基于神经网络的减阻沟槽壁面形状优化

针对沟槽外形减阻问题，采用基于神经网络的方法对沟槽壁面形状进行外形优化。模型采用槽道流动模型，控制方程为黏性不可压缩Navier-Stokes(NS)方程，流动求解采用直接数值模拟（DNS）方法，对于对流项的离散采用紧致4阶中心格式，对黏性项的离散采用4阶中心格式，时间推进采用3阶Runge-Kutta格式。在神经网络优化过程中，约束方程为不可压NS方程，采用基于在线学习的自适应控制器，使用基于抑制展向切应力的控制律，控制量的产生由壁面变形提供。优化结果表明，壁面最大减阻效果可达17.41%。对于优化后的壁面，湍流强度降低了19.68%，同时壁面的涡量与雷诺切应力亦有所降低。由于湍流流动非定常，因此优化得到的壁面形状亦是时变的，但变化的过程中整体上仍呈现流向沟槽的形状。     

类火星环境中火箭起降过程喷流影响研究

采用尺度自适应模拟（Scale Adaptive Simulation, SAS）方法对火箭在起降过程中喷流的地面效应进行了数值研究，对比分析了在海平面和类火星环境下的喷流冲击倾斜地面和水平地面时的流场结构以及喷管的侧向载荷。在海平面环境下，喷管内部出现流动分离，喷管内壁压力先减小，在分离点处压力达到最低点，然后压力增加至环境压力。喷流冲击倾斜地面时具有更强烈的流动不稳定性，喷流出现明显的时间演化现象。在类火星环境下，喷管内部不发生流动分离，内壁的压力沿着流向逐渐减小。喷流冲击倾斜地面时，在喷管出口的外侧形成了上下移动的马赫盘；喷流冲击水平地面时，喷流和地面反弹气流相互作用，阻碍了马赫盘的形成。研究结果还表明在类火星环境和海平面环境下，喷流冲击倾斜地面时喷管内壁温度均上升。研究结果将为火箭回收和火星着陆的方案选取提供参考。     

振动对液滴撞击壁面铺展特性的影响

在航空航天领域的喷雾冷却过程中，被冷却器件时常处于振动状态，因此确定振动对喷雾冷却液滴撞击壁面动态行为的影响有重要意义。基于VOF方法和动网格模型建立了液滴撞击垂直简谐振动壁面的数值模型，研究了壁面振幅、频率和初始相位角对铺展特性的影响。结果表明，相同撞击条件下，壁面振动不仅影响着最大铺展因子和铺展时间的大小，还会使液膜发生断裂抑制和飞溅行为；初始相位角为0°时，铺展时间随振幅和频率的增加而减小；最大铺展因子随振幅的增加一直增加，振幅较小时，最大铺展因子随频率的增加先增加后减小，在共振频率处取得最大值且减小程度随振幅的增大逐渐降低，振幅较大时，最大铺展因子随频率的增加变为一直增加；铺展时间和最大铺展因子随初始相位角的变化趋势主要与频率有关，频率较小时，初始相位角对铺展时间和最大铺展因子无明显影响，随着频率的增加，铺展时间先后在180°和90°相位最大，最大铺展因子先后在0°和180°相位最大。     

滑移流区化学非平衡流中气动热环境的数值模拟

针对滑移流区化学非平衡流中的气动热环境预测问题，采用多组分化学非平衡纳维-斯托克斯（N-S）方程对轨道验证飞行器（OREX）进行数值模拟，对比了有限催化和非催化、滑移和无滑移壁面条件下的气动加热，研究了壁面催化和滑移效应对气动热的影响规律，并分析了影响气动热的主要机制。结果表明：壁面催化和滑移效应均会影响流场物理量分布，高度为92.82 km时对激波脱体距离的影响较为明显；随着高度减小，有限催化与非催化壁面间的热流偏差增大，而滑移与无滑移壁面间的热流偏差减小；高度低于92.82 km时有限催化壁面计算得到的驻点热流值与飞行数据吻合较好，偏差均在11%以内；机制分析发现，催化效应对壁面附近的组分分布影响较大，滑移边界条件中的温度跳跃条件对壁面附近的温度分布影响显著。     

振荡射流气动矢量喷管参数影响特性的试验研究

基于康达效应的同向流矢量技术控制效率高、推力损失低，具备提高飞行器隐身性能的巨大潜力。为了探究马赫数Ma 0.35主流下二次流类型、二次流阵列个数、康达壁面半径R和终止角θ等参数对同向流矢量控制的影响，利用天平研究了9种不同的喷管模型的力学特性，获得矢量偏转力随次主质量流量比变化的控制规律。结果表明，主喷管高和康达壁面半径的比值H/R是对矢量偏转效率和控制稳定性最重要的因素，H/R越低，控制效率越高，控制曲线线性度越高；使用三个振荡射流阵列作为二次流的条件下，H/R从0.5减小到0.43，控制效率提高近49%，与使用定常射流相比，使用振荡射流作为二次流，显著提高了控制效率，增强了控制稳定性；对比分析显示，使用两个或三个振荡二次流阵列、H/R为0.43且θ为90°时，矢量控制效果最好。进一步地研究表明，H/R和θ对矢量控制效率的影响最大，而θ对控制曲线线性度几乎没有影响，本文研究还发现二次流阵列个数低于两个或H/R高于0.6时，控制特性急剧恶化。本文研究可为同向流矢量喷管的工程设计提供理论支撑。