导弹滚动气动系数校验

在导弹研制过程中，飞行控制系统设计是基于计算得到的导弹气动参数作出的，为了提高其计算准确性，提出了一种利用飞行试验数据校验导弹滚动气动系数的方法，为此，首先建立了辨识所需的导弹滚动运动数学模型，然后提出了利用飞行试验数据对导弹滚动气动系数进行辨识计算的方法，由外干扰元法测量，而且是导弹滚动运动的重要驱动因素，因而也被作为一个未知参数的加以辨识，最后给了利用辨识结果校验滚动气动系数的方法。     

轴流压气机尾流撞击效应机理的数值模拟

通过精确给定转子进口边界条件,以模拟上游静子尾迹对转子流场的影响,这样利用单排的计算结果模拟转/静干涉引起的非定常流动对流场气动参数的影响,因为相邻叶片排的叶片数不同,从而避免传统方法中常用的叶片数约化存在的难以正确模拟非定常激励频率的问题,对计算时间和计算能力的要求也可减少.针对一个低速转子的数值模拟结果显示,如果能合理地组织来流尾迹的扫过频率和尾迹亏损的幅度,对转子气动性能的改善是很显著的,从而为风扇/压气机中控制和利用非定常流动提供了一个可行的方向.     

超声速压气机叶栅中激波、边界层相互作用的基本现象及被动式控制的研究

高级压比轴流压气机叶栅中激波、边界层相互作用会引起激波振荡并增加流动损失。本实验在超声速压气机叶栅风洞中研究激波、边界层相互作用现象并用激波、边界层相互作用的被动式控制方法寻求减弱激波振荡、减小流动损失的途径。被动式控制是用带有空腔的多孔表面部分地取代叶片吸力面的固体表面，并使该多孔表面恰好位于激波位置的下方。本文给出了有无被动控制时叶栅通道的纹影照相、高速照相、激波强度及叶栅损失，并对它们加以比较。结果表明，激波由无孔叶片时的单一波变成有孔叶片时的入波，激波强度变弱，激波振幅减小，叶栅等摘效率得以提高。     

共轴双旋翼与单旋翼悬停流场实验测量值的对比

以三维激光多普勒测速仪测得的数据为基础，全面比较了共轴式双旋翼与单旋翼尾迹流场中轴向、径向和周向速度的特点与差异。分析指出，由于双旋翼相互间的气动干扰，导致其流场与单旋翼的明显不同，而这些不同沿各向异性，轴向最大，径向次之，周向最小。文中对周向速度表现出的异乎寻常的特点作了进一步的说明，这对建立共轴式双旋翼尾迹流场的数学模型具有重要意义。     

空天飞机的防热系统

首先分析了空天飞机对其防热系统的要求,重点是在飞行热环境中的生存能力、减轻重量以及良好的使用性能。然后,概述了正在发展的典型的两级入轨和单级入轨的空天飞机的防热系统。紧接着较详细地介绍了美国空天飞机(NASP)防热系统研究工作的进展情况,同时介绍了适用于空天飞机前缘防热系统的设计概念、可能采用的热管技术和对主动冷却面板的要求及其发展现状和存在的问题。对理论分析、地面试验和飞行试验在发展空天飞机防热系统中的作用也进行了讨论并简单地介绍了这几方面的发展现状。最后,对发展空天飞机防热系统提出了建议。     

高超声速压缩拐角再附峰值热流率

给出三维和二维压缩拐角诱导激波与高超声速层流和湍流边界层相互作用的流场结构和前向压缩表面的热流率分布。实验气流M数为7．8，单位长度Re数为3．5×107／m。结果表明：激波与边界层相互作用能促进边界层转捩。只有基于再附峰值热流率位置长度的参考温度条件下的雷诺数足够低，相互作用过程才能是纯层流的。在全再附高超声速分离流中，再附峰值热流率可用Simeonides通用相关式进行估算。     

三维管内激波/湍流附面层干扰流场的数值模拟

给出了可压缩性及曲率修正两方程湍流模型，用它对跨音速三维喷管管内激波／湍流附面层干扰流场进行了数值模拟；给出了不同纵向截面上的激波结构、等马赫线图和四周固壁上的摩擦力线谱。将计算所得的摩擦力线谱、激波结构与实验结果进行了比较。分析了横截面上的流动结构，计算与实验吻合较好，进一步证实可压缩性及曲率修正两方程湍流模型能够较好地模拟激波／湍流附面层干扰流场，满足工程设计和分析要求。     

导弹静水模态的ANSYS有限元分析

为研究导弹潜航时的自振特性，采用通用有限元软件ANSYS建立了适合浸没圆柱壳的有限元模型，用ANSYS结构模态分析的非对称法分析了导弹结构的静水模态。结果显示静水模态的固有频率比干模态有较大下降，振型类似；尾舵和水深对模态的影响不大。     

高温低周疲劳寿命预测模型

系统评介了应变变程划分（ＳＲＰ），频率划分（ＦＳ），频率修正损伤参数（ＦＭＤＦ），损伤速率（ＤＲ）和应变能划分（ＳＥＰ）等五种在国内外影响较大的高温低周疲劳（ＨＬＦ）寿命预测模型，并对ＨＬＦ寿命预测的损伤力学方法作了简介。基于能量原理，本文建立了一个新的ＨＬＦ寿命预测模型，即时间修正能量（ＴＭＥ）模型。通过引入时间因子和采用优化处理技术，该模型能较准确地反映塑变、蠕变和环境介质等ＨＬＦ损伤机制的作用。利用镍基超合金Ｒｅｎｅ’９５（涡轮盘材料）的ＨＬＦ试验数据，对上述几个模型的拟合能力和预测能力进行了评价。结果表明，对于该材料，ＴＭＥ模型要优于其他几个模型。     

远程火箭弹卷弧翼气动载荷工程计算方法

根据卷弧翼气动特性，引入各种干扰因素，利用刚体弹道方程计算出卷弧翼的最大气动载荷。经实例验证表明，该方法的计算结果与飞行试验结果是符合的。