改进跨音速位势方法的讨论

 简要地回顾并讨论了传统位势方法之不足。对改进传统位势方法的两种必要的修正(熵修正和涡修正)的量级在小扰动条件下作了分析和估值。结果表明涡修正是更高阶小量,因而作为第一步修正可采用非等熵位势流来近似。采用熵修正激波算子来计及非等熵的激波突跃条件,并考虑了由熵修正带来的尾迹条件的变化。算例表明非等熵位势方法能得到预期的改进位势方法的效果。     

粘弹性结构振动特性分析的摄动求解技术

 本文根据粘弹性结构的特点,对其振动特性进行简化分析,构造了这类结构振动特性分析的摄动求解方法,给出了低阶摄动求解公式。还讨论了零阶摄动有重特征值时的求解。     

钛合金近β锻造研究

 提出钛合金塑性变形中一种新的热加工方法——钛合金近β锻造。试验和生产实践表明,它能在不影响合金塑性、不降低热稳定性的条件下,显著地提高合金的高温性能、低周疲劳性能和断裂韧性、使钛锻件具有最好的塑性、热强性和断裂韧性的综合。新工艺适用于（α+β）型合金,可应用于α型和近α型合金。     

高超音速化学非平衡钝劈绕流数值计算

 自1970年Davis提出粘性激波层方法以来,用数值方法求解高超音速轴对称钝体绕流问题国内外已做了大量工作,但至今仍未见到关于平面问题的计算结果。对于平面问题,虽然方程在形式上比轴对称简单,但由于二维效应,激波层较厚,用文献[2]的方法向下游区推进有困难。另外,在驻点线上采用极限关系式虽能克服方程的奇性,但驻点解对流向步长Δξ有依赖。     

共面变速拦截对策的一个统一的近似反馈解

 本文运用微分对策理论研究了战术导弹与目标飞机之间的共面变速拦截问题,采用强迫奇异摄动方法求得了统一的近似反馈制导控制规律。选用实际空气动力数据的算例表明这个次最优制导控制规律是有效的。     

三维管道超声速气固两相流动的CFD/DSMC仿真

采用NND格式求解气相N-S方程，采用DSMC方法模拟固相颗粒运动，数值模拟了三维管道超声速气固两相流场，分析了固体颗粒对流场结构产生的影响。计算结果表明，将DSMC方法与CFD方法相结合是解决气固两相流动问题的一种有效途径。     

“T”型尾翼飞机的深失速特性研究

应用时间历程法讨论了“Ｔ”型尾翼飞机的深失速开环特性，分析了气动力矩特性和升降舵操纵规律对深失速改出特性的影响。建立了深失速闭环特性计算数学模型，分析了驾驶员数学模型参数变化对深失速特性的影响。研究结果表明，气动力矩特性，升降舵操纵规律和驾驶员模型参数的变化对“Ｔ”型尾翼飞机的深失速改出特性有显著的影响。     

涡流器排对附面层热传输的影响

本文对平板附面层在有和没有涡流器情况下的传热性能进行了试验研究。测量了两种情况下的附面层速度分析和温度分布。结果表明，在涡流器排的近下游，传热性能有很大提高，附而层的速度分布有很大改变，壁面处的速度梯度大大增加，而温度梯度大大减少，原因是旋涡发生器产生的流向涡与附面层的相互作用。     

单管和蒸发管燃烧室排气污染性能模拟

为了更深入地探讨单管燃烧室和蒸发型双腔燃烧室的排气污染性能,作者在实验研究的基础上,进一步对二者进行了理论分析和模拟。以通用反应器分析和模拟程序GRASP为基础,针对具体燃烧室,考虑雾化、蒸发、混合、气流的分股和回流流动以及化学反应热力学诸方面,对原程序做了相应的改进和增补,以用来模拟实际燃烧过程(甚至局部存在富油)的11种排气成分和出口温度。计算和实验结果相一致。     

一种求解涡轮平面叶栅的跨音松驰法

一、引　　言跨音松驰法是七十年代初发展的一种新方法。文献 [1 ]是一篇关于跨音松驰法的奠基性文章 ,文章提出了求解小扰动势方程的混合差分格式。文献 [2 ]发展了求解全位势方程的旋转混合差分格式。近年来 ,求解跨音全位势方程的方法有了更全面的发展 [4、5]。作者于 80年发展了一种求解大弯度二维叶栅的跨音松驰法[3] 。本文将该法推广到求解涡轮平面叶栅跨音带激波流场 ,直接求解全位势方程 ,进一步提高边界区差分格式的精度 ,并注意初场的给法。本法具有节约机时和内存的优点。数值算例表明 ,对于头部不大的涡轮平面叶栅 ,应用本方法…