适用于航空涡轮全三维设计的气动设计体系

建立了一种以考虑损失的多级三维无粘定常计算程序为主的设计体系 ,该体系考虑了多级透平工作中的变比热容和冷气掺混 ,叶列间参数传递处理上采用了 Rieman解和松弛因子提高程序的稳定性 ,在二维基准截面造型中采用了三次有理 B样条曲线成型 ,三维叶片积迭采用 Besier曲线生成母线。此设计体系同时依赖于一个损失估算体系 ,用来较准确地估算涡轮效率。设计实践证明该体系适用于现代涡轮的全三维设计     

用于喷气客机概念设计的气动特性分析程序

针对喷气客机概念设计需求,在确定了升阻特性的估算方法后,应用MATLAB开发气动特性分析程序。以典型喷气客机为例,验证了气动分析模型和计算程序的精度。所开发气动特性估算程序能快速对喷气客机初步方案气动特性进行评估。设计人员只需通过用户界面给出飞机外形参数和飞行条件,就可快速获得巡航构型曲线、升阻比曲线、巡航效率曲线、抖振边界曲线,以及起降构型升力线和升阻比曲线。     

空间有理三次Bezier曲线参数化

在计算机辅助设计中，曲线、曲面的参数变换技术有重要的作用。其中，正则参数变换不改变多数曲线的形状，仅改变曲线的参数值与曲线上的点的映射关系，由此改变了曲线的参数定义。本文研究了在保持曲线形状不变的情况下，通过改变空间有理三次Ｂｅｚｉｅｒ曲线的权因子，使曲线重新参数化，得到与正则参数变换同样的效果。     

A330飞机前起落架减振支柱勤务程序的分析和总结

对 A330飞机前起落架减振支柱勤务和检查程序中4种符合性曲线的特点进行了分析，对照勤务和检查程序进行梳理后制作成处理流程图，使复杂的程序简单化，以便对实际工作起到帮助。     

复合材料接头的最佳参数设计

本文基于复合材料机械连接的总体优化设计程序，专门探讨了补强铆接，螺栓－柱销等接头参数的优化设计方法，建立了计算公式，绘制了参数选择曲线，给了连接强度的可靠性评价，通过实验证实与强度概率计算值是十分接近的。     

一种计算缝合层压板中缝线连接强度的方法

为了能够计算缝合层压板中缝线的连接强度，建立了缝线的数学模型。该模型是基于Xi Zhang和Hong-Yuan Liu的z-pinning模型发展而来的。模型基于弹性力学的假设，能够求得在给定的结构材料和几何参数下，缝线在分层裂纹开裂处的位移一载荷曲线。根据该曲线，编写定义缝线本构关系的子程序，嵌入到该结构的有限元模型中。通过该方法建立的模型规模相对较小，但又包含了针对该结构所特有的缝合特性。     

超椭圆进气道的设计

本文阐述了超椭圆曲线及超椭圆曲面的构造方法,利用UGII/DESIGN软件的曲面造形功能和GRIP程编语言,开发了超椭圆曲线及超椭圆曲面几何造形程序,在UGII工作站及微机仿真工作站上交互式运行,有很强的检查和编辑功能,它不仅适用于飞机进气 道(含唇口)的几何造形设计,而且也适用于一般的超椭圆曲面(如机身)的造形。     

用最优控制理论设计双作用叶片泵定子曲线

将最优控制理论应用于双作用叶片泵定子过渡曲线的设计中，提出了一个主要考虑叶片泵寿命、振动与噪声的性能指标泛函，通过计算获得了在该性能指标下的最优过渡曲线，与高次方多项式过渡曲线相比，使得引起泵振动和噪声的度跃动值下降了１８％，在其它性能上该过渡曲线也有不同程度的改善     

再入飞行器化学非平衡流动的隐式向量算法研究

在YH－2计算机上对再入飞行器化学非平衡流流场的NND隐式程序进行向量化计算，在对程序作了重构优化后，向量加速比达3．4。这是对化学非平衡流N－S方程隐式程序进行向量化计算的成功尝试，也为进一步实现程序的并行执行奠定了良好的基础。     

叶片泵定子内轮廓面在CNC加工中心上的磨削

通过对定子内轮廓曲线的深入分析研究，模拟了数控坐标磨床的快速插房法，采用螺旋式编程法，在现有数控加工中心上实现了定子内轮廓曲线由削加工，获得了较好的轮廓型面及经济效益．     

高超声速风洞测力数据的关联研究

通过比较分析法研究AGARD-B标模在BIA的FD-07风洞中气动力测量数据与其它高超声速风洞设备测量结果的相互关联。其目的，既可以综合鉴定FD-07风洞的流场性能和测试水平，也可以从另外意义上为数值方法的程序校验提供必要的技术支持。结果表明，在Ma=4.94-7.96范围内，所测得AGARD-B标模的力、力矩和压心位置，不仅随Ma和α的变化趋势与其它风洞一致，而且其变化量比较接近于各风洞测力数据拟合的逼近曲线。     

五坐标数控加工程序在不同机床间的移植

本文提出了五坐标数控加工程序在不同型号五坐标机床上直接使用的一种简捷实现方法，并就ＭＣ－Ｂ７４机床上使用的加工程序向ＴＡＵＲＵＳ－３Ｐ机床上移植，给出了转换公式及计算机实现方法。     

布撒器雷达截面计算与测量

用物理光学法计算了布撒器的雷达截面，并与外场测量结果进行了比较。计算的RCS-θ曲线与测量的RCS-θ曲线变化趋势相同，在典型方向上的计算结果与测量结果比较吻合。表明镜面回波在强度上占绝对优势的目标RCS计算中，物理光学法可以给出工程上可用的结果。     

涡轮叶片“有效发射率”计算的程序设计

在数学模型和程序设计方面的国外资料,都未公开,我们做了一些这方面的探索工作。本文分三部分,一数学模型;二程序设计;三计算结果分析。一、数学模型(一)涡轮叶片断面的曲线方程图1是旋转和导向叶片断面曲线。坐标原点至曲线任一点 P 的矢量可用下面方程描述。     

飞机航炮与支承结构的匹配要求及其设计途径

 在飞机结构动力设计中,航炮与其支承结构的匹配关系是关系着结构设计成败的极重要的问题之一。 通过对地面上支承航炮的板簧系统、对供地面试验用的模型结构及对实际结构的响应计算,可求出航炮与其支承结构相匹配的设计曲线。本文给出了一组可供实际使用的匹配曲线。再利用冲击载荷谱图作为实现匹配设计的技术途径,以期实现最佳的结构设计,从而进一步完善了动力强度设计程序。     

过载极曲线及其在比较飞机机动性中的应用

战斗机机动性是其性能指标的重要组成部分之一，在评估战斗机作战能力和设计方案中经常使用，与传统性能评估指标相比，过载极曲线在一张图上综合反映了飞机的机动特性，因此更加直观和易用，讨论了过载极曲线，稳定盘旋过载包线的原理，计算过程及其在评估，比较飞机机动性方面的应用，并与传统机动性指标进行了对比，计算并比较了一架典型的第二代战斗机和一架典型第三代战斗机的过载极曲线。     

Y7—200A飞机决策速度和平衡场长试飞研究

本文详细介绍了Ｙ７－２００Ａ飞机加速－停止距离和临界发动机停车后继续起飞试飞内容、试飞方法和程序、数据处理方法、确定决策速度和平衡扬长的方法。给出了典型伏态时间历程曲线和试验结果，对试验结果进行了分析。     

新机地面台架试车性能评定方法改进研究

针对原试车程序繁重，而台架状况老化，检测设备陈旧，计算手段落后等问题，对性能评定方法予以改进，采用先进的计算机技术，运用最小二乘法得到相关性能参数间的关系曲线及公差分布图，使新机的性能评定有了更可靠的依据，此项研究对新建试车台的对比试车亦有重要的参考价值。     

试飞数据处理方法——升力曲线和极曲线

介绍了一种试飞数据处理的方法,详细介绍了数据处理步骤。并以具体的试飞数据为例,根据提供的方法得出升力系数和阻力系数,进而可得到升力曲线和极曲线。对比了试飞数据和风洞试验的结果,两者基本相一致。在处理大量试飞数据的过程中,编写了相应的程序,提高了工作效率。     

直纹面造型方法及设计程序

介绍了直纹面造型方法的数学关系，特点及其在工程上的应用，并对其计算程序作了介绍。