摘要：高超声速复杂外形飞行器气动热环境预计是飞行器设计中的难点问题。发展一种基于数据库、使用数值与工程结合的表面热流快速计算方法,以X-33类飞行器为例,给出气动热数据库的构建方法及基于数据库的快速算法。通过算例比较,验证了方法的计算精度。该方法有效弥补了三维复杂外形飞行器气动热环境数值计算耗时长、工程算法计算精度不足的问题,能够满足高超声速飞行器再入时气动热环境实时预测和新型飞行器开发设计阶段优化设计的需求。

摘要：随着固体推进技术的发展 ,越来越多的战术导弹采用了单室双推力固体火箭发动机 ,燃烧室和喷管的受热情况严重 ,必须对其进行深入研究 ,以保证发动机可靠工作。文中对此建立了集药柱几何计算、内流场、传热与烧蚀于一体的计算系统 ,并形成了成熟的软件 ,对一具体算例进行了绝热结构和烧蚀结构防护层的安全厚度设计 ,与工程实际应用厚度的比较表明 ,此系统用于工程中方便可靠。

摘要：建立了小流量高速离心泵机组的性能预测模型 ,分析了轮盘直径和辅助系统出口压力对小流量高速离心泵系统效率的影响 ,并以其为设计变量 ,建立了以泵机组的效率作为目标值的优化设计方法 ,在此基础上对一小流量高速离心泵进行了优化设计 ,效果显著。本文所采用的设计方法对小流量高速离心泵的应用与发展有重要工程意义。

摘要：采用本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)与Kriging代理模型相结合,建立快速求解气动热参数的降阶模型。引入一种基于换热系数的线性近似方法进行热边界传递,以减少因壁温变化引起的流场迭代。以三维翼面为例,对气动热的计算分析表明,利用POD-Kriging模型快速得到的翼面热流分布与计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法得到的热流分布平均误差在7%以下,而且随着POD基模态个数的提高,误差能够明显降低。结果表明该方法具有较好的计算精度,结合线性近似方法处理热边界,在不降低气动热计算精度的前提下,能够大幅度减少计算耗时。

摘要：微喷管作为微推进系统中的重要部件,其工作性能的研究对于微推进系统的设计有着重要理论指导意义。采用求解带滑移边界条件的N-S方程和直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法,研究微喷管中的稀薄流动,通过设定气体分子转动松弛所需要的松弛碰撞数Zrot研究微喷管中的热力学非平衡现象。结果表明:Kn>0.1时,微喷管中流动开始变得稀薄,连续性假设失效,N-S方程求解结果出现误差;随着微喷管中流动稀薄程度增加,热力学非平衡现象逐渐明显;热力学非平衡现象使微喷管内气体内能转化为平动能的量减少,微喷管内速度和推力整体减小;热力学非平衡现象对微喷管流场影响大于对其工作性能的影响,考虑转动松弛对微喷管内温度场的影响大于速度场。