摘要：高超声速飞行器以小攻角飞行时,由于激波干扰,迎风面沿流向出现条带状高热流区,不利于机体热防护系统的设计。针对在50 km高度以马赫数17攻角8°状态飞行的升力体,开展气动力热综合优化研究。采用连续伴随方法进行气动力热特性参数的物面一阶灵敏度分析,提出结合气动灵敏度的贝塞尔自由变形参数化方法,对控制体和设计空间进行优化调整,进而提升气动全局优化方法。以驻点热流、有效装填空间、升阻比和机体长宽尺寸包络为约束,为满足高超声速飞行器的气动防热和隔热需求,分别以降低迎风面条带热流率和沿展向外推条带位置为目标,对迎风面外形开展单/多目标多约束气动全局优化。采用构建的参数化方法,经单目标寻优,迎风面条带热流峰值的降幅提升36%,条带位置外推量由19.7%提高至21.6%;多目标最优解集的物面热流率整体进一步下降,Pareto前沿收缩并向前推进,更趋最优解,实现了升力体气动力热精细化设计。

摘要：针对跨流域空气动力学理论的不完善、多物理非平衡效应耦合的跨流域流场高精度预示模型缺乏、大空域和宽速域流动控制难度大等问题,本文从气动布局、气动预示和气动优化三个方面对跨流域高速飞行器气动设计的研究现状进行了回顾,对气动设计中涉及到的难点和关键问题进行了思考,并提出了相关发展建议。

摘要：为研究固体火箭发动机点火建压过程对药柱结构完整性的影响,设计了一套冷气增压系统。利用该系统对模拟火箭发动机进行冷气增压实验,得到了药柱所受的压力变化曲线。同时,利用计算机软件对冷增压过程进行流场仿真,对试验药柱进行数值仿真,将试验和仿真结果对比,吻合良好。结果显示,在药柱所受压力的压力峰到来时刻,药柱应变最大,说明固体火箭发动机在点火过程中产生的压力峰是影响装药结构完整性的重要原因。