【摘 要】
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理论分析表明，以吸气式发动机为动力的高超声速巡航飞行性能，在巡航速度和助推火箭性能一定的情况下，主要取决于飞行器的升阻比和巡航发动机比冲的乘积，即CL/D×Isp.由于此类飞行器的气动性能，如升力、阻力等，与发动机的性能如推力和燃料比冲等，密切相关，两者之间是强耦合的，故本文采取一体化的观点，尝试建立CL/D×Isp与主要影响因素之间的关系，以及推阻平衡的条件等.首先，将高超声速吸气式飞行器划分为
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理论分析表明，以吸气式发动机为动力的高超声速巡航飞行性能，在巡航速度和助推火箭性能一定的情况下，主要取决于飞行器的升阻比和巡航发动机比冲的乘积，即CL/D×Isp.由于此类飞行器的气动性能，如升力、阻力等，与发动机的性能如推力和燃料比冲等，密切相关，两者之间是强耦合的，故本文采取一体化的观点，尝试建立CL/D×Isp与主要影响因素之间的关系，以及推阻平衡的条件等.首先，将高超声速吸气式飞行器划分为四段，即进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管，在适当的近似和简化基础上，分别建立它们的出口和入口流动参数平均值之间的关系.其次，通过关联分析，获得升力、阻力、推力、燃料比冲等与飞行条件、飞行器和发动机几何构型以及释热分布之间的基本关系.然后通过与典型计算和实验结果比较，对上述理论进行检验和修正.最后应用该理论对高超声速吸气式飞行器设计和飞行试验中关心的问题和现象进行了分析和讨论.
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通过在进气道/隔离段模型出口附近设置固定的堵塞楔块提高反压，并采用高速纹影拍摄同步壁面压强测量的手段，在马赫数5.9的激波风洞中研究了不同内收缩比二元高超声速进气道的流动特征.结果表明，在较低的堵塞度下，进气道仍然能够保持起动状态，而在较高的堵塞度下，进气道出现激波振荡.流道内向上游传播的激波在激波振荡过程中发挥重要作用，纹影录像表明该激波的形成与上游的压缩波/激波在节流段的反射有关.随着堵塞度的
高超声速飞行器非对称喷管,特别是下唇板,实际工作过程中承受着复杂的气动载荷.在真实工作条件下,考虑到喷管的结构和材料,喷管下唇板会产生弹性变形.这种流固耦合现象对喷管性能的影响究竟如何？另外从发动机总体减重考虑,需要在保证喷管性能的同时,最大限度地降低结构自身的重量,从而提高发动机整体的推重比.流固耦合动态模拟能够时时传递流场及结构场之间的受力及位移情况,从而真实模拟SERN唇口板在流固耦合作用下
作者积20年超声速燃烧研究的收获和体会，认识到超燃冲压发动机的首要目标实际上是解决推力的问题。高超声速飞行的空气阻力巨大，全部的努力都是以获取足够的净推力为目的，作为发动机能量的来源一超声速燃烧必须利用好吸热碳氢燃料的各种有利特性，对于一切可能造成气流阻力损失从而消费推力的因素，必须瑙铢必究。混合的优化、高的混合和燃烧效率可能还不是对推力起主导作用的因素。
本文发展了一种适用于界面流动问题的光滑粒子动力学方法.弱可压方法被用于求解不可压NS方程.表面张力用基于界面重构的算法进行数值模拟.边界条件采用虚拟粒子方法.基于上述方法在JASMIN框架上发展了并行化程序.对方形液滴振荡和液滴二元碰撞问题进行了数值模拟，密度比达到797.并进一步对液滴撞击薄膜过程进行了大规模数值模拟.计算结果表明，发展的光滑粒子动力学并行程序可应用于界面流动问题的数值模拟研究.
本文提出了一种跟踪质团的Godunov型的中心型拉氏方法，可用于求解二维柱坐标系中的可压缩多介质Euler方程组。该方法可用于纯拉氏计算，也可用于ALE方法中的拉氏步计算；该方法完全在体积控制体上积分，不仅保证质量，动量和总能量守恒，并且严格证明了该方法在二维柱坐标系中保一维球对称性；并且对一维球对称问题在球对称网格划分下，数值精度测试表明方法具有一阶精度。计算了几个二维柱坐标系中的一维球对称性问
高超声速飞行器在飞行过程中,由于黏性耗散和激波压缩,流动一般具有高速、高温和热化学非平衡的特点；同时由于气动热约束,高超声速巡航要求在密度较低的大气环境中进行,稀薄气体效应显现,流动物理更为复杂。本文结合CFD与DSMC方法,分别模拟了平板、圆柱和球头等简单外形在氩气和近真实大气环境中飞行时的流场,分析了稀薄气体效应对高超声速流动的一些影响规律。研究发现,平板前缘存在局部稀薄气体效应,即使对于小K
目前,超燃冲压发动机进气道试验很大部分在脉冲风洞中进行.风洞的起动过程有可能和进气道起动非定常过程相互耦合,从而造成地面试验与高空飞行偏差,导致飞行器高空实际飞行时进气道不起动.因此,分析高超声速进气道脉冲起动过程中激波、分离泡的非定常运动变化规律,对于揭示进气道起动机理、正确预测进气道起动能力、改善进气道起动性能具有重要意义.本文对某典型二维三楔高超声速进气道分别进行了理论计算和非定常数值模拟.
在超声速飞行的飞行器及其动力装置的各个部分中,都伴随着激波和激波反射现象,这些现象的出现对飞行器及其动力装置的性能有重要影响。激波反射现象是气体动力学的重要研究内容。理论上,激波反射现象会呈现出丰富的形态。各种激波反射的稳定性,不同激波反射类型之间的相互转变和迟滞现象等都是气体动力学的研究对象。本文以超声速无黏气流在双楔块结构中流动时出现的激波反射现象为研究对象,在改变来流马赫数时,会出现3种反射
在各种类型导弹的攻防过程中,拦截弹的成功率是当前十分关心的问题。以美国导弹防御系统为例,拦截过程可以大致分为3个阶段：初制导段、中制导段、末制导段。如图1所示,拦截弹的成功率取决于绿、蓝、黄3个圆筒的半径,初、中、末制导段所允许的最大交班误差,以末制导段所允许的最大交班误差L3最为重要。给定进攻弹条件,L3越大,拦截成功率越大。
高超声速飞行器是指在大气层内实现高超声速机动飞行的飞行器,其中热防护系统对于高超声速飞行器是不可或缺的。在飞行马赫数8的条件下,超燃冲压发动机壁面热流达到5 MW/m2,燃气总温超过3 000 K,对于这样的高温环境,远距离飞行、长时间工作的发动机,需要对燃烧室等部件采取主动热防护技术以保证其正常工作。以吸热碳氢燃料(比如航空煤油)作为冷却剂的再生冷却技术是高超声速飞行器主动冷却的方式之一。由于高