流动控制方案是在弹身尾部弹翼之间排布一定数量的微型突起物，突起物的干扰造成了弹翼上压力分布的变化，从而改变作用于弹箭上的气动力和力矩，实现弹箭飞行姿态的改变，针对弹箭尺寸小和飞行速度高的特点，极有可能成为超声速飞行弹箭的一种快速有效控制手段。采用数值求解三维定常雷诺平均Navier-Stokes方程和k-ε两方程湍流模型的CFD方法，首先分析了超声速状态下孤立突起物的绕流场结构，细致揭示了孤立突起物产生的激波/激波干扰、激波/边界层干扰等流场结构;其次针对孤立突起物与单个弹翼的组合体构型，揭示出突起物对弹翼的干扰流场结构，分析了突起物的形状与安装位置对弹翼绕流场及气动力的影响规律;最后针对Basic-Finner弹箭模型，研究了多个突起物组合的俯仰与滚转方向控制的气动布局方案。研究结果表明:在超声速状态下...

综合考虑了气动阻力特性和横风稳定性,对车身外形参数进行了多目标自动优化设计。综合利用参数化建模技术、计算流体力学(CFD)仿真、试验设计方法、响应面模型和智能优化算法,集成Pro/Engineer参数化建模和ICEM网格划分工具以及Fluent仿真软件,在多学科优化平台modeFRONTIER上,搭建了一种自动优化设计流程。利用该流程,基于遗传算法(GA)对MIRA快背式模型车身几何外形进行了改型设计,得到了考虑车身气动阻力特性和横风稳定性的最优权衡设计解集。该结果使得气动阻力因数降低了5.2%,侧向力因数降低了5.8%。因而,实现了车身气动阻力和横风稳定性的多目标优化。

基于随机拉格朗日-欧拉(ALE)法和弱耦合方法,建立了断面风振响应计算的数值模型。提出了无风环境下振动断面的气动力数学表达式,模拟了薄平板断面在无风环境下的自由振动响应,进而计算了断面的非线性振动频率和阻尼比。结果表明:提出的气动力模型能够有效的描述无风环境下作用在振动断面上的非定常气动力;无风环境下振动中的主梁断面,竖向振动比扭转振动对周围空气的干扰作用更大;若忽略无风环境下的气动效应,将会带来一定的误差;初始激励对无风环境下主梁断面的气动效应有较大的影响。

采用节段模型风洞试验和CFD数值模拟对宽高比为5∶1的双幅矩形断面涡振气动干扰进行了研究。分析了不同水平间距对双矩形断面竖弯和扭转涡振响应的影响。在水平间距比为1.2时进行了动态压力测试,并分别对竖弯和扭转涡振风速下的脉动风压场进行POD分析。结果表明双矩形断面间存在显著的气动干扰,且一般而言下游断面的涡振响应大于上游断面。前两阶本征模态与双矩形断面涡振相关联,由前两阶本征模态可重构脉动风压场。CFD数值模拟的结果表明双矩形断面的涡振符合“撞击剪切层失稳机制”,且一个周期内上游断面下风向以及下游断面上风向区域的流动变化较为显著。CFD模拟与POD分析的结果相符合,两者相结合可用于分析双矩形断面的涡振现象。

整流罩设计对基于分布式动力的翼身融合（BWB）飞机气动特性会产生显著影响。为了揭示在边界层吸入（BLI）效应下整流罩的设计参数对飞机气动特性的影响及其原因，采用计算流体力学（CFD）方法和Morris敏感度分析法对此布局飞机气动特性进行了详细研究，得到了整流罩主要设计参数对飞机气动特性影响的敏感度和耦合关系，并对典型设计参数下的流动特性进行分析。结果表明:对飞机气动特性影响较大的参数是整流罩特征截面2和3的最大厚度，这是因为其增大了当地截面的厚度和弯度，进而影响了整流罩表面的压力分布;在流量系数减小和进气边界弦向位置前移时，最大厚度增大会造成背风面发生局部分离;整流罩特征截面2和3的最大厚度对气动特性具有较强的耦合影响。