底部排气 以下简称 底排 减阻的原理是向底部低压区排入低动量高温气体 改变底部低压区的流动状态 达到提高底部压力 减小阻力的目的 国内在 世纪 年代对底排技术进行了大量研究 取得了突出的成绩 为国内底排技术的发展与工程应用奠定了基础 近年来 国内底排技术的研究基本处于停滞状态 底排增程弹是底

Transcrição

1 航 空 学 报 "#$%&#"'#$""%&#"'#'&'#,"145,)6##$+&,)6##$+& HI3+O9PQRS TU 卓长飞 武晓松 封锋 南京理工大学机械工程学院 江苏南京 摘 要 为了研究超声速流动中底部排气减阻技术 采用 "$ 迎风格式 4 剪切应力输运 湍流模型 组分 反应化学动力学模型和二阶矩湍流燃烧模型求解三维带化学反应的 /&+),+% 方程 数值研究了超声速流动中底部排气流场 分析了底部排气形式对底部流场和减阻特性的影响规律和机理 计算结果表明 从减阻性能来看 随着排气参数的增大 采用边缘型排气得到的底压比呈增大趋势 而采用中心型排气得到的底压比呈先增大后减小的趋势 从流场结构来看 随着排气参数的增大 采用中心型排气的流场结构发生较大变化 前 后滞止点位置发生明显改变以至最后消失 初始回流区逐渐被后推以至消失 而采用边缘型排气的流场结构基本无重大变化 前滞止点位置始终不变 后滞止点位置后移 初始回流区始终存在 该文研究可为底排技术的工程应用提供参考 关键词 超声速流动 底部排气技术 底部排气形式 底压比 减阻性能 中图分类号 文献标识码 " 文章编号 当飞行器以超声速飞行时 超声速来流在飞行器头部产生激波从而产生激波阻力 接着在飞行器底部发生大分离 形成低速 低压的回流区 这样就在飞行器尾部与头部形成较大的压力差 从而产生底部阻力 底部阻力几乎占总阻力的一半 是影响导弹或炮弹射程的最重要因素 但是底部流动异常复杂 探索 发现和认识其流动规律并采用相应措施减小底部阻力 成为多年来人们研究的热点问题 底部排气 以下简称 底排 减阻的原理是向底部低压区排入低动量高温气体 改变底部低压区的流动状态 达到提高底部压力 减小阻力的目的 国内在 世纪 年代对底排技术进行了大量研究 取得了突出的成绩 为国内底排技术的发展与工程应用奠定了基础 近年来 国内底排技术的研究基本处于停滞状态 底排增程弹是底 排技术的重要应用之一 其原理是在常规炮弹底部附加一个燃气发生器 底排装置 在飞行初始阶段向底部排入低动量高温气体 达到减小底部阻力 增大射程的目的 国内已装备的典型底排增程弹的增程率约 这与国外的 存在着一定的差距 因此再次深入研究底排技术是很有必要的 国内外该领域研究人员对底排技术进行了试 验与数值研究 丁则胜等开展了大量底排技术风洞试验 &,) 和,' 开展了底排冷空气的风洞试验 并得到详细的底部流场参数 2+*' 和 /+,2(& 采用层流流动模型和层流燃烧有限速率基元反应模型模拟了 底排增程弹的二维轴对称流场 &)'% 采用 4 湍流流动模型和层流燃烧有限速率基元反应 模型模拟了底排增程弹的三维流场 等采 收稿日期 退修日期 录用日期 网络出版时间 网络出版地址 (((&)'&$")*+$"#',"* 基金项目 总装备部十二五预研项目 江苏省普通高校研究生科研创新计划项目?? 通讯作者 -$.*#'&"*#'&<"$+& 引用格式,>?>$&>.$"#$$$+"/1$&+%#%$+"'&1$%%*#&$'&1$%&'(3"#$%&#"'#$" "%&#"'#'&'# 卓长飞 武晓松 封锋 超声速流动中底部排气形式对减阻性能的影响 3 航空学报

2 卓长飞等 超声速流动中底部排气形式对减阻性能的影响 用 4 湍流流动模型与层流燃烧有限速率基元反应模型模拟了底排增程弹的二维轴对称流场 ' 等采用雷诺平均 /&+),+% 与大涡模拟 <"/ 组合的模拟方法模拟超声速流动中底排流场 从公开的文献可看出 该领域研究人员主要针对通过超声速流动中圆柱体底部的中心圆孔 简称 中心型排气 进行排气减阻研究 而对于其他的底排形式未作研究 因此 本文采用数值计算方法研究底排形式对底部流场和减阻特性的影响规律与机理 探索其他减阻性能更佳的底排形式 这对底排减阻技术的理论研究与工程应用均有较大意义 数学与物理模型 数学方法 三维笛卡儿坐标系下微分守恒形式的雷诺平 均化学非平衡流 /&+),+% 方程为 ) ( ) ( 不再赘述 底排装置 燃气发生器 排出的真实气体主要是由 和 / 等组成 因此采用 3"1 "3 化学反应系统 本文采用 组分 和 3 个基元 反应的 3"1 "3 系统化学反应模型 计算模型与边界条件研究两种底排形式 中心型排气和边缘型排气 中心型排气是燃气发生器产生的高温气体从底部平面的中心孔排出 边缘型排气是燃气发生器产生的高温气体从底部平面的边缘孔排出 两种底排形式的结构示意图如图 所示 采用弹体直径为.. 的炮弹作为研究对象 不考虑炮弹内部燃气发生器 底排装置 内部流场 直接在炮弹底部平面施加如图 所示的两种排气形式的排气边界 由于研究的炮弹为旋成体 为节省计算量 取全弹的一半为计算区域 此外 炮弹尾迹区湍流流动特性较强 需要对尾迹区网格进行加密 图 给出了底排弹整体计算网格 式中 为守恒变量 和 为无黏对流通量 和 为黏性通量 为化学反应源项 各符号详细意义见文献 采用模拟分离流动表现效果较好的 4 剪切 应力输运 两方程湍流模型 考虑到超声速底部流场具有较强湍流特性 选择二阶矩湍流燃烧模型控制湍流 化学反应相互作用机 理 为了很好地捕捉激波 膨胀波等流场细节 空间离散采用三阶保单调守恒格式 ','+ %,)+&.(+',)+9 (+.+%) '%+)&,'&6 重构方法和引入基于压力权函数的 "$"9+(,'%,)+&.*,,' +,92-',)9(' +,''(,' 2&%+9'$)+%%)+ 迎风格式 黏性项采用中心格式离散 时间离散采用单步推进 并采用局部时间步长法加速收敛 湍流两方程与时均 /&+),+% 方程形式一致 与之耦合求解 在求解带化学反应的 /&+),+% 方程时 采用时间算子分裂的方法来处理刚性问题 本文计算方法的详细描述及其验证见文献 这里 图 两种底排形式的结构示意图 (+.&,(,62&%+2*++9,-+%%,)(,)+ 底排弹表面采用无滑移非催化壁面条件 计 算域的中截面 采用对称边界 计算区域的外边界采用远场边界 底排弹的底排边界处采用亚声速入口边界 并且给定排气参数 $ 排气总温 以及排气组分与质量分数 如表 所示

3 航空学报 )= %( "#$%&%'()*+,$.&/+$ 排气形式得到的底压比 =P$=i "随 排气 参数 的 变 化关系&由图可知'当排气参数在适用范围内时' 采用边缘型排气 得 到 的 底 压 比 均 不 低 于 中 心 型( 当排气参数6#" #""% 时'采用中心型排气得到的 底压比随排气参数的增大而增大'当排气参 数6$ " #""% 时'采用 中 心 型 排 气 得 到 的 底 压 比 随 排 气 参数的增大而减 小(采 用 边 缘 型 排 气 得 到 的 底 压 比随着排气参数的增大而增大'且当排气参 数6$ " #"") 以后'底压比随排气 参 数 的 变 化 斜 率 降 低& 因此'在适用的排气参数范围内时'边缘型排气的 减阻性能优于中心型排气'且在较大排气参数时' 图 & 底排弹的三维计算网格 中心型排气减阻 性 能 较 差'而 边 缘 型 排 气 的 减 阻 #&,[ :FHO W: NP WH : \ 性能较好& 表 ' 底排真实气体主要组分与质量分数 -./ 1'&4 1 : # : 2 # "" /. 5 1/ 'H 6 F 1Q. N I& 1Q& I&Q G& " #,-"& " #"&- " #,&&* " #)&$ " #%"& 排气参数是底排装置排气质量流率与炮弹迎 面空气质量排开率之比'数学定义式为 U &" / ( U P i i ( ( iup 式中# (i 为来流密度(i 为来流速度( ( 为底排 气体密度( 为底排 气 体 速 度( 为 底 排 气 体 质 6/ i 量流率( U 和 UP 分 别 为 排 气 面 积 和 弹 体 面 积'本 图, 底压比随排气参数的变化 #,R H O :M T >P W F H 文研究模 型 的 弹 体 面 积 为 **%+ #) FF& & 为 了 对比两种排气形 式 的 减 阻 特 性 与 流 场 结 构'必 须 保持两种排气结 构 的 排 气 面 积 相 同'本 文 设 排 气 面积为 $$* #%FF& & 超声速流动中底部阻力由底部压力低于来流 ) =) 流场特性分析 图 - 给出了中心型排气下不同排气参数对应 的底部流线与马 赫 数 云 图(图 % 给 出 了 边 缘 型 排 气下不同排气参数对应的流线与马赫数云图&由 压力而形成'因此底部压力直接影响着减阻性能' 图 - 可知'底排气体从底部中心排出后'由于受初 是研究减阻性能的一个重要参数&本文以无量纲 始回流区的挤压 与 阻 碍 作 用'底 排 气 体 不 得 不 随 数底压比来描述 减 阻 特 性'底 压 比 的 定 义 为 底 部 着初始回流区的 流 动 趋 势 沿 着 弹 底 向 外 流 动'并 平面平均压力 =P 与自由来流静压 =i 之比& 主要通过 初 始 回 流 区 与 自 由 剪 切 层 之 间 流 向 远 & 计算结果与分析 ) =' 减阻性能分析 图, 给出来流马赫数 9i h& #% 时采用不同 处&在排气参数 6#" #""% 范 围 内'随 着 排 气 参 数 的增大'底排气 体的 质量 流率 与动 量均 增大'初始 回流区被后推得更远离底部'底排气体在弹底形成 一对二次回流区&从图- 中可明显看出'在此阶段' 自由剪切层外缘的位置随着排气参数的增大而不

4 卓长飞等#超声速流动中底部排气形式对减阻性能的影响 图 - 不同排气参数下中心型排气底部流场流线与马赫数云图 #-' F 99W. > M T >P WH F PE 9 EH 图 % 不同排气参数下边缘型排气底部流场流线与马赫数云图 #%' F 99W. > M T >P WH F PEW EH %( )?

5 航 空 学 报 断抬高 减弱了超声速自由来流在底部拐点处的膨胀程度 从而提高了底部的压力 即底压比随着排气参数的增大而增大 当排气参数在 范围内时 随着排气参数的增大 初始回流区逐渐消失 特别是在排气参数 $ 时 初始回流区已经不存在 底排气体主要以高速射流形式直接流向远方 边缘部分进入底部的二次回流区 在此阶段 底排气体对底部的填充作用减弱 自由剪切层外缘位置开始逐渐下降 反而增加了超声速自由来流的膨胀程度 从而降低了底部压力 相对于底压比最大值 因此 随着排气参数的增大 底压比反而下降 由图 可知 底排气体从边缘排出后 少部分气体直接通过自由剪切层与初始回流区之间流向远方 大部分底排气体会在初始回流区和自由剪切层发生传热传质 同时又受到初始回流区的强逆压梯度影响而进入初始回流区 并与初始回流区的空气发生搅拌混合 达到一定条件就会发生二次燃烧 随着排气参数的增大 初始回流区始终不会消失 且体积有所增大 自由剪切层外缘相对于底部中心轴线的位置不断抬高 自由来流在底部拐点处的膨胀程度降低 整个底部压力升高 这就是采用边缘型排气得到的底压比随着排气参数的增大而不断升高的原因 对于边缘型排气来说 即使在较大排气参数时 虽然对应排气动量较大 但仍然不可能冲破初始回流区 而采用中心型排气时 在较大的排气参数下 初始回流区被高速底排气体冲破 简言之 从流场结构来看 在不同排气参数下 采用边缘型排气的流场基本结构没有变化 而采用中心型排气时 较小的排气参数与较大的排气参数的流场基本结构完全不同 这就从流场结构变化的异同来解释了图 中曲线变化的机理 由此可以得到如下结论 边缘型排气远优于中心型排气 值得在工程应用中推广 以在相同的条件下达到最佳的减阻效果 ) 燃烧特性分析 图 和图 分别为采用中心型排气和边缘型排气得到的底部流场温度 云图 由图 可知 底排高温气体流出排气孔后 受到初始回流区的阻碍作用和新鲜冷空气的混合作用 底排高温气 体的温度逐渐降低 且随着排气参数的增大 底部流场平均温度逐渐升高 当排气参数 $ 时 底排高温气体以高速射流形式进入底部流场 射流的中心温度基本无变化 而射流边缘温度大大降低 由图 可知 底排高温气体流出排气口后 通过扩散传质进入初始回流区 并与初始回流区的新鲜冷空气发生混合 导致初始回流区温度逐渐升高 在排气参数 $ 时 初始回流区平均温度约为 但该温度达不到 31 与新鲜空气发生化学反应的条件 随着排气参数的增大 更多底排高温气体进入初始回流区 初始回流区温度逐渐升高 在排气参数 $ 时 初始回流区平均温度约为 达到 31 与新鲜空气发生化学反应的条件 但是由于 31 含量较低 同时流场压力也较低 燃烧温度并没有大幅度提高 可以看出 随着排气参数的增大 底部流场平均温度逐渐升高 有助于抬高自由剪切层 从而降低超声速来流在底部的膨胀程度 提高底部压力 图 和图 分别为采用中心型和边缘型排气得到的底部流场 31 质量分数分布 图 和图 分别为采用中心型和边缘型排气得到的底部流场 1 3 质量分数分布 31 是 3"1 "3 反应系统的中间产物 能间接反应流场中化学反应情况 由图 可知 在小排气参数下 31 主要集中在底排气体刚排出中心孔后与初始回流区的空气相遇的交界面上 该交界面上存在底排气体中的 和初始回流区中的 3 因此能生成大量 31 为后续化学反应提供条件 随着排气参数的增大 31 主要分布在自由剪切层的内缘处 这是因为底部流场已经存在二次回流区 二次回流区包含有大量底排气体 底排气体与外流空气直接在自由剪切层处相遇生成大量 31 而与初始回流区的空气相遇生成的 31 逐渐减少 同时 还可以看出 随着排气参数的增大 31 的分布更加广泛 这主要是排气参数的增大 底排气体排出更多的 1 和 1 3 气体 为大量和大范围的 31 生成提供了条件 底部流场中 1 3 的来源为底部排气本身含有的 1 3 和底排气体中 1 与外流中 3 反应生成的 1 3 由图 可知 对于小排气参数 1 3 主要分布在弹底固壁附近 而对于大排气参数 1 3 主要分布在二次回流区

6 卓长飞等#超声速流动中底部排气形式对减阻性能的影响 图 ) 不同排气参数下中心型排气底部流场温度云图 #)LFH O M T >P WH F PE 9 EH 图 $ 不同排气参数下边缘型排气底部流场温度云图 #$LFH O M T >P WH F PEW EH %( )2

7 &' %( 航空学报 "#$%&%'()*+,$.&/+$ 图 * 不同排气参数下中心型排气底部流场 QI 质量分数云图 #*. N : NQI M T >P WH F PE 9 EH 图 + 不同排气参数下边缘型排气底部流场 QI 质量分数云图 #+. N : NQI M T >P WH F PEW EH

8 卓长飞等#超声速流动中底部排气形式对减阻性能的影响 图 " 不同排气参数下中心型排气底部流场 I&Q 质量分数云图 #". N : NI&Q M T >P WH F PE 9 EH 图 不同排气参数下边缘型排气底部流场 I&Q 质量分数云图 #. N : NI&Q M T >P WH F PEW EH %( &(

9 &% %( 航空学报 "#$%&%'()*+,$.&/+$ 需要说明的是' I&Q 在不同 排 气 参 数 下 均 没 有 大 量 生 成'前 面 已 经 解 释 过'底 排 流 场 中 底 排 气 体 流速度逐渐降低'即 初 始 回 流 区 的 回 流 强 度 逐 渐 I& 含量少'并且 与 冷 空 气 发 生 混 合'因 此 仅 能 发 生微弱的化 学 反 应'生 成 少 量 的 I&Q'流 场 温 度 的速度较大'初 始 回 流 区 被 高 动 量 的 底 排 气 体 冲 也并无显著提高& 于 " 的点'即不再存在前后滞止点'初始回流区消 降低&当排气 参 数 较 大 时 65" #"")"'底 排 气 体 破而消失&因 此'不 再 存 在 轴 向 速 度 为 小 于 或 等 由图 + 可知'对于边缘型排气' QI 质量分数 失&当离弹底平面的轴线无 量纲 距 离 $5$) 以 最大值分布在排气孔与弹体底部拐点之间的小回 后'不同排气参 数 下 轴 向 速 度 大 小 与 变 化 趋 势 均 流区&随着排 气 参 数 的 增 大' QI 逐 渐 分 布 在 自 保持一致'这说 明 了 不 同 的 排 气 参 数 仅 仅 影 响 离 由剪切层的内缘 与 初 始 回 流 区 之 间'而 初 始 回 流 弹底一 定 距 离 范 围 内 的 流 场 结 构 与 参 数& 由 图 区内的 QI 分布并不明显&由图 可知'小排气 & P"可 以 看 出'由 于 边 缘 型 排 气 作 用 于 底 部 边 缘'因此对底部中心轴线速度影响较小'在不同排 参数时' I&Q 主要分布在排 气 孔 与 弹 体 边 缘 之 间 的小回流区& 随 着 排 气 参 数 的 增 大'初 始 回 流 区 气参数下底部轴线速度与来流速度之比随轴向距 内的 I&Q 质量分数逐渐增大'特别是当排气参数 离的变化趋势基本相同&边缘型排气不能完全破 6h" #""* 时'初 始 回 流 区 内 的 I&Q 质 量 分 数 比 底排气体中 I&Q 质 量 分 数 高& 这 说 明 了 在 大 排 坏初始回流区'不 同 排 气 参 数 下 对 应 的 初 始 回 流 区前滞止点始终 在 底 部 中 心 轴 线 的 起 点 处'而 初 气参数下'初始回 流 区 内 气 体 成 分 与 初 始 底 排 气 体成分基本 一 致'且 底 排 气 体 中 的 I& 与 回 流 区 的空气发生反应生成了 I&Q'导 致 初 始 回 流 区 内 I&Q 质 量 分 数 比 初 始 底 排 气 体 I&Q 质 量 分 数 高&同时'这也解 释 了 在 大 排 气 参 数 下 的 边 缘 型 排气仍然保持较 高 减 阻 性 能 的 原 因#随 着 排 气 参 数的增大'底排气体大部分进入初始回流区'即使 在较大排气参数下'初始回流区仍然不会被冲破& 一方面'底排气体的有效填充作用更加明显'另一 方面'大量底排高温气体进入初始回流区'使初始 回流区温度 较 高'达 到 1Q$I& 与 新 鲜 空 气 发 生 化学反应的 条 件'能 小 幅 度 提 高 流 场 温 度& 在 这 两个方面共同作 用 下'能 抬 高 自 由 剪 切 层 的 外 边 缘位置'减弱超声 速 自 由 来 流 在 弹 底 拐 点 处 的 膨 胀程度'提高底部压力& ) =< 底部流场参数分布分析 图 & "和图 & P"分 别 给 出 了 中 心 型 和 边 缘型排气得到的底部中心轴线上速度与来流速度 之比 $i "的 分 布& 由 图 & "可 以 看 出'随 着 排气参数的增大'即排气的质量流率增大'排气速 度随之增大& 当 排 气 参 数 较 小 时 6#" #"")"'随 着排气参数的增大'初始回流区的前滞止点轴线 速度第 次 为 " 的 位 置 "不 断 后 移'而 后 滞 止 点 轴线速度第 & 次 为 " 的 位 置"基 本 不 变'这 说 明 图 & 中心型和边缘型排气下底部轴线速度分布 了随着排气参数 的 增 大'初 始 回 流 区 的 体 积 逐 渐 #&[ PO : NP M : X PE 9 E 减小(随着排气参数的增大'初始回流区的最大回 EH9WW EH

10 卓长飞等#超声速流动中底部排气形式对减阻性能的影响 %( &. 始回流区后滞止点随着排气参数的增大而明显后 向近似为常数'仅在排气孔与弹底固壁交界%弹底 移'且初始回流区的最大回流速度逐渐降低'最大 拐点处有一定的突变&不同排气参数对应的底部 回流速度出现的位置逐渐远离弹底平面& 压 力 沿 径 向 数 值 大 小 完 全 不 同'仅 有 趋 势 相 同& 图, "和图, P"分 别 给 出 了 中 心 型 和 边 随着排气参数的 增 大'底 部 压 力 沿 径 向 的 平 均 值 缘型排气得到 的 弹 底 平 面 上 压 力 =$=i "沿 径 向 不断升高&这解释了图, 中采用边缘型排气形式 分布&由图, "可以 看 出'对 于 中 心 型 排 气'不 对应的底压比随排气参数变化规律& 同排气参数条 件 下 底 部 压 力 沿 径 向 近 似 为 常 数' 仅在排气孔与弹 底 固 壁 交 界%弹 底 拐 点 处 有 一 定, 结 论 数6h" #""& 与排气参数6h" #""* 时的底部 压力 "采用边缘型排气时'底压比随排气参数的 增大而呈增大的趋势(采用中心型排气时'底压比 沿径向分布 趋 势 与 大 小 基 本 一 致'排 气 参 数 6h 随着排气参数的 增 大 而 呈 先 增 大 后 减 小 的 趋 势( " #""- 与 排 气 参 数 6h" #"") 也 存 在 如 此 规 律& 这解释了图, 中采用中心型排气形式对应的底压 当实际排气参数小于中心型排气的最佳排气参数 比随排气 参 数 变 化 规 律& 由 图, P"可 知'对 于 一致'超过最佳排气参数后'边缘型排气得到的底 边缘型排气'不同 排 气 参 数 条 件 下 底 部 压 力 沿 径 压比远高于中心型排气& 的突 变& 还 可 以 发 现 一 个 重 要 规 律'排 气 参 时'边缘型排气 与 中 心 型 排 气 得 到 的 底 压 比 基 本 &"从流场 结 构 来 看'在 不 同 排 气 参 数 下'采 用边缘型排气的流场基本结构没有变化&而采用 中心型排气时'较 小 的 排 气 参 数 与 较 大 的 排 气 参 数的流场基本结构完全不同&对于边缘型排气来 说'即使在较大排气参数时'虽然对应排气动量较 大'但仍然不 可 能 冲 破 初 始 回 流 区& 而 采 用 中 心 型排气时'在较大的排气参数下'初始回流区被高 速底排气体冲破&,"采用中心型排气时'底部中心轴线速度分 布规 律 如 下#当 排 气 参 数 较 小 时'随 着 排 气 参 数 的增大'前滞止点位置明显后移'而后滞止点位置 基本不变'初始回流区体积减小'最大回流速度逐 渐降低(当排气参数较大时'不存在前%后滞止点' 初始回流区 消 失& 采 用 边 缘 型 排 气 时'底 部 中 心 轴线 速 度 分 布 规 律 如 下#随 着 排 气 参 数 的 增 大' 后滞止点位置不 断 后 移'而 前 滞 止 点 始 终 位 于 弹 底中心轴起点处& 超声速底部流动包含膨胀波%自由剪切层%分 离涡和激波等多 种 流 动 结 构'出 现 剪 切 层 与 膨 胀 波和压缩激波的 相 互 干 扰'导 致 流 动 呈 高 频 非 定 常性&本文 采 用 雷 诺 平 均 GM (' :? 方 法 模 拟超声速流动中 的 底 排 减 阻 技 术'计 算 的 仅 仅 是 定常时均流场&下一步将开展超声速底部排气流 场的大涡模拟或 者 脱 体 涡 模 拟'研 究 底 部 流 动 的 非定常性对减阻的影响& 图, 中心型和边缘型排气下底部压力径向分布 #,[ PO : NP H O W W PE 9 EH9WW EH 参考文献 ) *=O: d bl>x : P : NP WH : \

11 航 空 学 报 >4+'/&,'&*++'%+'9%,)-$)+%% ''+%+ 郭锡福 > 底部排气弹外弹道学 > 北京 国防工业出版社 '5<+'>"%,9-2&%+2)''+: +).+',&*,+('+'6'9,''+*>"(,&"+)9-'&. (&'(& ''+%+ 丁则胜 罗荣 陈少松 > 底部燃烧减阻风洞实验技术研究 > 空气动力学报 '5+'+,&*>"%,9-6&+*6 +*92&%+2*++9>)'&*4&*%,(% ''+%+ 丁则胜 陈少松 刘亚飞 等 > 底排尾迹流场实验研究 > 弹道学报 '5+'+,&*>'*+'(+&.2+', )+%%)+'2&%+2*++9>)'&*4&*%,(% ''+%+ 丁则胜 陈少松 刘亚飞 等 > 底排性能的环境压力效应 > 弹道学报 &,),'>4&%+2*++9+:+).+',%6,&(- *'9)(&*&,+)29-'%+)%'(*6""" <><+%,'""" 2+*' 1/+,2(&>/&+)%,+%(.,&,'% )&)+&(,'2&%+2*++9)+(,*+""" <><+%,'""" &)'%$>.,&,',+*6,+).&*-+) +(,&% &%, & %+)%'( )+(,*+ 6, 2&%+ 2*++9 """<><+%,'""" '. >/.+)(&*%,9-2&%+ 2*++9 )+(,*+ 6, +:,+)'&*(.2%,'""" <><+%,'""" '<<'1>1-2)9<"/%,9-2&%+ 2*++9*6%' %+)%'(.&'%,)+&.""" <><+%,'""" 3-&' +5 >1,+.+)&,)+&) ''+*2).*6%>4+'/&,'&*++'%+' 9%,)-$)+%% ''+%+ 欧阳水吾 谢中强 徐春光 > 高温非平衡空气绕流 > 北京 国防工业出版社 +',+)<>6+&,'+99-%(%,-,)2*+'(+.9 +*%)+''++)'&*(&,'>""")'&* >"'.)+9,)2*+'(+.9+*)-+) %'(*6%>"(,&"+)'&,(&+,"%,)'&,(&'(& ''+%+ 刘景源 > 湍流模型在高超声速绕流中的改进 > 航空学报 5 >*,&%+,)2*+',)+&(,'*99-'&.(% >4+'/&,'&*++'%+'9%,)- $)+%% ''+%+ 周力行 > 多相湍流反应流体力学 > 北京 国防工业出版社. 1>"(()&,+(.,&,'-+)%'(*6%%' "$ %(+.+&'9%('9(+9)9,+('+ """<><+%,'""" 5+'>/.+)(&*)+%+&)('2&%+ 2*++9&'99)&)+9(,''%+)%'(*6>"(,&").&.+',&)''+%+ 卓长飞 武晓松 封锋 > 超声速流动中底部排气减阻的数值研究 > 兵工学报 作者简介 卓长飞 男 博士研究生 主要研究方向 底部排气减阻技术.&*'%,((. 武晓松 男 博士 教授 博士生导师 主要研究方向 计算流体力学 固体火箭与冲压发动机技术 底部排气减阻技术 +*.&*'%,.&*>'%,>+9>(' 封锋 男 博士 讲师 主要研究方向 凝胶与膏体发动机技术 底部排气减阻技术 +*.&*'%,-&>('

12 卓长飞等 超声速流动中底部排气形式对减阻性能的影响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