挡板对四模块可调进气道特性的影响

针对RBCC发动机Ma=2.5～7.0宽范围工作要求,设计了顶板部分可调的四模块二元变几何进气道,并研究了挡板对其总体性能和流场结构的影响.数值计算结果表明:进气道整个工作范围内总体性能较优,特别是流量捕获能力.带挡板时进气道流场基本保持了二维特征,不带挡板时两侧具有明显的三维特征,压缩效率降低,流量系数显著下降.带挡板时进气道左/右模块性能基本相等,不带挡板时左/右模块差别明显,与右模块相比,左模块基本保持了二维流动特征,压缩效率明显更高.     

近高超声速流中旋成体俯仰阻尼导数的计算

本文用改进的二阶激波-膨胀法导出了旋成体法向力静导数的二阶Eggers公式,并计算了俯仰尼阻导数。它与修正的Newton理论相比,由于在压力分布的计算中考虑了流线上前方气动参数的影响,理论上更加完善。计算结果与实验数据比较表明,这是一种比较有效的工程计算方法。     

绕平板上直圆柱体的高超声速湍流分离流

本文给出直圆柱上游中心线上壁面压力和热流特性及其分离激波运动的特征参数。试验条件是:自由流马赫数为7.8和5,单位长度雷诺数为3.5×10~7/米和4.7×10~7/米。结果表明:1.直圆柱上游中心线上的流场是一个有二次分离的流场,平均壁面压力分布呈双峰型,平均热流分布略有不同,出现一近似平台区,但在分离激波上游影响起始区域和直圆柱前缘邻近区域(x/D<0.5),两者变化极其相似。来流马赫数愈高,分离激波在中心线上的上游影响区长度和峰压及峰热值愈大。2.分离激波是极其不稳定的,出现大尺度低频运动,激波流向运动尺度约0.5D,振荡频率主要集中在2.5kHz以下。     

高超声速钝体绕流的奇异摄动理论

对于二维和轴对称的物体的无粘高超声速绕流,当比热比Υ→1和来流Mach数M→∞时,激波将贴近物面,Chernyi等人应用薄激波层理论给出了尖头物体绕流问题的渐近展开解,它属于正则摄动理论。但对于钝头体,Chernyi等人的理论遇到了困难,因为该理论中对各物理量的量阶估计在物面附近是不适用的。本文在对物面附近各物理量的量阶重新进行估计的基础上,以Chernyi等人的渐近展开式作为外解,并在物面附近给出了各物理量的新的内解的渐近展开式,从而用奇异摄动理论中匹配的渐近展开法,得到了钝头体绕流问题的解。文中还给出了渐近展开式中首项的解析表达式结果。     

高超声速飞行器后体/尾喷管一体化设计

采用实数编码、小生境技术、稳态复制策略、多目标定级排序技术,改进了标准遗传算法,建立了多目标遗传算法,并将其应用于高超声速飞行器后体/尾喷管的一体化设计,以尾喷管的推力、升力和附加俯仰力矩系数为性能目标,得到了优化问题的Pareto最优前沿面,优化结果显示了设计变量与性能目标之间的关系,并提出了建议的外形方案。该优化算法可进一步推广应用于包含更加精确的流动模型的优化设计当中。     

动态可重配置MIS分析与设计建模研究

开发支持BPR的企业管理信息系统（MIS）的首要问题是，在系统分析和设计阶段建立能够有效描述业务过程动态变化的模型。本文提出与BPR相适应的、以业务过程为中心的企业MIS系统建模方案。以CIMOSA企业模型为基础支撑框架，对业务过程的划分进行了研究；在此基础上以面向对象方法为指导，提出了动态可重配置MIS系统分析与设计的早期阶段的基础性模型；对其基本的构成要素-对象类和它们的层次关系进行了定义和分析，并提出了进一步提取和构建更大粒度可复用单元（设计模式、组件、框架和体系结构等）的基本方向。阐述了该建模方法实现动态可重配置性的主要机制。     

高超音速钝头体绕流反应速率与壁面催化问题

反应速率与壁面催化是反应流中两个重要问题。本文以高超音速化学反应钝头体绕流为例对这两个问题做了初步的分析和讨论。反应速率问题实质上是反应速率常数实验数据的误差及其影响,本文根据实验数据的分散度大小以样本数据组和等效速率常数不确定性因子这两个概念建立反应速率常数分析数据库,通过对数据误差和计算结果的分析与比较总结出高超音速钝体绕流高温特性与化学反应特性计算结果依赖于反应速率数据库的某些规律。壁面催化问题是固壁对与之接触的气体化学反应的催化影响,通过引入一个新的壁面催化率参数来考虑壁面催化性质对高超音速钝体绕流计算结果的影响。由于引入和强化了上述概念,给化学反应速率与壁面催化问题的分析与研究提供了有力的手段,因而提高了数值模拟结果的可信度。     

高超声速主流中横向喷流干扰非定常特性研究

脉冲发动机产生的横向喷流往往伴随着非定常效应,由于其持续时间非常短,给流场模拟和测量带来很大的困难.目前在地面设备中难以进行精确的试验,本文采用数值模拟方法对横向喷流的非定常效应进行了研究.重点对发动机启动和关车过程中典型时刻的流场进行了细致的刻画,分析了流动参数和模型气动力系数的动态变化过程,并给出了喷流压比和攻角变化所带来的影响.研究表明,喷流启动和关闭过程中,飞行器所呈现出的动态气动特性与稳态喷流时有着明显的差异,尤其是压心位置和法向力系数将发生显著的变化.在飞行器设计中,必须从安全控制的角度出发,考虑这一非定常效应的影响.     

高超音速飞行器气动特性工程计算

计算了某高超音速火箭的气动特性 ,并用风洞试验数据进行比较 ,验证了计算方法是可靠的。在此基础上 ,用该方法计算了高超音速导弹各种常见外形的气动特性 ,形成数据库 ,便于今后在工程上应用     

吸热型碳氢燃料研究进展

吸热型碳氢燃料是新型的高超音速飞行器超然冲压发动机用燃料,本文介绍了国内外对它的研究、应用以及发展趋势,重点从蒸汽重整、催化脱氢和裂解反应这三个方向论述了吸热型碳氢燃料的裂解和吸热过程研究情况.