测定三维边界层转捩区位置的热膜—红外法实验研究

以表面热膜法和红外图象法作为主要方法，以油流法和荧光微丝法作为辅助方法，在低速风洞中，对三维边界层转捩现象进行了实验研究，发展了一种可供实用的定量确定三维边界层转捩区位置的新方法－－热膜－红外法。     

密集根之特征向量导数的改进高精度动柔度法

作者曾为许多特征向量导数计算，提出过一种介于直接法（指直接求解线代方程组的，以Nelson为代表的一类方法）和模态法之间的高精度动柔度法。这种方法与作者建立的一般动柔度法一样，不能用于密集根之特征向量导数的计算。为使该方法扩展到密集根状态，本文将作者发展的混合移频技术应用于原高精度动柔度法，并重新推导了混合移频系统 的高精度动柔度式，从而形成能适用于许多密集根之特征向量导数计算的改进高精度动柔度法。     

测定三维边界层转捩区位置的热膜－红外法实验研究

以表面热膜法和红外图象法作为主要方法，以油流法和荧光微丝法作为辅助方法，在低速风洞中，对三维边界层转捩现象进行了实验研究，发展了一种可供实用的定量确定三维边界层转捩区位置的新方法——热膜－红外法     

线化插值权残法求解强非线性振动问题

本文用线性化法，插值函数法和权残法相结合的方法求解了几类保守系统强非线性振动问题，其精度比已有的新的改进的L-P法还更好些。     

高温合金小直径棒材超声检测新方法探讨

本文对直径小于１６ｍｍ的高温合金小直径棒材的检测方法进行了深入探讨，对爬波法和双晶轴向线聚焦法的探测结果进行了比较，指出双晶轴向线聚焦法是检测小直径棒材的有效方法。     

共轭梯度法的一个计算公式

共轭梯度法是最典型的共轭方向法。文中给出了另一种有效的共轭梯度法，它适用于求解目标函数为一般可微函数的无约束最优化问题，而且其中的线性搜索不必用精确线性搜索，只需满足Ｗｏｌｆｅ准则。文中对该方法的收敛性给予了分析，同时还讨论了具体实现方法，并用经典算例进行了数据试验。     

复合材料油气管路多目标设计法模糊物元评估分析

对复合材料油气管路多目标设计法，用模糊物元评估法进行了分析，结论与其他方法相符。     

层次分析法在价值工程的功能分析中的应用

本文对确定功能评价系数的强制确定法做了详细地讨论与分析，指出ＦＤ法的功能两两比较结果只有０和１，不足以表示功能之间重要程度的数量差异，不适宜用来进行功能评价。为此，本文将系统工程中广泛使用的对非定量事件作定量分析的层次分析法引入到价值工程中，提出了确定功能评价系数的ＡＨＰ法。本文还利用判断矩阵的间接构造方法，将ＦＤ法和ＡＨＰ法综合形成一种新的评价方法，ＦＤ－ＡＨＰ法，亦是利用ＦＤ法求得功能间的比较     

用弯剪法计算两向正交正放平板网架各杆内力

本文在节点法和截面法的基础上，将两者融为一体，为计算两向正交正放平板网架各杆内力，提供了一种新颖方法，称其为弯剪法，文中引用了实例，结果与其它方法完全一致，并符合实际，这就证实了本法的有效性和可靠性，有一定的参考价值。     

高阶(2+1)维色散长波方程的孤波解

为了求高阶(2 1)维色散长波方程的精确解，先通过变换将其变为一个简单的方程．然后利用各种方法求该方程的精确解，最后再通过变换得到了高阶(2 1)维色散长波方程的若干新孤波解，本文简化了求非线性模型精确解的双曲正切函数法、双曲函数法、平衡齐次法及扩展的双曲正切函数法等方法。     

从约束试验数据提取自由结构模态参数

本文为“从约束试验数据提取自由结构模态参数”提出了一个有力的方法。它仍以试验信息与理论信息相结合为基础，但它不像某些方法依赖理论信息过多，造成工程应用中的误差可能较大；同时，它又不像另一些方法依赖试验信息过多，从而导致方法在工程中实施起来异常困难。数值模拟表明，本文方法是可行的。     

试飞科目的最优排序问题研究

以试飞科目间总的过渡耗油、耗时最省为性能指标，在建立过渡耗油、耗时计算数学模型的基础上，应用“旅行推销员”问题的ＥＡＳＴＭＡＮ解法及最近相邻点启发性解法两种方法对试飞科目的最优排序问题进行了研究。分析了两种方法的适用范围及限制条件，ＥＡＳＴＭＡＮ解法适用于起点和终点为同一科目的问题，最近相邻点启发性解法则是一种适用于开环问题的工程解法。仿真结果表明，通过合理安排试飞科目次序，可节省试飞耗油，耗时，     

展望系统辨识方法在大攻角气动问题研究中的应用

在分析了目前进行飞行器大攻角气动特性研究所采用的尾旋风洞试验、常规风洞自由飞试验和遥控模型自由飞试验的优缺点之基础上指出:把系统辨识方法与这些试验方法结合起来,是一种行之有效的研究飞行器大攻角气动问题的技术途径,它可以简化这些试验方法的一些技术环节,提高试验精度。若气动数据来源于尾旋风洞,这种新方法只能研究飞机的发展尾旋和改出尾旋;若气动数据来源于常规风洞,这种新方法也只能研究飞行器的大攻角、偏离、过失速和失速性滚摆/滚转模态;只有通过模型自由飞获取气动数据,这种新方法才有可能研究包括尾旋全过程在内的各种大攻角飞行模态。     

高超声速风洞现代试验设计方法研究

现代试验设计（Modern Design of Experiments,MDOE）方法是提升风洞试验效率的一种重要技术途径。基于拉丁超立方的现代试验设计方法尽管理论效率很高,但其设计的随机采样点在与风洞模型姿态自动控制系统配合时,实际效率会显著下降。根据现有风洞试验设备控制系统走刀特点,针对多变量风洞试验设计需求,提出一种基于分层拉丁超立方的现代风洞试验设计方法,并将其应用于马赫数6的风洞模型的二变量试验和三变量试验设计。在满足精度的情况下,将MDOE方法与传统试验设计（One Factor at A Time,OFAT）方法进行对比,结果表明:二变量试验中,MDOE方法仅需OFAT方法20%左右的样本量;三变量试验中,MDOE方法仅需OFAT方法30%左右的样本量。与经典拉丁超立方试验设计方法相比,本文所发展的分层拉丁超立方试验设计方法结合现有风洞试验设备,可有效减少试验车次,提高试验效率,缩短试验周期。     

从约束试验提取阻尼自由结构主模态

对于大型自由结构,如大型运载器,要实现自由状态下的模态试验是愈来愈困难了。为此,人们被迫只好对这类结构进行约束状态下的模态试验。这样就要求从约束状态试验所测得的数据中提取到原自由状态下的试验模态参数。本文针对这个问题提出了一种“提取方法”。数值模拟结果表明,该方法的精度相当满意,不论是无阻尼,还是考虑有阻尼的情况,都可以获得工程上满意的结果。     

根据风洞试验结果建立有尾翼导弹数学模型

通过分析有尾翼导弹气动力的对称特性,建立了有尾翼导弹空气动力系数的三角级数模型,给出了模型结构确定方法,并对某导弹风洞试验数据进行了建模研究,建模结果验证了所建模型的有效性和可行性。该套方法可以减少风洞试验量、帮助总结气动力规律、校正风洞试验的误差,并能为控制规律设计和性能分析提供方便。     

高超声速风洞试验模型底压测量方法研究

针对高超声速风洞试验模型底压测量误差较大而导致模型底阻难以精确扣除的问题，在Φ1m高超声速风洞中开展了3种底压测量方法的对比研究，即电子扫描压力测量方法、低压力差压传感器测量方法和微型绝压传感器测量方法，并在马赫数6试验条件下开展了HB-2标模和某导弹模型试验验证。试验结果表明:采用微型绝压传感器进行模型底部压力测量能避免测压管路的影响，可快速响应高超声速风洞试验模型底部压力变化情况，有效提高模型底压的测量精准度。     

超临界自然层流翼型NPU-L72513的风洞试验研究

超临界自然层流翼型具有很好的应用前景。西北工业大学翼型研究中心设计的我国第一个超临界自然层流翼型 NPU-L72513在 CARDC 高速所的跨声速风洞进行了试验,证明超临界自然层流翼型 NPU-L72513具有优良气动特性,其设计是成功的。同时说明我国已初步具有自行设计超临界自然层流翼型和进行相应风洞试验的能力。     

信号源失真对波形记录仪动态有效位数评价的影响(英文)

波形记录仪和数据采集系统等设备的动态有效位数评价中,大都假定所用正弦波信号源无任何失真.当信号源具有噪声或谐波失真时,给评价结果将带来多大的影响,尚无确切的结论,这使得对有效位数评价结果无法进行量值溯源.本文从能量守衡角度,阐述了信号源噪声失真对波形记录仪动态有效位数评价结果的影响,同时给出了由输入信号源噪声和谐波失真带来影响的修正关系式,以及在给定误差限度下,信号源失真度选择原则的关系式。     

脉冲爆震发动机试验室消声系统研究

为了改善脉冲爆震发动机(Pu lse detonation eng ine,PDE)试验室噪声向周围环境辐射、传播的现象,研究了消声装置设计方法,建立了进气、排气消声室系统,采用数值模拟和试验的方法,成功地将PDE试验室向外辐射、传播噪声降低30dB(A)以上,达到了降噪目的,已接近该处的本底噪声。通过数值模拟的方法获得消声室内流场的分布,分析了气流对消声器的声学性能影响,试验验证了从传播途径上降低PDE试验室向外辐射、传播噪声的方法是非常有效的,极大地减少了脉冲爆震发动机试验造成的噪声污染。