动目标双站RCS预估的图形电磁计算（GRECO）方法

图形电磁计算 (GRECO)技术是目前分析高频区复杂目标雷达散射截面 (RCS)最有效方法之一。通过应用 GRECO方法和单 -双站等效原理 ,计算动目标高频区的双站 RCS,给出了与实验结果符合良好的计算实例 ,具有很好的工程应用价值     

涡轮喷气发动机抗畸变流场模拟试验研究

详细介绍了用于涡轮喷气（风扇）发动机抗畸变流场试验用畸变模拟器的组成、工作原理和标定方法，并给出了畸变流场的计算方法。模型与实物两种方法标定结果有较大差别：畸变模拟器出口总压恢复系数σ模型比实物高1％－2％、流场畸变度低4．6％－6．4％；某型涡扇发动机在进口畸变流场畸变度W＝9．6％下，发动机启动可靠、工作稳定，但进口流场畸变度将使压气机的喘振裕度减小，而导致发动机产生不稳定工作。     

复合材料辐射固化技术与传统工艺的结合

综述了辐射固化与复合材料手工铺叠、树脂传递模塑成型（RTM）、缠绕、拉挤和自动铺带等工艺技术的结合及其特点等,并阐述了其优越性。     

高精度差分格式在机翼分离流计算中的应用

用一个模型方程分析了边界层方程的数值稳定性 ,指出稳定性问题会随计算雷诺数减小而变得严重 ,因而对较低的Re数 ,计算分离边界层流动采用高阶精度差分格式十分必要。本文同时给出用四阶精度差分格式求解在流动分离情况下边界层方程的技术方法 ;对一个大展弦比后掠翼在攻角等于 1 4°时计算了机翼上表面的分离线 ,并与文献上公布的用别的测算方法测出结果做了比较 ,两者总体上符合良好     

计算两相流的一种改进方法

针对两相流动中密度及颗粒浓度的变化，建立了一种考虑颗粒相体积浓度值变化的颗粒相压力修正方程及考虑可压缩性影响的流体相压力修正方程，在不可压两相流的计算方法上，发展了一种计算可压两相流的方法，以速度协变分量为求解变量，对不可压两相密相流及可压稀相两相流进行了计算，并和已有的实验数据及有关文献进行了比较，吻合性较好，表明计算方法可行。     

CF3052/5284RTM 复合材料湿热性能

通过对CF3052/5284RTM复合材料进行试验研究,测定其在不同湿热条件下的基本力学性能,分析湿热条件对基本力学性能的影响。结果表明:湿热环境对该复合材料力学性能的影响程度不一,其中湿度的作用较温度更加明显;该复合材料在高温湿态条件下保持了较高的拉伸和纵横剪切强度,具有综合力学性能好、耐湿热性能好等优点。     

加力燃烧室三维两相化学反应流数值模拟

利用FLUENT软件对某型发动机加力燃烧室进行了三维两相化学反应流的数值计算;应用有限速率化学反应模型和离散相雾化模型描述了加力燃烧室中复杂的三维两相化学反应过程。计算中给出了冷热态的流场变量和化学组分分布,以及燃烧效率和总压恢复系数沿流程的变化关系,与试验结果符合较好。     

金属材料延性断裂韧度测试中的柔度方法研究

 对紧凑拉伸(CT)试样的柔度转动修正方法进行了研究,理清了现行柔度转动修正方法存在的问题,给出了新的转动修正方法,并提出了考虑转动效应的CT试样的裂纹嘴张开位移(CMOD,V₀)与加载线张开位移(V_LL)的转换公式。弹塑性有限元分析表明,CT试样产生刚性转动的中心并不在试样的剩余韧带中心,而是在偏靠裂纹尖端的位置;转动半径 R 基本不受材料本构关系的影响,仅与CT试样的裂纹长度a与宽度W之比(a/W)有关,从而提出了R与a/W之间的单调多项式;当裂纹尖端产生较大程度的塑性变形时,需要考虑转动效应对CT试样裂纹张开位移(COD)测量的影响, J积分的塑性功计算须采用经转动修正后的COD。采用两种延性材料Cr2Ni2MoV和16MnR对COD转换公式进行了实验验证,结果表明,基于转动分析的COD转换公式由于考虑了裂纹尖端附近区域的弹塑性变形行为,用于断裂韧性测试中的塑性功计算更加符合实际,且同实验结果符合良好;直通型紧凑拉伸(FFCT)试样的刚性转动对较大裂纹扩展情形下的J_R阻力曲线影响较大。     

基于气弹耦合的旋翼桨涡干扰噪声预测方法

建立了基于气动/弹性耦合的旋翼桨涡干扰（BVI）气动和噪声分析方法。气动模型包括修正Beddoes尾迹模型和CFD模型,噪声计算采用基于声学类比法推导出的FW H（Ffowcs Williams Hawkings）方程,弹性桨叶动力学建模采用有限元方法。应用所建立的方法,对刚性的OLS（operational load survey）旋翼桨涡干扰状态的气动和噪声特性进行了计算,对比了两种气动模型在研究桨涡干扰问题的有效性;以弹性的HART Ⅱ旋翼为研究对象,分析了桨叶弹性、时间步长对桨涡干扰气动载荷和噪声的影响。结果表明:进行桨涡干扰计算时所采用的时间步长不宜超过2°。CFD方法由于固有的数值耗散,计算出的OLS旋翼噪声声压峰值仅为试验值的60%,而修正Beddoes尾迹模型能够避免数值耗散,且具有高效率的优势。考虑桨叶气动弹性能够提高旋翼桨涡干扰噪声的预测精度。      

Uncertainty analysis and design optimization of hybrid rocket motor powered vehicle for suborbital flight

In this paper, we propose an uncertainty analysis and design optimization method and its applications on a hybrid rocket motor(HRM) powered vehicle. The multidisciplinary design model of the rocket system is established and the design uncertainties are quantified. The sensitivity analysis of the uncertainties shows that the uncertainty generated from the error of fuel regression rate model has the most significant effect on the system performances. Then the differences between deterministic design optimization(DDO) and uncertainty-based design optimization(UDO) are discussed. Two newly formed uncertainty analysis methods, including the Kriging-based Monte Carlo simulation(KMCS) and Kriging-based Taylor series approximation(KTSA), are carried out using a global approximation Kriging modeling method. Based on the system design model and the results of design uncertainty analysis, the design optimization of an HRM powered vehicle for suborbital flight is implemented using three design optimization methods: DDO, KMCS and KTSA. The comparisons indicate that the two UDO methods can enhance the design reliability and robustness. The researches and methods proposed in this paper can provide a better way for the general design of HRM powered vehicles.In this paper,we propose an uncertainty analysis and design optimization method and its applications on a hybrid rocket motor(HRM)powered vehicle.The multidisciplinary design model of the rocket system is established and the design uncertainties are quantified.The sensitivity analysis of the uncertainties shows that the uncertainty generated from the error of fuel regression rate model has the most significant effect on the system performances.Then the differences between deterministic design optimization(DDO)and uncertainty-based design optimization(UDO)are discussed.Two newly formed uncertainty analysis methods,including the Kriging-based Monte Carlo simulation(KMCS)and Kriging-based Taylor series approximation(KTSA),are carried out using a global approximation Kriging modeling method.Based on the system design model and the results of design uncertainty analysis,the design optimization of an HRM powered vehicle for suborbital flight is implemented using three design optimization methods:DDO,KMCS and KTSA.The comparisons indicate that the two UDO methods can enhance the design reliability and robustness.The researches and methods proposed in this paper can provide a better way for the general design of HRM powered vehicles.