摘要：对一种后掠压缩斜板进气道(Caret进气道)的进口激波结构、进口流动对管道后部流场的影响进行了数值分析,对进口倒圆修形的影响、激波覆盖面也进行了讨论。数值模拟采用N-S方程和标准k-ε模型加壁面函数方法。计算结果表明:超音速情况下,由于进口存在较强的正激波,进口斜激波强度的不均匀性,对管道内部流动看不出有明显的不利影响;但两压缩面交角处的流动对管道后部流场有较大的影响。

摘要：通过斜激波理论、准一维工程估算和特征线方法建立了一个与飞行器机体一体化的推进系统模块的气动分析模型,其中采用参考温度法估算模块的粘性效应。在此基础上分别研究了飞行器前体长度、前缘角及推进模块宽度等关键设计参数对推进模块气动性能的影响。结果表明:增大模块前体长度将使模块的升力、净推力和比冲先增后降;增加前缘角将增加升力,但降低净推力;增加模块宽度会导致等效升力下降。因此,在设计此类高超声速巡航飞行器时,应采用模块化的推进系统并折衷选择前体长度和前缘角的大小。

摘要：通过对一种Caret型进气道进行试验与流场数值计算研究 ,给出该型进气道亚音速的基本气动特性 .在低速情况下 ,进 发匹配点处由于流量系数较大 ,管道内往往存在分离 ,这是总压恢复降低的主要原因 .试验表明在进气道出口的左上角存在低能量区 ,而数值计算显示在进口外下角处首先出现流动分离 。

摘要：以喷管上壁折转角、下壁长度、舵面长度及其折转角为设计变量,结合遗传算法和特征线法对高超声速飞行器尾喷管进行了优化设计,并对设计变量进行了参数研究.结果表明,所采用的优化设计方法计算效率高且比较准确,特别适合于高超声速飞行器尾喷管的优化设计;所采用的4个设计参数均能有效地影响尾喷管的气动性能,其中喷管上壁折转角和舵面折转角分别对喷管的升力和推力的影响相对明显,对其进行均衡选择方能得到最优的结果.

摘要：为尝试修正Hammerling假设 ,在仔细分析了非平衡状态下双原子分子振动态的分布特征的基础上 ,提出了新的分布近似函数 .该近似分布函数能很好地体现非平衡状态下双原子分子振动态分布的主要特征 ,其在离解反应速率的理论计算中的应用也证明是成功的 .

摘要：本文提出估算近地轨道环境中原子氧对高度规则材料的反应概率的分子动力学模型。该模型通过对所导出的随机微分方程组的数值求解估算出原子氧与材料表面相互作用的经典轨迹系统 ,并根据所提出的反应性与非反应性碰撞准则估算出相互作用的反应概率。作为算例 ,本文给出了原子氧与石墨材料表面的反应概率数值计算结果 ,并与航天飞机 STS- 46所测出的实际反应概率进行了对比 。

摘要：以碰撞理论为基础探讨了结构方位因素对离解反应速率常数的影响 ,建立了计及方位特征的离解反应模型 ,计算对比了热平衡假设下空气中几个典型的离解反应的Arrhenius图 .结果表明 ,在所选实例中 ,除了反应N2 +N和O2 +O外 ,考虑方位因素后确实能够更好地理论估算出反应速率常数 .

摘要：针对可压缩流动数值模拟的加速需求,在作者前期提出的扰动域推进计算框架下,融入多重网格加速技术,提出了多重网格-扰动域推进方法。建立了粗、细网格上动态计算域的更新逻辑与高效算法,并针对多重网格方法的特点,对粗网格初始化、增大对流动态域等步骤进行了改进。设计了新型粗网格生成策略,可消除结构网格粗网格生成对单元数目的限制。典型算例验证表明,多重网格-扰动域推进方法可同时降低粗、细网格上的计算量并减少总迭代步数;通过在粗、细网格上同时采用随数值扰动传播而增大、随求解收敛而缩小的动态计算域,多重网格-扰动域推进方法可在传统多重网格方法加速的基础上再将计算效率提升57.9%。

摘要：流体力学反问题是一类重要的非线性问题，这类问题在工程中有广泛的应用，如过坝水流问题，给定流量的射流和翼型设计问题。由于这类流动求解区域不确定，导致问题的非线性特征，使数值计算十分困难。本文将以亚、跨声速翼型设计问题为例，提出一种求解流体力学反问题的新方法。

摘要：本文提出一种模拟飞行器超音速尾喷流与飞行器超音速绕流相互作用所形成的复杂流场的差分方法。本方法对流场中的光滑区域使用传统的二阶格式,而在流动参量变化剧烈的区域中采用细网格的、具有高分辨率的TVD格式。为此,文中设计了一种逐维自适应网格加密技术,并与Strang型分裂格式相结合,以求解多维的气体动力学方程。作为算例,本文给出了以Euler方程为模型的尾喷流/绕流干扰流动的计算结果。数值计算表明,本文所提出的自适应网格加密及局部使用TVD格式的算法不仅可以取得高清晰度的流场显示,同时还可使整个计算的效率得到大幅度提高。