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中文摘要：
通过对化学动力学的研究，确定氢氧和甲烷可燃气体的基元链式反应模型。采用新型的时空守恒高精度格式对爆轰波DDT过程和在楔面上马赫反射进行数值模拟。同时，开展高精度数捣椒ㄔ诨Х从α髦型乒阌τ玫难芯俊Ｔ诖嘶∩希剿鞅洳ǖ娜侍猓约霸诹较嗔髦斜洳ǘ辔峁故的Ｄ獾目赡苄浴
英文摘要：
detonation waves Mach reflection multi-dimension structu
结论摘要：
本项目取得的重要研究进展包括以下四方面（1）发展了先进的超高速试验模拟技术。对JF-10高焓风洞进行改进，试验时间增加为10ms、总压80MPa；完成了平面激光诱导荧光系统的测试、标定和初步试验；完成了爆轰驱动高焓膨胀管技术研究，具备开展近轨道速度流动的模拟能力；对喷管自由流场进行诊断，研究了流场品质与真实飞行条件的差异以及对试验结果的影响。（2）高超声速非平衡流气动力/热试验研究。分别以空气、氮气、氧气作为试验气体，开展球锥气动力试验，通过对飞行器俯仰力矩的研究，证实了真实气体效应对飞行器气动力特性存在着明显影响。（3）高超声速飞行器激波/激波相互作用的气动力/热问题机理研究。创新性地提出了高超声速飞行器流场重构无烧蚀减阻防热新概念，并通过试验证实了这一概念的可行性；对高超声速飞行器前体和进气道诱导的双激波与发动机入口弓形激波的相互作用进行研究，提出通过控制入射激波的入射角来有效地降低作用区高热流密度的方法。（4）超高速流动基础问题研究。建立了高超声速流动的马赫杆突出消失准则；采用更合理的指数密度剖面代替线性密度剖面，获得了新的激波脱体距离关系式。
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