为了研究减阻杆对探空火箭气动力特性,通过采用SST两方程湍流模型、有限体积法求解N-S方程,对探空火箭高速流场进行数值模拟。计算结果显示,减阻杆能有效减小火箭阻力。亚跨声速(Ma0.8~1.2)最大减阻25%;高超声速(≥Ma6)阶段,最大减阻量35%,减阻效果随迎角增大而降低,到12°迎角时减阻量为12%。压跨声速及高超声速全箭升阻比增量随马赫数增大均增加,高超声速阶段升阻比增大18%。同时采用工程方法结合数值预示结果,评估减阻杆带来的气动热影响,结果显示,气动支杆的存在使得端头的平均热流密度下降了51%,并与飞行试验结果进行对比分析。计算得到热流结果与飞行实测热流结果相当,热环境预示比较准确,对于高超声速阶段的飞行器被动热防护技术研究具有良好的指导价值。

为减小钝头飞行器超声速飞行的阻力,在整流罩顶端安装多节可伸缩的减阻杆,节间的间隙会引起非线性,对飞行器气动弹性特性产生影响。本文针对含间隙减阻杆的气动弹性问题,提出了非线性结构建模和气动弹性分析方法,利用梁单元和非线性弹簧模拟减阻杆,利用模态综合法建立飞行器系统结构动力学模型,通过计算结构动力学与计算流体动力学耦合求解,获得减阻杆的动力学响应,并进行阻尼辨识,判断系统的气动弹性稳定性。针对不考虑间隙情况研究了不同马赫数不同攻角的减阻杆气动弹性稳定性。针对稳定裕度较小的工况,分析了减阻杆节间间隙对气动弹性稳定性的影响,结果表明,间隙的存在可能削弱气动弹性稳定性,控制间隙尺寸有利于提高气动弹性设计可靠性。

采用先进的PIV实验技术对Stairmand型旋风分离器中安装减阻杆前后的强湍流场进行了测量。通过速度场、湍流强度、Reynolds应力等物理量的对比分析，表明减阻杆降低了中心涡核区的旋转动能和湍流强度。对减阻杆减阻机理进行了更深入的探讨。

利用数值模拟方法对安装减阻杆和不安装减阻杆的螺旋型旋风分离器的流场进行了分析,结果表明,在旋风分离器筒体中心安装尺寸合适的减阻杆可以达到很好的减阻效果,如果尺寸不合适反而会增加旋风分离器的阻力损失,并通过对速度、压力分布的分析解释了其原因。

实验测定了常规旋风分离器内断面流量沿高度的分布，发现了在排气芯管入口断面附近有近24％的短路流量并提出设法减少这部分短路流量是提高分离效率研究的一个方向．通过对安装不同类型减阻杆后下降流量的测定比较，发现了非全长减阻杆下端固定时有增加减阻杆上方断面下降流量的功能．这将延长含尘气流在分离器内的停留时间，从而提高分离效率．