几种流体壁面剪切力测压管的性能研究

对四种壁画型流体剪切力测量差压计Ｓｔａｎｔｏｎ管，Ｋ型管，穴型管，及微孔表面差压管在湍流边界层条件下进行试验并对其结构特点进行比较后表明，这四种差压计具有相同的特征，所测量的区差均为流量动量变化所致，其流体剪切力可以表示为τ＝Ｃ△Ｐ￣ｎ，为避免对标定数据过于繁复的多段拟会，并使差压计能在较大测量范围内保持拟合公式的精度，各类差压管在与固体壁画铅垂方向上的尺度值应尽量低，微孔表面差压管结构复杂，灵敏度低，但它具有线性特性。     

气体采样计量误差的研究

研究与制订大气环境质量标准，即确定和评价大气中污染物浓度与暴露时间的影响、损害作用及彼此的相互关系乃是环境保护的重要研究课题。本文建议统一采用“标准状况下，标准组成干燥空气中所含污染物浓度”的严格概念。同时，还研究了大气采样中由于现场条件与大气成分不同所产生的气体流量（率）计量误差，得到了这种误差的一般数学表达式。     

跨音速翼型风洞的洞壁干扰研究

利用三个几何相似的 RAE104翼型模型,用实验方法确定西工大翼型风洞(TAWX)的无堵塞干扰开闭比。对于不带测压轨及带测压轨两种状态的开槽壁分别采用2%及4%开闭比可认为近似于无堵塞干扰。利用测压轨测量该翼型风洞上下壁附近控制面的静压分布,并利用快速富里叶变换法计算马赫数及迎角修正量。由 TAWX 风洞与西德 DFVLR TWB 风洞实验结果的比较可以看出,当迎角为零时,两者结果吻合较好,说明无堵塞干扰开闭比的确定基本上是正确的,经过快速富里叶变换法进行马赫数及迎角修正后的 TAWX 有升力的实验结果也与 TWB 结果接近。     

一种改进的翼型设计方法

本文将翼型的设计问题转化成多元函数求极值问题来求解,提出了一种改进的翼型设计方法,可用于考虑粘性影响时的亚临界翼型设计。     

超音速流在正规反射激波系后的参数优化特性

研究了超音速气流中正规反射波加一正激波结构下的参数优化特性，给出了求解这种优化结构的方法，通过计算得到了优化条件存在的区域和优化解的特性，它用可于指导超音速飞行器的进气道及相关装置的设计。     

冲压发动机点火前内流场数值仿真研究

冲压发动机在点火前由于燃烧室的压力较低,内通道流场状态与发动机正常工作时的差别很大。因此,在发动机设计时,必须要考虑形成正常点火条件对发动机结构的约束。本文利用有限体积法对N-S方程进行空间离散,对发动机点火前的不同内通道结构下的冷流场进行了数值模拟,结果表明稳定器和喷油装置对形成合理的点火条件很重要,稳定器的布局对点火状态有很大影响。     

四喷管射流流场的数值模拟及分析

本文分析了ENO格式的特点，并应用于全NS方程的迁移项和压力项，模拟了三维射流，首先计算了四喷管射流干扰流场，给出了相应的计算结果，指出了其四股射流外部有形成类似一股射流波系的趋势，而内部四股射流始终存在并相互作用，且伴随流对内部干扰流场有重要影响；然后计算了四股射流流入圆管内的流场，给出了壁面和截面物理量的分布，分析了其拓扑结构。     

非壅塞固体火箭冲压发动机补燃室内流场数值模拟研究

在冷流情况下对发动机补燃室掺混流场进行了数值求解，然后建立了发动机补燃室简单反应流模型，并在该模型下对某实验发动机进行了模拟，得出了反应物和产物组分、燃速、温度等发动机参数的变化趋势，给出了一些有用的结论，论证了该反应流模型的准确性。     

加扰流环双组元LAE的流场数值仿真

采用交错网格系统SIMPLE算法和二维两相流场燃烧模型，对有不同形状(矩形、圆弧三角形及其混合结构)和位置扰流环的某双组元液体远地点发动机(LAE)流场进行了数值仿真计算。结果表明，扰流环对提高燃烧效率作用明显。环的位置应适中(不能过于靠近头部和喷管出口处)，其高度越大，燃烧效率越高。另外，矩形环的压力损失大于三角形环。     

轨道机动过程中推力加速度的实时最小方差估计

飞行器轨道机动过程中，为跟踪、定位机动目标和干预机动控制过程，需要统计处理离散的雷达观测量实时估计推进发动机的推力，进而确定飞行器的瞬时轨道参数。本文所述算法是该工程问题的探讨和解决方案。文章建立了轨道机动过程中连续变质量运动模型和离散雷达量测模型，推进发动机的质量秒耗量作为表征推力加速度的一个近似常量，应用扩展卡尔曼滤波对离散的雷达测量数据进行顺序统计处理给出秒耗量的最小方差估计；文章详细地推导了线性化量模型的变分方程和观测矩阵；仿真结果表明该算法能快速、准确地估计推进发动机的质量秒耗量和向机动目标施加的实际推力。