含缺陷固体发动机两相流场计算方法研究

通过对国内外含缺陷固体发动机性能预示方法的分析比较，提出采用“N－S方程＋粒子仿真”方法来计算两相流动的新途径，并对某轴对称两相流动的流场进行仿真计算，计算结果表明，该计算方法可行，计算模型合理，能够较为准确地反映两相流中颗粒相对气体流动的影响。     

高超音速飞行器气动加热计算

对高超音速飞行器气动加热计算方法进行研究，采用基于热流量平衡方程的工程估算方法和二维薄层近似N－S方程数值模拟，计算高超音速飞行器对称面中心线上的温度分布。以天地往返运输系统的气动加热为例进行了计算，并对计算结果进行了分析和比较，计算结果表明：该工程估算方法和数值计算方法是可行的。     

单元表面间辐射传递系数的新型计算方法

通过对辐射能量传递过程的分解，建立辐射传递系数与角系数之间的关系，提出了一种计算具有漫反射辐射界面特性的单元表面之间辐射传递系数的新型计算方法。该方法分离了单元表面辐射特性和几何特性对辐射传递系数的影响。分别采用新方法和蒙特卡洛法计算了立方体内部单元表面之间的辐射传递系数，并且从理论上对两种计算方法的耗时性和计算精度进行了分析比较。结果表明，相对于蒙特卡洛法，该方法所需的计算时间更少，而且不随单元表面吸收率的变化而变化；在计算精度上，该方法相对于蒙特卡洛法具有更高计算精度。     

半透明吸收、散射性介质内辐射传递系数的新型计算方法

为考虑半透明吸收、散射性介质内各向同性散射对辐射能量传递过程的影响，通过对辐射能量传递过程的分解，提出了一种基于辐射能量传递过程分解的射线踪迹法，该计算方法无需引入预设控制精度参数。经与其他计算方法的比较表明，该新型计算方法正确，计算精度高、计算时间短，可以用于研究介质内辐射能量传递过程的研究。     

“天圆地方斜扭过渡”的解析分析及CAD

“天圆地方斜扭过渡”的展开放样没有较为简捷的计算方法，传统的展开放样计算方法非常繁琐，精确度低，应用解析法分析“天圆地方斜扭过渡”的展开计算，并应用计算机辅助设计，方法简捷，分析合理、数据处理速度快，精确度高。     

地空导弹武器系统制导精度计算方法研究

主要介绍了一些与精度计算有关的基础理论知识，如误差分类、误差合成、精度计算常用方法、常用公式等，目的在于理清和说明建立制导精度计算模型的原理和方法，最后简单介绍了如何确定制导控制系统精度计算模型。     

雷达天线传动系统冲击负载分析与计算

对弹上雷达搜集，跟踪，拦截目标时速度变化所引起的冲击负载计算进行了分析推导，并对其公式中的有关参数及计算作了介绍，包括冲击负载计算方法分析，负载惯量的计算，电机惯量和传动链惯量的折算，传动系统回差的计算，传动系统刚度的计算等。     

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的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。     

二维非结构网格Euler方程的LU-SGS算法

研究了将二维非结构三角形网格重新排序后，用LU-SGS隐式算法计算Euler方程的方法。分析了网格不平衡情况下该方法的可行性和应用效果。计算了不同翼型在不同流动条件下的二维Euler方程，并与四步Runge-Kutta显式方法进行了比较，结果验证了此方法具有良好的计算和收敛效果，以及在粘性计算方面的潜力。运用此方法对某预研型号的头部外形进行了设计和选择。该方法克服了以往隐式方法大量耗费内存的弱点，达到了计算耗时短和占用内存少的统一。     

导弹制导系统数字仿真

文中介绍了某地空导弹制导系统数字仿真的计算方法，同时介绍了在某些环节上所采用的新方法，并和传统的计算方法作了比较。计算结果和靶试结果表明，该仿真软件设计是成功的。     

非线性相对运动的飞行器碰撞概率研究

发展了一种非线性相对运动情况下的飞行器碰撞概率描述和计算方法。采用拟最大瞬时碰撞概率和总碰撞概率两个主要指标来定量描述飞行器碰撞的危险性，并针对这两个指标发展了相应的计算方法。对于拟最大瞬时碰撞概率的计算，首先需要在相对轨迹上寻找最小相对距离或最大概率密度的点，然后在这个点上计算拟最大瞬时碰撞概率。对于总碰撞概率的计算，由于总碰撞概率的增量可以表示成一个时间的函数，因此总碰撞概率的计算就是一个在时间域上的积分。所建立的这种描述和计算方法适用于相对速度和误差协方差矩阵随时间任意变化的情况。数值算例表明所提出的指标比单纯采用总碰撞概率能够更好的描述飞行器的碰撞危险性，并且碰撞概率的计算方法和线性相对运动情况下的计算方法是兼容的。     

基于精细积分法的伸展悬臂结构动态特征的计算

本文针对时变结构，建立了一套高精度计算方法，其舍弃了传统的差分形式，具有计算精度高及数值稳定性好等特点，进而将上述方法应用于一种典型结构－伸展悬臂梁，给出了悬臂结构在不同伸展规律下体现出来的动态特征。计算结果表明，精细积分法能有效地解决时变结构问题，并具有很高的计算精度。本文工作为柔性多体动力学的深入研究提供了一条有效的计算途径。     

一种火箭发射场坪流场的环形线汇描述方法

针对火箭发射场坪流场分布规律，基于势流法提出环形线汇描述方法，推导了环形线汇流场的速度势和速度的计算公式，建立了流场的FLUENT仿真模型并进行计算，将环形线汇理论计算结果与仿真结果进行对比。结果表明，不同火箭半径和入口流速对环形线汇和FLUENT仿真两种方法计算结果的相关性没有影响，随着箭井间隙增大，两种方法计算结果的相关度减小；环形线汇方法能够描述发射场坪流场变化趋势，在箭井间隙较小且误差允许时可以作为发射场坪流场的简化描述方法。     

液体发动机分级燃烧循环最高室压通用模块化计算方法

提出了一种新的液体火箭发动机分级燃烧循环最高室压计算方法。该方法按照预定的计算顺序，对发动机系统的各个模块进行叠代计算，采用拟牛顿法求解系统未知量。     

梦天实验舱初始轨道快速计算策略与分析

初始轨道是航天器入轨评价的关键判据，快速准确计算初始轨道可在入轨异常时为应急救生控制赢得时间。针对传统初始轨道计算方法时间与精度不能兼顾的问题，设计了初始轨道快速计算策略，根据运载火箭加速度变化率来判断舱箭分离时间，采用基于动力学约束的实时轨道滑动批处理方法累积超短弧分离后数据计算初始轨道，对利用各种数据源确定的多组初始轨道进行逻辑优选判断。通过梦天试验舱仿真数据验证表明:使用该策略计算初始轨道，可达到事后精密定轨同等精度，计算时间控制在1 min以内，时效性远超事后精密轨道确定方法。     

用动网格方法模拟导弹发射过程中的燃气射流流场

采用局部非结构网格弹性变形方法和网格再生方法相结合的动网格技术，计算导弹与发射简具有相对运动的燃气射流非定常流场。计算中将安置在发射简内的导弹作为运动实体，随着导弹运动，相应流场计算域边界发生变化。计算结果表明，采用动网格技术模拟导弹发射过程中燃气射流的非定常流场，具有较高的精度。     

固体推进剂延伸率可靠寿命Monte—Carlo仿真计算

固体推进剂延伸率是影响固体推进剂性能的重要因素之一，本文采用Monte-Carlo方法，对固体推进剂延伸率随温度、时间的变化而改变进行了分析，给出了推进剂的延伸率的可靠度和可靠寿命的计算方法，并保证较高计算的精确性。最后，针对一具体实例进行计算，结果仿真结论与实际相符。     

中间轨道方法的奇点处理问题

利用既有的Ｂａｒｒｏｒ中间轨道计算方法中的奇点处理方法，对有些特殊轨道不能处理，用本文所述方法不但能处理各种卫星轨道问题，也能处理各种导弹轨道的特殊计算问题。     

基于AutoCAD几何建模的近场目标电磁散射计算技术

为了计算复杂目标的雷达散射截面（RCS），提出了一种基于AutoCAD几何建模的近场目标电磁散射计算技术，计算了单元体，组成体以及飞机的近场雷达散射截面，理论计算和实测结果较为吻合，为在微机上计算复杂目标近场RCS提供了一种理想的方法。     

弹道导弹自由段解算的等高约束解析解

在状态空间摄动法的基础上，提出了求解终端为高度约束的弹道导弹自由段轨迹的方法，导出考虑J2项摄动的运动参数等高偏差解析解，并提出利用已有的等地心距偏差公式近似的思路。和其它解析方法相比，所提方法计算精度高，无须迭代。算例证明：解析方法的计算精度在50米以内，可以满足诸元和制导计算的要求。