【摘 要】
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高速飞行器飞行过程具有长时间、大空域、宽速域等特点，气动布局设计需兼顾高空高马赫数到低空低马赫数气动特性，以单一技术指标设计的高超声速飞行器和超声速飞行器难以满足全剖面气动性能要求，这对气动设计提出了严峻的挑战。围绕这一设计难题，本文从现有飞行器气动布局设计存在的问题，以及临近空间飞行任务对气动性能的要求出发，结合超、高超声速飞行器气动特性及流动机理差异，提出了大空域、宽速域可变形飞行器新概念，可
【机 构】
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空间物理重点实验室,北京9200信箱89分箱 100076
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高速飞行器飞行过程具有长时间、大空域、宽速域等特点，气动布局设计需兼顾高空高马赫数到低空低马赫数气动特性，以单一技术指标设计的高超声速飞行器和超声速飞行器难以满足全剖面气动性能要求，这对气动设计提出了严峻的挑战。围绕这一设计难题，本文从现有飞行器气动布局设计存在的问题，以及临近空间飞行任务对气动性能的要求出发，结合超、高超声速飞行器气动特性及流动机理差异，提出了大空域、宽速域可变形飞行器新概念，可满足飞行全程气动性能要求。针对双舵轴、控制舵伸缩和部件分离等可变形方案，进行了初步评估分析，并从方案可行性和可实现性等几个方面，提出若干需要探索和研究的关键技术，预期为未来工程应用提供必要的技术储备。
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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
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
通过时间分辨阴影图像，光电探测以及红外探测等试验技术，对火箭推进剂四甲基乙二胺(TMEDA)和白色发烟硝酸(WFNA)液滴对心碰撞所引发的自点火现象进行了研究.主要研究的内容是液滴碰撞韦伯数(We=20-220)、WFNA和TMEDA液滴直径比(Δ=1.2-2.9)对自点火性以及点火延迟时间的影响.高速相机记录了TMEDA和WFNA液滴的碰撞、合并、混合、点火等一系列过程.研究发现，推进剂的气相点
对高超声速化学非平衡流动数值模拟的深入研究，对于相关航天技术的发展具有非常重要的意义。本文对比研究了不同的算法格式和不同的化学反应模型对化学非平衡流动数值结果的影响：重点采用TVD格式和WENO格式，对应用不同化学反应模型(五组分模型、七组分模型和十一组分模型)的典型高超声速绕流流场进行数值模拟分析，并与相关实验结果进行对比。
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以HIFiRE2超燃发动机试验为研究对象，分别对冷流和燃烧工况进行了三维CFD数值模拟。冷流工况采用Menter BSL κ-ω和Menter SST κ-ω湍流模型计算得到的壁面压力差别较大，其中Menter BSL κ-ω与试验结果吻合较好；结合有限速率/涡耗散模型(Finite Rate/Eddy Dissipation Model)，采用不同的湍流模型计算的涡粘性差别很大，严重影响着分离涡
连续旋转爆轰发动机(CRDE)在航空航天推进技术领域有很好的应用价值和发展潜力。真实CRDE中燃料/氧化剂分开喷注，它们的混合过程极为复杂，并会显著影响爆轰特性。近期国际上开展的以RANS为主的非预混研究主要给出流场时均特征，缺乏对真实CRDE中湍流混合等非定常过程及其物理机理的揭示。本文采用大涡模拟方法，对非预混CRDE中燃料和氧化剂的混合过程及其主要机理开展深入研究。