外弹道数据处理中航向角精确计算方法

针对国内靶场在外测事后数据处理中航向角计算存在的问题，深入分析了传统计算方法存在的缺陷，提出了两种新的航向角计算方法——坐标法和速度法，并提供了两种方法的算法和模型。在理论分析的基础上，采用实测数据对新旧三种方法比较分析，最后验证速度法是目标瞬时航向角最佳计算方法。     

燃烧室温度计算方法分析及应用

介绍了航空发动机燃烧室出口温度常用的两种计算方法，结合批产某型发动机试车数据进行计算，对两种计算结果进行对比分析。用涡轮流量法对某燃气发生器的燃烧室出口温度进行计算，其结果与外方给的数值基本一致。提出用涡轮流量法计算燃烧室出口温度较切合实际，为发动机寿命评估及其工作可靠性提供依据。     

飞行场地设计流量计算的电子表格法

本文提出了利用采用微软公司的电子表格软件ＢＸＣＥＬ进行了飞行场地设计流量计算的方法，该法具有计算方法简便，计算过程直观和实用性强等特点，使传统的复杂的计算方法得到了简化，提高了设计效率。     

多级轴流压气机特性的一种计算方法

本描述了多级轴流压气机特性计算的一种方法，流场计算采用流线曲率法解完全径向平衡方程。本在特性计算中引进了环壁附面损失模型，考虑了叶片去亏损力，二次流和径向间隙漏流等影响。采用了新的流场计算模型，流场计算稳定，收敛较快。并对计算结果与试验数据进行了对比，认为这种计算方法可以用于轴流压气机特性计算。     

模态跟踪技术在颤振计算中的应用

以p-k法为基础，在特征值选取过程中，采用了多点预测方法及优化选择方法进行模态跟踪，有效解决了模态之间的窜支问题。介绍了基于模态跟踪技术的防窜支颤振计算方法；编制了防窜支p-k法颤振计算程序；对某工程实例，分别使用该计算程序与MSC．Nastran软件进行计算，经结果对比分析，证明该方法能有效解决窜支问题。     

谱方法的基本问题与有限谱法

本文概述了谱方法的特点，讨论了谱方法的四个基本问题及解决方法，由此得出谱方法局域化的重要性，重点介绍了作者提出的有限谱法两个发展阶段，特别是最近的基于截断傅立叶积分的有限谱法，列举了有限谱法的一系列计算格式，给出了计算高超声速流，各向同性湍流，地震波的传播，分区算法，复杂形状物体，激波管问题，KdV方程，湍流和激波相干扰等问题的计算结果。     

零件纵向厚度的计算方法

在用车床加工空心旋转体零件时，通过测量我们可以得出外轮廓曲线，但根据零件的设计技术要求，不同点处的法向厚度不同，因此在用车床加工时需要计算出各点的纵向厚度。本文给出了根据法向厚度及外曲线计算纵向厚度的方法．该方法简单、可靠，易于计算，而且由此方法计算的结果应用到实际加工时，效果非常好，该方法实用性强，易于推广使用。     

飞机结构型材压损应力的工程分析方法探讨

介绍了角元法、切割法和板元法三种飞机结构型材压损的计算方法。采用切割法和板元法对某型飞机机身长桁压损试验件进行了计算，结果表明切割法和板元法均为偏保守的计算方法，切割法偏保守4%以上，板元法偏保守11%以上。切割法的计算结果更接近试验结果，为提高机体结构效率，减轻结构重量，建议采用切割法进行工程计算。     

逐步回归法在反舰导弹火控建模中的应用

用均匀试验设计方法布点，计算了反舰导弹的标准弹道，根据获得的弹道数据，用逐步回归分析方法建立了各种发射条件下预报弹道坐标的预报模型，该模型计算简单、精度高。此建模方法也可应用于其他领域。     

跨音速非定常气动力和颤振计算

本文改进了文献」１「跨音速偶极子格网法，且在颤振计算中能自动求颤振点速度，从而较大地提高了计算速度，并有利于该方法在近音速及较大减缩频率中的应用。对Ｆ５机翼，ＬＡＮＮ机翼作了距音速非定常气动力计算，对跨音速民航机机翼的模型ＡＭＰ作了颤振计算，与文献「２」的比较表明，两者结果有较好的一致性。     

轴流压气机三种S2流面计算程序的比较

对流函数法，流线曲率法和欧拉法的计算结果进行了比较分析，得出了六条适应性的结论。从方程体系，计算方法上进行比较，同时对某三级轴流压气机进行了校核，但到目前为止，仍没有足够的实验数据表明哪一种方法更好一些。因此建议在设计过程中应抓住问题的主要矛盾，灵活运用三种方法分析问题。     

雷达散射截面计算方法综述

对目标雷达散射截面（RCS）计算方法进行了总结，指出了各种方法的适用范围。以具有复杂外形特征的军用战斗机为例，用物理光学法进行了全机的RCS计算，验证了该方法在飞机设计中的实用性。     

基于梯度下降的水滴收集率计算方法

拉格朗日方法在计算三维复杂外形的水滴撞击特性时，一般需要通过插值获得物面网格上的水滴收集率，而这一过程容易造成计算结果失真。建立了一种基于梯度下降的水滴收集率计算方法，通过确定撞击物面网格角点的水滴轨迹实现物面网格中心处的水滴收集率计算，避免插值运算。该方法的计算思路如下：根据撞击点到目标点的距离，采用梯度下降法自适应地调控水滴的初始释放位置，使撞击点落在壁面网格角点附近的给定阈值范围内；采用邻点检索算法，快速确定迎风面内所有撞击网格角点的水滴轨迹；基于流管定义，计算出网格中心处的水滴收集率。采用该方法对典型三维外形的水滴收集率进行了计算，并与相关文献结果进行对比。结果显示计算结果与文献数据吻合良好，有效克服了现有技术中因插值导致的结果失真问题，能够为飞机结冰及防除冰技术研究提供参考。     

用欧拉方程计算机翼与翼身组合体绕流

本文用保角转绘加剪切变换生成三维机翼与翼身组合体Ｃ－Ｈ型网格，并在这类网格拓扑上，用有限体积法研制出可供分析机翼与翼身组合体绕流的三维欧拉方程计算程序。本方法的特色是改进了机翼表面网格点的分布，使机翼后缘与网格线一致；采用了当量机身，使机岙表面到对称面光滑过渡；嵌入了边界层粘性修正。改善了计算结果。数值计算表明，对粘性影响较大的超临界绕流，边界层修正效果显著。     

基于黏性涡域法的二维钝体绕流模拟

针对传统计算流体力学方法需要划分网格且计算耗时长等问题，一种确定性涡方法(黏性涡域法)逐渐发展并日臻成熟。本文利用该方法计算模拟了二维钝体的流场、气动系数及斯特劳哈尔数，并与其他成熟CFD软件计算结果对比来验证模拟精度。黏性涡域法的模拟过程为生成涡量、涡量演变及气动计算。文章首先推导了该方法各过程的基本方程，然后基于Lua语言编制了圆柱和方柱绕流计算程序，最后利用Gnuplot实现流场可视化。利用黏性涡域法模拟不同雷诺数下圆柱绕流、不同无量纲频率和无量纲振幅的振动圆柱气动力时程、不同风向角下的方柱绕流，结果表明：雷诺数为2×10²～1×10⁵时，基于黏性涡域法的圆柱绕流气动计算结果与其他方法的计算结果基本一致；基于该方法的不同风向角下方柱绕流气动计算结果与其他文献结果趋势相同。     

复合固体推进剂松弛模量与蠕变柔量转换关系

以粘弹理论为基础，采用Volterra算子，建立了复合固体推进剂松弛模量和蠕变柔量之间的相互转换关系。结果表明：由松弛模量计算蠕变柔量的理论值与实验值吻合；该转换表达式避免了数值积分法求解蠕变柔量值产生舍人误差和采用拉氏变换的繁琐计算。研究方法可以用于固体推进剂其它力学参数的转换计算，如体积松弛模量和体积蠕变柔量之间的转换计算。     

飞行器复杂外形流场NS方程数值模拟

本文采用分块对接和“O”型网格技术，首先在飞行器表面长出“一层”分块结构网格来，再将计算区域用若干分块结构网格填充，这样既保证了网格的质量和模拟复杂外形的能力，又大大提高了计算效率。在计算中，采用有限体积法，MuScL型迎风差分格式求解Ns方程，根据多块网格的排序，研究了计算方法。最后，对某飞行器外形进行了亚跨超流场数值计算，计算结果与试验符合较好。     

计算涡轮叶片结构可靠度的自适应重要抽样法

为直接准确地计算系统结构可靠度，提出了自适应重要抽样方法，由极限状态面失效区确定的最初抽样区开始，用与随机变量联合概率密度函数成比例的抽样密度，自适应递增调整抽样，使抽样区稍大于失效区，以减少安全区的追加抽样，提高抽样效率，并将其应用于航空发动机涡轮叶片的结构可靠性分析，在获得相同的准确计算结果时，所需计算量显著减少。     

频率域鲁棒性分析方法及其在飞控中的应用

主要研究了频率域鲁棒稳定性分析的新方法及其在收音机横侧控制系统中的应用。为了提高计算效率，基于Ｎｙｑｕｉｓｔ判据，提出了对数和鲁棒稳定性的新判据，为了简化多变量频率域鲁棒性分析和设计方法，进一步提出了递Ｎｙｑｕｉｓｔ阵对占优势判别式，使计算量大大减少，所提出的鲁棒性新判据在飞机横侧向控制中的应用表明，该方法可以得到讼人满意的结果。     

用Simons法计算真空羽流

姿态控制发动机真空环境下工作产生的羽流对航天器造成的影响非常明显，用Simons法对真空羽流流场进行了解析计算，包括等熵核心区和边界层膨胀区的计算，得到了符合流动规律的结果，这是一种快速计算真空羽流场物理参数分布的方法，工作对卫星、飞船和空间站上的姿态控制发动机的工程设计和科学实验具有参考价值。