火箭弹控制精度和时间的确定

采用火箭弹６Ｄ弹道仿真软件，运用“瞬时平衡”假设，对火箭弹简易控制系统进行了数值仿真计算，确定了理想控制情况下，火箭弹控制系统的控制时间和控制精度，为实际控制系统的设计提供依据。     

航天器刚性太阳翼在轨一维展开时间近似算法

针对航天器总体方案设计阶段迭代数值仿真太阳翼在轨展开时间计算复杂问题,以航天器刚性基板一维展开太阳翼为研究对象,将太阳翼的在轨展开运动简化为单自由度的刚性运动。利用动-势能守恒原理,推导了太阳翼在轨展开时间的理论公式。根据实际工程参数对太阳翼展开时间的理论公式进行了简化、拟合,建立了太阳翼展开时间的近似算法。近似算法解析计算的太阳翼在轨展开时间与数值仿真计算结果比对表明:相对误差小于10%,可以满足工程要求。用该近似算法,可在航天器总体方案设计阶段较为简单地计算并合理提出太阳翼在轨展开时间指标。     

倒置喷管湍流流场计算

本文对倒置喷管的湍流跨音速流场进行了数字模拟，其算法基于ＹａｎＬｅｅｒ的矢通量分裂格式，求解时采用了线性Ｇａｕｓｓ—Ｓｅｉｄｅｌ迭代法，并结合局部时间步长技术对收敛过程进行加速，对雷诺数为１．６６×１０６的倒置喷管的流场进行了数值计算，结果与实验相符合。     

超声电喷推力器的驻波特性

为研究超声电喷推力器(UAET)驻波尺寸特性的相关变化规律，建立发射极液面的液体振动数值模型，并开展驻波尺寸测量试验对数值模型进行验证。对比驻波间距的测量值与计算值发现，两者在变化趋势上可认为一致，且计算误差在6.55%以内。在此基础上，利用数值模型对不同波源频率、振幅下的驻波相关参数进行计算。实验结果表明，随波源频率升高，驻波间距、高度以及半径均下降，其影响机制在于频率主要对波纹形成时间产生影响；而振幅的升高对间距几乎不产生影响，仅会导致驻波高度和半径升高，其影响机制在于振幅对波纹形成应力产生影响。     

固体火箭发动机复合材料壳体的轴压稳定性研究

应用小挠度理论研究了复合材料壳体的轴压稳定性，总结归纳了其计算公式，并分析和研究了影响壳体轴压稳定性因素的敏感性，算例表明数值计算结果与实际经验结果相吻合。     

液体火箭发动机工作过程数值仿真

建立了液体火箭发动机工作过程数学模型并进行了数值仿真计算。以开式循环发动机为原型样机,建立了工作过程数学模型,开发了数值仿真软件。通过与试车实际数据对比分析,仿真结果与实际试车数据基本吻合。还仿真了发动机起动过程中可能出现的故障模式,给出了明确结论。     

一种固冲组合发动机进气道通气减阻方案的特性研究

提出了一种适用于整体式固体火箭冲压发动机的进气道通气减阻方案，并以矩形截面通气口高度、长度为变量进行了数值模拟实验，得到了其对阻力系数的影响规律。还给出了最佳通气方案的阻力系数随马赫数的变化规律，并与原始模型、进气口加堵盖方案进行了比较。最后结合一种具有常规气动布局的飞行器外形设计了模型，并对其进行了数值模拟研究和吹风实验，验证了方案的有效性和数值计算方法的可靠程度。     

某炮射导弹发射过程的阻力系数及升力系数的数值模拟

用数值模拟的方法求解炮射导弹发射过程的主要空气动力系数，以某炮射导弹的气动外形为基础，以优秀的计算流体力学软件FLUENT、为工具。在数值模拟中全部计算网格采用结构化网格，紊流模型采用适于空气动力计算的一方程模型中SPALART-ALLMARAS模型，差分方程的求解采用一阶迎风格式和二阶迎风格式相配合的方式，所有这些保证在数值模拟中的物理模型、数学模型、以及方程的求解等方面提高数值模拟结果的精度，最后给出了主要的空气动力系数，并对其进行了简单的分析。     

具有翼柱型装药和潜入喷管的固体发动机内流场计算

本文对具有翼柱型装和潜入喷管的固体火箭发动机燃烧室后部三维流场及喷管三维跨音速流场进行了数值计算，并研究了管潜入比对燃烧后部流场结构的影响。数值计算中以Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ提出的隐式近似因式分解方法为基础，引入介隐式和四阶显式人工粘性，当地时间上海工，隐式残值光顺，稳定因子，分区算法等技术，求解三维薄层Ｎ－Ｓ方程，得出了一些可供ＳＲＭ设计参考的结果，也为ＳＲＭ燃烧室－喷管三维流动一体化计算打下     

高超音速飞行器气动加热计算

对高超音速飞行器气动加热计算方法进行研究，采用基于热流量平衡方程的工程估算方法和二维薄层近似N－S方程数值模拟，计算高超音速飞行器对称面中心线上的温度分布。以天地往返运输系统的气动加热为例进行了计算，并对计算结果进行了分析和比较，计算结果表明：该工程估算方法和数值计算方法是可行的。