【摘 要】
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高超声速飞行器气动加热精确预测一直是航空航天研究领域的难点和热点。由于新一代飞行器采用高升阻比外形设计，诸如机身-翼-舵连接处、进气道压缩面上将会形成复杂的分离-再附流动。再附点附近气动加热比较严重，因而峰值热流的大小和位置成为热防护系统设计的关键参数。前人的研究以实验和数值模拟为主，但由于对流动机理认识还不够清楚，工程中仍常遇到风洞实验热流测量重复性误差大和数值计算与实验数据偏差大的问题，亟需从
【机 构】
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中国科学院大学空气动力学实验室,北京100049
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高超声速飞行器气动加热精确预测一直是航空航天研究领域的难点和热点。由于新一代飞行器采用高升阻比外形设计，诸如机身-翼-舵连接处、进气道压缩面上将会形成复杂的分离-再附流动。再附点附近气动加热比较严重，因而峰值热流的大小和位置成为热防护系统设计的关键参数。前人的研究以实验和数值模拟为主，但由于对流动机理认识还不够清楚，工程中仍常遇到风洞实验热流测量重复性误差大和数值计算与实验数据偏差大的问题，亟需从流动和传热的基本物理过程出发，建立描述相关流动现象并能预测气动加热特征的工程理论。
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相对于一般毛细管，奇异毛细管是一种旋转对称且半径变化的毛细管。当奇异毛细管垂直置于水槽中适当位置，奇异毛细管存在无数个连续的平衡液-气界面，这些液-气界面具有相等的机械能。本文提出一套数值模型，以确定奇异毛细管的形状，并对所求奇异毛细管进行能量分析，结果表明奇异毛细管中平衡液-气界面的总机械能保持恒定，从而验证了数值模型的有效性。奇异毛细管轮廓也可以通过简化方程求得，与上述数值模型求解的奇异毛细管
本文介绍了定常条件和非定常条件下大稠度威尔斯风机的精确数值模拟。数值模拟中采用的流体控制方程为不可压雷诺平均纳维-斯托克斯(RANS)方程。针对定常条件，建立了一个与风机有着相同角速度的运动参考系，控制方程在该参考系中求解。在操作区间和初始失速内，数值结果与实验数据吻合；数值模拟还准确预测出失速点的确切值。
水下空泡技术可以使水下航行体在水中的阻力减少很多，空泡减阻技术对海上作战武器、船舶及其他水中流体机械的研制产生了巨大的影响。格子玻尔兹曼方法(Lattice Boltzmann Method)作为一种新颖的计算流体动力学方法，能够更为准确地捕捉流动细节。
本文采用数值模拟研究中等Kc数下直立圆柱波浪力的特征。通过分别求解N-S方程和Euler方程，准确分离出了黏性力。研究发现，在中等Kc数情况下，波浪力的反常特征与黏性力变化特征紧密相关，黏性力的时程曲线呈现梯形波特征。当Kc数逐渐增大，黏性力时程曲线逐渐由梯形波向正弦波过渡。本文通过分析圆柱周围的流场，发现分离涡形成的过程中表现出的特点与Kc数紧密相关，并从机理上对涡分离与黏性力的关系进行了讨论。
基于含非静水压力梯度项的非线性浅水方程模拟了不规则波在光滑潜堤上的传播演化过程。数值模拟结果与物理模型实验的对比结果表明，非静压波浪模型可合理的描述不规则波在光滑潜堤上的传播变形及堤后波高和周期，具有较高的计算精度和计算效率。
本文对绳并联支撑系统在高超声速风洞中应用所涉及的气动干扰问题进行了研究.文章以10°尖锥标模为例，首先建立了八根绳牵引的并联支撑系统，可以通过调整绳长控制模型的位置和姿态.基于ANSYS构建了系统三维模型，并将其导入CFD软件进行仿真计算与分析，具体包括计算马赫数为7.8时，不同攻角下绳并联支撑锥体模型的法向力系数和轴向力系数，并与无绳支撑的计算结果以及文献试验数据进行比较，通过气动力系数、摩擦阻
本文通过高速摄影对马赫数2.5气流下乙烯壁面射流燃烧过程中CH*发光进行了拍摄，捕捉到了乙烯的点火和火焰演变过程.乙烯在凹腔底部经火花塞点燃后，经过约1ms形成带状火焰区域，再经过约2ms火焰稳定在凹腔剪切层以及凹腔后缘，并且火焰形态及分布均与乙烯当量比密切相关.同时，本文将获得的稳态CH*发光图像的光强沿燃烧室轴向做一维处理，得到了释热相对量分布沿轴向的定性结果.进一步结合TDLAS技术，测量了
超声速冲击射流具有很高的换热效率和复杂的流动结构。以往的研究主要集中在无限制的自由冲击射流，而受限制的超声速冲击射流流场结构和换热特性研究却较少。在实际中采取抽吸方法来进行流动控制时会出现受限制的超声速冲击射流情形。而其流场形态和壁面所受气动热分布尚不明确。
本文采用大涡模拟方法(LES)结合部分预混火焰面模型以及乙烯简化机理对超声速气流中乙烯壁面喷注的点火与火焰传播特性进行了研究。数值计算采用了乙烯25组分、131步简化机理，该反应机理是采用基于误差传递的直接关系图法(DRGEP)和敏感性分析(SA)对71组分、395步乙烯详细反应机理进行简化得到的。与详细机理结果相比，该简化机理具有较高的预测精度。结果 表明，大涡模拟结合简化机理可以很好地模拟乙烯
航天飞行器再入大气层时，其壁面材料会因严重的气动加热而产生烧蚀现象。由于烧蚀的不均匀性，将会形成复杂的粗糙壁面。粗糙壁面会产生热增量，即粗糙壁的热流密度要高于光滑壁的热流密度，从而进一步改变飞行器的气动加热分布。因而，为了满足航天器热防护体系的精细化设计需求，亟需研究粗糙壁面对气动加热规律特征的影响。目前工程上主要依靠建立在实验数据上的经验或半经验公式，误差较大，缺少对流动和传热物理机制的认识，尚