电控旋翼气弹动力学建模研究

研究了电控旋翼的气弹动力学建模方法.以有限元旋翼气弹分析程序LORA01为基础,首先给出了一种能计及襟翼移轴补偿影响的时域综合非定常气动力模型,并将伺服襟翼作为额外引入的质量体计入结构动力学模型;之后结合有限元法,根据Hamilton原理导出由广义力表示的带襟翼桨叶非线性运动方程,采用基于Newmark方法的隐式数值积分法对桨叶运动方程进行求解.最后,利用主动控制襟翼旋翼的试验数据对模型进行了比较验证,证明了所建模型的正确性.     

直升机燃油系统地面模拟试验中试验台转角与油面角的关系

为了在直升机燃油系统地面模拟试验中准确地模拟油面角，本文介绍了试验台转角与油面角的关系，并给出了转换结果，同时，提出了一种用油箱内增压来模拟过载的设想，使在模拟试验时，油泵供油更趋真实，通过简化计算，给出了确定气压力的方法和判断依据。     

多变量非线性非定常气动力的模糊逻辑模型

应用模糊逻辑算法，建立了带升降舵偏角影响的非线性非定常气动力模型逻辑模型，并进行了验证，结果表明：所建立的非定常气动力模型逻辑模型有较强的预测能力，此方法为今后建立多变量、复杂运动的非线性非定常气动力学数学模型，提供很好的借鉴。     

高速列车进入带缓冲结构隧道的压力变化研究（I）

给出了列车穿越带有缓冲结构的隧道压力变化的三维粘性流场数值模拟过程，控制方程为三维粘性、可压缩、非定常流的N．S方程，空间离散采用了中心有限体积法格式，时间采用预处理二阶精度多步后差分格式进行离散，对列车与隧道之间的相对运动采用移动网格技术处理。对不同的缓冲结构缓解隧道内瞬变压力及压力梯度的作用进行了研究。研究结果表明，缓冲结构的设置能够有效地降低隧道内的压力和压力梯度的最大值，其原因在于缓冲结构延长了压缩波压力上升的时间，降低列车突入隧道时所形成的最大压力梯度；另一方面由于压缩波在缓冲结构和列车、隧道之间多次的反射，也降低了压力峰值。     

二维Euler方程的非结构网格再生成自适应方法

给出了提高二维Ｅｕｌｅｒ方程定常解质量的非结构网格自适应方法和模拟结果。流场算法为结点型有限体积法和Ｌａｘ－Ｗｅｎｄｒｏｆｆ格式，网格用阵面推进法生成，生成初始网格时使用均匀的直角坐标背景网格。     

三角翼低速动态大攻角气动特性试验研究

对后掠角分别为X=60°、70°和80°尖前缘平板三角翼模型和一个前缘后掠角为（76° 40°）的双三角翼模型在低速风洞中作大攻角俯仰摩波运动，振幅am=30°、60°和90°，缩减频率K=0.01～0.12，基于根弦长雷诺数Re=2.76×10^5～8.23×10^5。进行了六分量动态气动载荷测量，动态流动显示和70°三角翼上翼面非定常压力测量，并分别与对应的静态试验结果比较。分析了运动参数包括缩减频率、振幅和Re数、后掠角对气流动态迟滞特性的影响。     

无波动,无自由参数的耗散差分格式（NND）在喷流计算中的应用

本文用文献[1]建立的无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式),对无粘喷流流动进行了数值模拟,并就一典型的自由射流流动,与国外高精度、高分辨率的PLM差分格式(Piecewise-Linear Method)的计算结果和实验结果作了比较,得到了很一致的结果,且所用的计算时间少于PLM格式。     

大曲率弯道和叶栅内的湍流数值模拟

本文在贴体曲线坐标系下应用非交错网格技术，发展了适于求解复杂流动的压力修正算法，采用速度的协变物理分量为动量方程的求解变量，推导得出一个适于任何曲线坐标系下控制单元体界面流通量的插值模式，可以有效地抑制不合理的波动压力场，计算表明，算法稳定收敛，计算值与试验值吻合良好，同时能预示通道内复杂的流动现象。     

计算跨声速机翼尾涡流自适应区域方法

本文利用自适应区域方法调节机翼后每个Ｔｒｅｆｆｔｚ平面上的计算域，使得尾涡对这个计算域边界的影响足够小，从而提高了计算的精度和时间。考虑到间断面的影响，在尾涡面上引入有旋项对流场进行计算。椭圆载荷机翼计算表明本文计算结果与经典Ｂｅｔｚ理论一致。用本文方法对某轰炸机进行了计算，计算结果已用于预计其实际飞行的尾涡面。     

弹用涡喷、涡扇发动机发展概况

介绍了飞航式导弹主要动力装置的弹用涡喷、涡扇发动机的发展概况，包括发展历史、特点、技术现状，并论述了发展趋势。