复杂外形火箭导弹三维绕流与喷流干扰流场的数值模拟

该文基于雷诺平均三维Navier-Stokees方程及k—ε模型，采用高精度的有限体积TVD格式以及多重网格Runge-Kutta时间推进算法对在超声速有攻角条件下带尾翼／弹翼的弹箭绕流与喷流干扰流场进行了数值模拟。获得了绕流和喷流相互干扰的波系结构，以及弹翼与尾翼、弹翼／尾翼与弹体相互作用的复杂流场，分析其流动现象，揭示了流动规律，为火箭导弹合理的气动布局提供依据。     

柴油机螺旋进气道计算机三维造型

根据柴油机螺旋进气道的空间形状特征，运用Ｂｅｉｚｅｒ曲面拟合和ＡＤＳ技术，在ＡｕｔｏＣＡＤ下实现螺旋进气道结构计算机三维造型，为柴油机的螺旋进气道的计算机辅助设计和辅助制造提供了现代方法和手段。     

基于H∞最优控制理论的高超声速飞机纵向逆控制

针对高超声速飞机复杂的气动特性以及不确定的非线性模型,提出了基于H∞最优控制理论的逆控制方法。该方法将H∞最优控制的鲁棒性能与动态逆控制的非线性解耦控制能力有机结合,能够在复杂的飞行条件下,实现对高超声速飞机高度非线性解耦控制;同时还能抑制模型参数变化的扰动,从而确保了高超声速飞机的纵向稳定性,改善了其纵向模态的飞行品质。通过仿真实验验证了该控制方法的有效性。     

用模式叠加法计算进气道雷达散射面积

基于导波模式理论，将进气道复杂终端分成若干个等效终端，提出了用模式叠加法计算飞机进气道的内部雷达散射面积，推导了部分典型等效终端的数学模型，通过计算结果与相关文献实验数据对比表明该方法基本可行。该方法的特点是极化散射矩阵和终端反射系数可分解后分别计算，便于叠加各种进气道构型和不断积累计算模型。     

超声速化学氧碘激光(SCOIL)性能计算的半气体动理学(SGK)模型

对超声速COIL的分析和计算, 提出了氧碘反应气流取连续介质近似, 同时计算碘激光能级粒子速度分布函数, 并用双参数摄动法求解粒子速度分布函数方程组的半气体动理学(SGK)模型, 得到与常用Voigt线型及低压极限饱和模型不同的增益饱和模型. 对预混合情况, 分析计算了不同化学反应系统、不同增益饱和模型以及诸可调参数(包括气流参数、激发态氧的产率、水含量、阈值增益、频移等)对功效的影响. 分析计算说明多个反应(包括21个)与选用单一共振反应的功效计算结果接近, 而增益饱和模型不同和可调参数的差别对功效、最佳阈值增益范围、功率提取长度均有显著的影响.     

弯叶片对超声速流动的影响

针对弯叶片可以减少激波损失且作用机理不明的问题,对工业汽轮机中跨声速、超声速流动条件下弯叶栅进行了数值研究,分析了弯叶片对流场结构的影响,并为此设计了叶片弯角分别为0°、±5°、±10°、±15°、±20°、±25°的11种正、反弯角静叶方案,弯叶片弯高为50%展向,叶根与叶顶弯角相同。研究结果表明:弯叶片改变了激波结构,这一作用在不同的超声速条件下是相同的;在压比较大、流量较小的条件下,工业汽轮机采用超声速设计是可行的。弯叶片在超声速条件下可以降低叶栅损失,且存在最优值;相对于亚声速流动,超声速动叶吸力面上的损失减小;11种方案下静叶片正弯设计对动叶压力面影响较小,静叶片反弯设计对动叶压力面与吸力面均有较大影响。该结果可为工业汽轮机超声速设计、研究提供参考。     

内燃机进气道流通能力与综合性能评价参数的研究

本文包括如下三部分：（ｌ）评述了气道稳定流动的各种试验方法。（２）在试 验和理论分析基础上，提出了表达内燃机进气道流通能力的参数──内燃机通流能力 （μσ）Ｅ，它能把稳流试验与内燃机实测结果联系起来．且能满意地定量表达内燃机气 道的流通能力．（３）从理论上提出评价进气道综合性能的参数──综合性能指标 Ｘ；Ｘ值从能量转换效率观点，包含了进气道的流通能力参数和进气旋流参数．Ｘ可 用来比较评价各种气道．     

埋入式进气道的流场畸变

在Mach数为 0 .1自由射流风洞上 ,对影响出口流场畸变的埋入式进气道的唇口、内通道形状等因素进行了实验研究 .结果表明 ,合理设计埋入式进气道的内部型面 ,可使出口流场畸变指数大幅降低 ,达到实际应用的水平     

在超声速高超声速流中横向喷流的分析计算

根据动量守衡导出的一种快速工程计算方法，计算了超声速高超声速流中横向喷流轨迹．并对实验研究中菱形后楔面喷流进行了分析计算．给出了各种流动和几何参数的影响．     

一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究

针对未来歼击机隐身、高机动和超声速巡航的特点，分析了主要的设计矛盾，并且就亚跨声速升阻特性、低速大迎角特性和超声速阻力特性等若干设计问题提出了具体的解决方案。作者认为，深入研究流动机理，挖掘现有气动力措施的应用潜力，发展新的设计概念，采用相应的总体与控制措施，在众多的设计点之间权衡折衷取舍，有可能全面达到设计目标。