用Monte Carlo法分析固体火箭发动机推力终止过程内弹道散布

用辨识方法确定了带反喷固体火箭发动机推力终止过程中的瞬变参数，视这些参数是服从正态分布的随机变量，用Ｍｏｎｔｅ ｃａｒｌｏ方法分析了推力终止过程内弹道的散布。结果显示，推力终止过程中不同时刻压力散布服从正态分布，据此求出了弹道散布的数字特征和分布函数，研究结果对带反喷管的固体火箭发动机设计有参考价值。     

不等熵一维定常管流数值解法

不等熵一维定常管流控制方程的数值解法,已有许多讨论,但大多局限于某些特定情况,特别是控制方程在奇点(M=1)附近的计算,还没有一个简便的方法.本文引进新变量,把方程变为非奇异的,提出了对各种不等熵流都适用的数值解法.由于引进了喉部条件,保证了数值解的唯一性.经过对模型方程的计算精度分析,证明该数值解除了在奇点附近稍有误差外,其它地方与精确解一致.本文最后给出了该方法在无喷管发动机内弹道计算中的应用.     

声级计抗电磁场辐射干扰试验研究

介绍了射频电磁场对声级计进行电磁辐射干扰的详细情况以及利用工频磁场测试装置进行声级计抗工频磁场干扰的研究设计     

飞机俯仰敏捷性的数字仿真与模拟试验

借鉴国外研究飞机俯仰敏捷性机动的经验，选用了俯仰敏捷性评价尺度，确定了数字仿真用的数学模型以及操纵规律，具体计算某机在常规空战飞行高度和速度范围内的俯仰敏捷性，包括加到最大过载所需的时间和卸到零过载所需的时间，最大正过载变化率和最大负过载变化率及最大上仰和下俯机动范围内的俯仰角速率。最后在地面固基模拟器上进行俯仰敏捷性机动模拟试验，试验结果与数字仿真结果基本一致。     

固体火箭发动机总冲精度预示与分析

介绍一种发动机总冲精度预示的工程方法。利用编制的计算机软件，调整影响总冲精度的各参量公差范围，可控制固体火箭发动机的总冲相对偏差达到技术指标要求。通过几个实例，表明该方法有较好的实用性。同时还分析了控制发动机总冲偏差的有效措施，为设计者合理地制定发动机主要性能参数和结构尺寸的公差与技术条件提供了依据。     

加液氢固体火箭发动机性能分析

通过热力计算,分析了固体火箭发动机中加入液氢后对发动机性能的影响.结果表明,加入液氢可以减少燃气成分的分子量,提高发动机的比冲.在所讨论的算例中,比冲最大提高量达4.2%.     

涡流发生器在二元亚音扩压器角落流动控制中的应用

本文介绍了在最佳扩压规律的二元单边凹壁亚音扩压壁面上气流接近于分离,而角落区域气流有倒流的情况下,采用适当结构参数的叶片式涡流发生器消除角落区域气流分离和改善扩压壁面流动以达到提高扩压器压力恢复系数,减小出口截面流场畸变和动态总压脉动的试验研究结果.文章分析了叶片式涡流发生器主要结构参数对扩压器性能的影响.     

亚音速扩压器性能计算

 一、组合法 用Bower的方法计算具有附着和分离紊流附面层的轴对称和二元亚音速扩压器的有关性能参数时,如分离区较大,则与试验数据相比误差较大。而按联合积分法（UIM法）计算具有分离区的扩压器的有关性能参数,则有较大的优点。其基本点和Bower的方法相同,即将附面层方程和无粘核心流方程联立求解。但对分离区的处理比Bower的方法较为合理,它直接采用修正的Coles壁面-尾流定律的速度分布关系式,将附面层动量积分方程中的壁面摩擦系数与速度分布关系式中的摩擦速度联系起来，而不采用对分离区不适用的壁面摩擦系数经验公式，并考虑了附面层外部区域的非平衡流情况。但该方法没有考虑气流压缩性，计算高亚音速扩压器时误差较大。     

壁面凹腔强化H2超声速燃烧的数值模拟

为了分析凹腔火焰稳定器强化H2超声速燃烧的流动特性，运用数值模拟方法研究了凹腔对超声速燃烧室性能的作用规律。结果表明：凹腔的火焰稳定机制主要在于富含自由基的高温回流区，燃烧室结构设计采用凹腔火焰稳定器能够起到稳定燃烧和增强混合的作用；与直通道燃烧室相比，凹腔燃烧室尽管总压损失较大，但可以获得较好的混合和燃烧性能。     

镁合金高速切削条件下表面粗糙度影响因素析因分析

为研究镁合金在高速切削条件下切削用量和刀具形状对已加工表面粗糙度的影响规律,综合应用析因与均匀试验设计,以一定的切削用量和一定的刀具对Mg-Al-Zn-Mn系镁合金进行了高速车削试验,并结合回归统计与响应曲面方法建立了表面粗糙度Ra经验公式。