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：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：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：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：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：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：采用准一维的磁流体方程组对设计状态下内磁流体发生器进行参数设计,利用斜激波理论设计磁流体进气道一体化的外形.以该外形为基点,对安装五对电极的内磁流体发生器采用五方程模型进行三维数值模拟,并通过调节其磁作用数以满足准一维假设下设计的进气道外形.研究表明,磁流体进气道最小出口流动均匀参数可以作为判别内发生器最优磁作用数的准则,在该磁作用数下内磁流体发生器可以有效地提高进气道的性能.

摘要：提出根据载客量、航程、巡航速度和高度即可初步确定斜置飞翼超声速旅客机气动外形参数的方法-讨论了对称面弦长的选取范围，确定了展弦比、起飞翼载荷与展长的关系，提出了展弦比、起飞翼载荷的选取原则，并推导了油箱展向长度和客舱展向长度迭代公式-为了研究技术要求对斜置飞翼超声速旅客机气动外形参数的影响，对载客量250-550、航程6500～10000km、升阻比11～12内若干设计点进行了研究分析-结果表明，所设计的飞翼存在一起飞重量闽值，当起飞重量小于该阈值时机翼面积由展弦比下限确定，当起飞重量大于此阈值时机翼面积由起飞翼载荷上限确定；提高巡航升阻比可减小由起飞翼载荷上限确定的机翼面积-