目的:现有研究尚未提供WENOCU4格式中参数C的建议值.本文旨在根据流场特性自适应地调节参数C的量级从而提高格式的数值表现. 为此,通过广泛的数值模拟以提供自适应参数C的参考值,并系统地评估三种能够自适应调节参数C的开关的性能,测得综合表现最佳的开关,进而为获得高阶WENO改进型格式提供参考.
创新点:1. 提供了高效WENOCU4格式的自适应参数C的参考值; 2. 系统地评估了三种自适应开关(二进制型、连续型和双曲正切型)的性能,并证实了二进制型开关的最佳表现.
方法:1. 通过理论分析,系统研究三种自适应开关的原理和性能特点; 2. 通过广泛的数值模拟(包括一维标量方程、经验色散关系和多维欧拉方程的标准算例),获得自适应参数C的参考值并验证其合理性; 3. 通过广泛的数值模拟,系统评估三种自适应开关的综合表现(包括数值色散和耗散特性以及计算效率),并获得综合性能最佳的自适应开关.
结论:1. 对于高效WENOCU4格式而言,本研究证实了C_min=40和C_max=400是合理的自适应参数C的参考值,因此不应该直接采用WENOCU6的原始建议值. 2. 根据流场的连续性,采用自适应的参数C可以在保证数值稳定性的同时,有效地抑制WENOCU4的数值耗散. 3. 相比于其它开关,二进制型开关的综合表现最佳;其能够过滤激波感知器在光滑区域的一些误判,构造简单,且计算效率较高. 4. 本研究对三种自适应开关的评估具有一般性,因此易于拓展到其它高阶WENO格式的改进工作中.

关键词组：WENOCU4; 激波捕捉格式; 自适应开关; 数值鲁棒性; 耗散性

目的:提出一种预测爆轰波传播模式自发改变的方法.
创新点:1. 揭示了流场内新爆轰波产生的机制; 2. 基于接触面化学反应特征时间提出了无量纲参数N_L,可作为分析旋转爆轰流场稳定性的判据.
方法:以数值模拟为手段,应用基元反应建立化学非平衡流动的数学物理模型,开展旋转爆轰波传播稳定性研究.
结论:1. 分界面化学反应是引起爆轰波传播模式自发转变的原因之一; 2. 提出的无量纲参数N_L可以将模式转变与爆轰波数联系起来.

关键词组：旋转爆轰发动机; 基元反应; 多波传播模式; 爆轰稳定性

目的:通过优化燃料喷注,提高旋转爆轰发动机的推进稳定性和推进效率.
创新点:提出了燃料分层喷注的新方法,降低了燃料提前燃烧比率和燃烧室平均温度,进而有效地提高了旋转爆轰波的稳定性和发动机的比冲.
方法:以数值模拟为手段,应用基元反应建立化学非平衡流动的数学物理模型,开展发动机推进性能优化研究.
结论:1. 研究证实了燃料的提前燃烧现象是发动机推进性能的损失机制之一; 2. 提出的燃料分层喷注方法可以有效提高燃料以爆轰形式组织燃烧的比例,并提高发动机比冲.

关键词组：旋转爆轰发动机; 燃料喷注模式; 推进性能; 推进稳定性

目的:临近空间中下层巡航的新一代高超声速飞行器面临着高马赫数激波/湍流边界层干扰的问题.本文旨在探讨磁场/电弧放电耦合作用因素(焦耳热作用、放电参数、磁场强度、电弧作用流向位置和壁面距离等)对高马赫数工况下激波/湍流边界层干扰控制的影响,并提出激波/湍流边界层干扰洛伦兹力控制能力的参数表征,以揭示电磁控制的原理和能力.
创新点:1. 建立低磁雷诺数假设下的激波/湍流边界层干扰数值模拟方法,对高超声速激波/湍流边界层干扰进行电磁控制,总结分析控制类型与控制机理,并根据仿真结果提出最佳控制参数建议. 2. 建立针对激波/湍流边界层干扰的磁控能力预测参数,以指导高超声速飞行器典型激波/湍流边界层干扰的磁控设计.
方法:1. 建立低磁雷诺数假设下的激波/湍流边界层干扰数值模拟方法,并分别对电磁力控制边界层、激波/湍流边界层干扰和湍流边界层速度剖面进行计算,验证使用方法的可靠性和有效性. 2. 采用相关实验的电磁激励器的半经验模型,对二维稳态假设下的激波入射平板进行数值模拟,并研究电磁输入参数对分离区大小的影响. 3. 通过理论分析,建立针对激波/湍流边界层干扰的磁控评价参数,并通过不同磁控强度下的数值仿真进行验证.
结论:1. 四种电磁控制类型的控制机理和控制效果不同;电磁控制区位于分离泡内的等压区且距离壁面越近对减弱激波/湍流边界层干扰分离的效果越好. 2. 电磁控制后等压区压力梯度与外加电磁力处于同一量级且呈近似线性关系. 3. 本文所提出的磁控参数的物理意义更加明确,可进一步应用于对不同工况下激波/湍流边界层干扰分离控制的预测.

关键词组：高超声速; 激波/湍流边界层干扰; 磁流体; 流动控制

目的:采用层板发汗技术改善高超声速飞行器在攻角飞行时迎风面逆向射流的热防护性能.
创新点:1. 提出逆向射流与层板发汗组合热防护方案用于高超声速飞行器的热防护; 2. 采用层板发汗技术改进高超声速飞行器在大攻角飞行时热防护失效的不足.
方法:1. 设计逆向射流与层板发汗组合热防护钝头体模型(图1); 2. 通过数值计算方法对比逆向射流与层板发汗组合热防护在不同攻角飞行时的流场结构和激波特性(图6~8); 3. 通过数值计算方法获得逆向射流与层板发汗的组合热防护特性(图9~12).
结论:1. 在攻角飞行时,来流与射流方向发生偏离,且迎风面的再压缩激波增强; 2. 随着攻角的增加,迎风面受热加剧,且当攻角增加到一定程度时,逆向射流热防护失效; 3. 采用组合热防护系统时,发汗流的引入可以改善再附区近壁面区域的热环境,从而减少壁面的热流.

关键词组：热防护; 逆向射流; 层板发汗; 攻角

目的:在飞行器设计中,后掠角及反角会对飞行器的升阻比及横向静稳定性带来影响. 本文基于吻切锥乘波体设计方法,将后掠角及反角引入到乘波体的设计过程中,以期实现吻切锥乘波体后掠角及反角的可控设计.
创新点:1. 通过理论推导建立后掠角及反角与吻切锥乘波体设计中前缘线在水平面投影型线以及激波底部型线的关系; 2. 通过数值计算,研究后掠角及反角研究对吻切锥乘波体升阻比及横向静稳定性的影响.
方法:1. 引入基于水平投影型线的吻切锥乘波体设计方法,给出一种前缘点求解方案(图2和4); 2. 通过理论推导,构建设计参数(后掠角与反角)与乘波体设计输入型线的关系(公式(10)和(11)); 3. 通过数值模拟,验证设计方法的可行性和有效性(图14和15),以及分析非设计点和设计点下后掠角及反角对乘波体升阻比及横向静稳定性的影响(图17~19,21~23).
结论:1. 考虑到最大升阻比,后掠角仅在亚音速和跨/超音速时对升阻比起作用,在高超音速时其影响几乎可以忽略; 2. 在高超音速时,反角会对升阻比产生影响; 3. 对于乘波器的设计,考虑横向静稳定性时,反角比后掠角更重要; 4. 下反角有利于横向静稳定性.

关键词组：吻切锥乘波体; 前缘线水平投影型线; 后掠角; 反角; 升阻比; 横向静稳定性