超声速翼—身组合体Euler方程数值解

本文采用MacCormack二步显式差分格式,用空向推进法给出了超声速翼-身组合体Euler方程的数值解。应用薄翼假设生成简易的多区网格。采用Kentzer方案处理边界。计算中通过对横流速度型的修正改善了背风面压力分布特性,解决了推进中断问题,同时模拟出背风涡。     

飞机最优巡航条件的确定

续航性能是飞机的主要战术技术指标之一。从飞机巡航段航程的基本公式出发，利用导数求极值的性质，推导出确定飞机巡航爬升和平流层内最佳巡航条件的方程，证明了最优巡航马赫数出现在飞机阻力增加区段，最优巡航高度存在于飞机阻力最小处。最后以某型飞机的巡航爬升条件和平流层平飞最优马赫数和高度的确定作为算例，说明用此方法确定飞机巡航条件，将使飞机获得最大航程。     

基于成本指数的民机四维航迹预测优化算法

近年来,四维轨迹预测与优化功能成为了飞行管理系统(Flight Management System,简称FMS)技术的研究热点。航迹预测结果的准确性直接关系着飞机的参数指标,同时也关系着飞机运行的经济性,甚至决定飞机的安全性。从飞机运行的成本角度出发,根据运行成本建立飞机运行的代价函数模型,分别对巡航阶段的速度和高度建模,将代价函数作为优化对象对四维航迹预测结果进行优化,总结出一套最经济巡航速度以及最经济巡航高度的计算方法,为民用飞机四维航迹预测的优化提供了切实可行的理论参考。     

超声速气流中的煤油喷雾研究

为了强化液体燃料超声速燃烧 ,注入的液体燃料以喷雾 (SprayAtomization)的方式 ,以便加速蒸发和混合。油雾直观图像对研究喷雾燃烧的内部复杂现象有很大帮助。由于实验上的困难 ,超声速气流中的喷雾图像较为罕见。笔者给出超声速气流中显示煤油喷雾的一种简单、实用方法。实验在一直联式超声速燃烧实验装置上进行 ,实验结果表明 ,煤油射流垂直注入超声速气流产生的油雾发展过程与气体射流基本相似 ,喷雾穿透深度与扩张随压力雾化喷嘴的压力增加而增加     

方管内超声速湍流流动及旋涡的测定技术研究

本文在Ｍ∞＝１．５８及湍流边界层厚度δ／Ｄ＝０．１条件下，用实验方法研究了管长Ｌ／Ｄ＝６方管内的三维超声波湍流场及其沿程的发展和反压的影响，讨论了壁面边界层沿流向和展向的主要变化特征；指出管内横截面的三维静压场特点，文中最后探讨了超声速湍流流动的方管内旋涡的测量技术。     

激波对激光束远场强度分布影响的数值研究

研究了半径0．1m、焦距10^6m、波长分别为10．6μm、1．315μm的激光束通过具有激波结构的超声速绕楔流场后的远场强度分布。得到了沿光束传播方向积分的流场的光程差分布以及激光束在穿过超声速绕楔流场并在无扰来流中传播1km后光束的强度分布。结果表明：强的激波结构使激光束远场强度分布发生了向光程增大方向的明显偏折，对于波长不同的激光束得到光束通过流场后的远场强度分布不同。     

超声速射流离散频率噪声的屏蔽抑制及对流动的影响

根据对超声速射流离散频率噪声产生的反馈机理的认识,提出了一种能够有效地破坏反馈环的形成,从而抑制射流离散频率噪声的喷嘴屏蔽方法.这种方法是通过阻隔反馈声波使其不能到达喷嘴唇口、同时屏蔽物不与射流接触来实现降噪的目的.实验结果表明,对于合适的屏蔽罩参数,正常降噪效果可达5分贝以上.应用激光多普勒测速技术测量了超声速自由射流在采取屏蔽降噪措施前后轴线速度的分布,发现屏蔽后射流势核长度增加近50%,表明这种降噪方法有助于射流推力的提高,但不利于射流的掺混.     

自持斜爆轰的特性和实验观察

本文指出了自持斜轰是最佳超声速燃烧模式，提出了自持斜爆轰形成后波角与波后物体形状无关的论点，并介绍了进行驻定斜爆轰实验观察的有关问题。     

单模块超燃冲压发动机一体化流场数值计算

采用数值计算方法求解了单模块超燃冲压发动机内外流一体化流场，得到了流场详细结构和单模块发动机的性能参数，并对不同工况下的发动机性能进行了对比研究，探讨了发动机在有、无进气道侧压情况下的性能差异，分析了其中的原因。计算结果表明，研究工作中所发展的数值计算软件可以用于超燃冲压发动机的一体化流场计算，正确给出发动机的各项性能。计算结果还显示了发动机设计模型中存在的不足。     

一种研究双燃式（超燃）冲压发动机进气道和燃烧室冷态内流场的实 …

采用一种研究双燃式冲压发动机进气道和燃烧室冷态内流场的实验方法；将进气道内流场的起始截面直接与型面喷管的出口截面相连，即将进气道和燃烧室的实验模型当作风洞的试验段，观察流场和波系的变化，并采用该方法进行了实验研究。