超声速边界层转捩拟序结构大涡模拟

针对超声速边界层转捩问题，以五阶迎风和六阶对称紧致格式数值求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程，对马赫数4．5，雷诺数10000的空间发展超声速平板边界层的谐波扰动转捩问题进行了大涡模拟。时间推进采用紧致存储三阶Runge-Kutta方法，亚格子尺度模型为修正Smagorinsky涡粘性模型。通过入口叠加一对线性最不稳定第一模态斜波扰动的方法，得到了从线性，弱非线性扰动增长、交替A涡结构出现到演化为发卡涡的转捩过程；针对剪切层结构等现象，给出了该转捩拟序运动的详细讨论。比较显示，转捩结构及摩擦系数曲线等同理论分析吻合。     

影响高超声速进气道起动能力的因素分析

对一系列不同收缩比、不同波系配置的内压缩通道二维流场进行了数值模拟。研究了面积收缩比、飞行高度和来流攻角对高超声速进气道起动性能的影响，提出了进口起动马赫数和来流起动马赫数的概念。研究表明，当进气道收缩比增大时，进气道的进口起动马赫数增大；来流起动马赫数由外压波系强度和进口起动马赫数决定，所以来流攻角变化改变外压波系强度，从而改变来流起动马赫数；随着飞行高度的增加，来流起动马赫数和进口起动马赫数增大，造成这一变化的原因是飞行高度不同，来流雷诺数不同，造成收缩段进口截面附面层厚度不同。     

双模态冲压发动机燃烧室流场数值模拟研究

在三维、粘性、湍流及有化学反应的Navier-Stokes方程基础上，通过有限化学反应速率／涡扩散模型模化湍流燃烧，对以H2为燃料的双模态冲压发动机燃烧室流场进行了研究，分析了空燃比、燃料入射角、飞行马赫数对燃烧室工作模态的影响，并分析了燃烧室隔离段的作用。     

固体火箭发动机内流场研究的新动向

对固体火箭发动机内流场的研究作了总结性的回顾，并对近年业该研究领域的若干新动向作了介绍，即粒子沉积研究、基于非结构网格技术的内流场数值模拟、复杂内流场模拟试验、     

运载火箭控制系统仿真的发展方向

为拓宽仿真系统、仿真计算机、仿真软件和与人工智能相结合等方面的应用范围,本文全面阐述了运载火箭控制系统仿真的发展方向,可供预先研究做选题参考。     

空间光学系统中内部构件热辐射引起的谱段杂散辐射

对空间光学系统中由于内部构件热辐射而引起谱段杂散辐射,建立了谱段辐射物理模型和采用蒙特卡罗方法计算的有关概率模型及计算方法。编制了较通用的分析软件,并针对某一空间光学系统进行了计算,通过分析计算结果得到一些有益的结论。     

红外探测阵列对固体导弹尾焰跟踪定位的研究

通过分析研究建立了前视红外探测阵列ＦＬＩＲ（Ｆｏｒｗａｒｄ Ｌｏｏｋｉｎｇ Ｉｎｆｒａ－Ｒｅｄ）对导弹进行精确跟踪、定位的数学模型，其中包括导弹的运动模型、大气干扰模型和探测阵列的观测模型。利用探测阵列ＦＬＩＲ的原始观测数据，扩展卡尔曼滤波器（ＥＫＦ）精确跟踪导弹目标。由于导弹与探测器的距离较远，故为视为点目标。导弹在探测阵列上投影的位置由两部分组成：导弹真实运动位置和由于大气干扰造成的偏移。滤波     

固体火箭发动机推力线横移和偏斜模拟计算

分析了固体火箭发动机推力线横移和偏斜的影响因素，介绍了由静态影响因素引起的偏差计算方法，得到的模拟计算结果与实测结果相近。这种计算方法将有助于改进导弹的姿态控制精度。     

基于HLA的网络对抗系统建模与仿真

介绍了HLA的基本思想,分析了网络对抗仿真系统,给出了网络对抗系统的层次模型以及基于HLA-RTI的实现方法。