     

固液火箭发动机性能特征

介绍了国外固液火箭发动机研制的进展。阐明了固液发动机比冲、可多次启动—关机、推力可调、安全性好和成本低等特点。分析了固液发动机推进剂的燃烧特性和发动机性能特性、与液体和固体火箭发动机的不同，以及研制的技术难度等。最后探讨了固液火箭发动机的应用范围。     

可压缩自由剪切层纹影试验研究

利用纹影成像技术,在新近研制的超声速剪切风洞中测出了可压缩剪切层的厚度增长率曲线,并捕获了其中的瞬时涡结构。实验对流马赫数分别为0.26,0.43,0.50,0.66,纹影光源曝光时间为200μs和10ns。纹影照片显示,随着对流马赫数增加,可压缩剪切层正则化厚度增长率显著降低,当Mc>0.66时,趋近于0.2。Mc=0.26和0 43时,可压缩剪切层中大尺度结构是二维展向涡,Mc=0.5和0.66时,大尺度结构呈现三维性而且不规则。