带喷流激波针流动特性实验研究

采用动态测力、动态测压和纹影等风洞实验技术,对加装了带喷流激波针的钝头体的绕流特性、稳定和非稳模态的形成条件和机理进行了研究.结果表明:带喷流激波针流场存在稳态和非稳态两种模态,超声速喷流的压比大于临界压比时流动处于稳定模态,反之则为非稳模态;增大激波针长度可减小钝头体阻力,但达到一定长度后,进一步减阻的效果不再显著;增大喷流压比能够有效减弱再附激波强度,有利于缓解单独激波针的肩部热斑问题;非稳模态下波系自激振荡对再附激波在钝头体表面所围的区域影响剧烈,振荡是周期性的,且存在确定的主导频率,主导频率随喷流压力比增大而减小;自激振荡的产生是由于喷流出口周围的反压在喷流压比小于临界压比时无法获得持续的平衡而导致.      

物体穿越激波非定常流场的统一分区加强解

用数值方法求解非定常可压缩Navier Stokes方程,模拟了物体以超音速穿越与之同向运动激波及逆向运动激波的全过程.为确保数值模拟中的激波和物体的相对运动有足够的网格分辨率,使用了统一分区加强解算法,详细给出了追击穿越和碰撞穿越的流场结构和气动力,并且通过和单区结果的对比,说明统一分区加强解算法是一种处理复杂几何外形和提高网格分辨率的简单有效方法.     

简化流通量分裂算法研究

针对Ｓｔｅｇｅｒ－Ｗａｍｉｎｇ流通矢量分裂格式和其修正工所构成的混合格式进行了研究，引入压差放大因子，使其对于有粘激波流场分辨能力有所提高，同时采用一种特殊分裂方法以简化矩阵运算。利用该方法研究了三种超声速流场；（１）平面激波反射问题；（２）超声速边界层流动；（３）高超声速压缩拐角流动。     

可压缩混合层流场光学效应分析与实验研究

利用量级分析和风洞实验研究了末制导光学外冷窗口典型流动(可压缩混合层流动)气动光学效应的规律性.理论分析主要针对视线误差(boresight error, BSE)与混合层流场特征参数之间的关系进行了讨论. 研究结果表明: 在可压缩混合层中影响时均BSE的特征参数主要有 对流马赫数、雷诺数、自由流与混合层界面剪切应力、自由流速度比和密度比等因素; 采用细光束穿越混合层流场的风洞试验结果主要证实了时均BSE与对流马赫数之间的关系. 关键词： 气动光学效应 可压缩混合层 对流马赫数     

可压缩混合层气动光学效应研究

建立具有普适性的流场光学传输效应计算方法,针对脉动流场的光学传输计算方法可以预测空间非均匀分布的脉动流场引起的光学传输效应.以高阶紧致差分格式求解三维可压缩滤波N-S方程,对可压缩混合层流动进行空间模式的大涡数值模拟,得到流动失稳转捩直至完全湍流的空间发展全过程,采用时间模式的直接数值模拟进行对比验证.分析流动不同阶段对光学传输效应的影响,初步讨论流场特性与光学传输效应之间的联系,计算结果表明,在转捩区域流场引起的成像畸变最为严重.     

压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性分析

用大涡模拟方法对Mach数3.0下的压缩拐角激波/湍流边界层干扰问题进行数值研究.对拐角上游平板区域边界层转捩及湍流进行模拟,设定平板区域长度,使得转捩过程于平板区域发生并充分完成,从而在拐角处产生激波/湍流边界层相互干扰,研究激波/湍流边界层的作用机理.研究表明:流场能够在非定常扰动激励下迅速转捩,并于平板区发展为完全湍流;湍流边界层与激波相互作用过程中,拐角附近分离区较层流情况明显减小;展向不同区域分离区大小差异较大,局部区域分离现象消失.     

大功率电弧加热器起弧过程流场特性研究

电弧等离子体是通过电极之间击穿放电,产生热电弧,实现对冷态介质加热,目前大功率的电弧等离子体发生器在航空航天领域有重要的应用,是国内外开展飞行器防热材料筛选和考核研究最重要的地面模拟试验设备.本研究基于发展的高焓气流非接触式光谱诊断方法,开展对10 MW量级大功率长分段电弧加热器起弧过程流场特性的定量、定性研究,在线测...     

隐式TVD有限差分算法区域分裂并行实现

借助静态非重叠离散区域分裂法，研究了Ｈａｒｔｅｎ－Ｙｅｅ隐式ＴＶＤ差分算法在ＭＩＭＤ多机系统上的并行实现问题，通过对超－超喷流流场的定常数值模拟，检验了相关并行处理的收敛性和稳定性，并得到了较好的并行参数。     

大型飞机阻力预示与减阻研究

简要说明了大型飞机减阻的重要意义，对国内外大型飞机计算流体动力学(CFD)和风洞实 验等阻力预示技术进行了初步的评估和分析，重点论述了大型飞机减阻气动布局及装置、减 低诱导阻力方法和减低摩阻方法的研究现状和发展趋势，指出中国需要进一步提高CFD和风 洞实验阻力预示技术水平，同时加强对气动布局、优化设计以及流动控制等基础科学技术问 题的研究. 对中国发展大型飞机能起到借鉴和参考的作用.