高亚音速低雷诺数翼型研究

高空无人机与常规的运输机以及通用飞机的气动力设计有很大的不同。文章介绍了飞行雷诺数在10^6量级、飞行马赫数在M=0．6左右高空无人机的气动力特点，分析了翼型在低雷诺数与高冒诺数条件下层流流动的特点以及工程设计中存在的问题。通过理论分析并结合工程设计中的经验，对高亚音速低雷诺数翼型设计思想进行了讨论，并进行了翼型的初步设计和结果分析。     

大型飞机高速气动力关键问题解决的技术手段及途径

大型飞机采用超临界机翼，并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点，其研制中必须解决好高升阻比机翼、翼身组合体设计，推进系统／机体一体化设计，抖振特性、静气动弹性特性预测及超临界机翼流动控制等高速气动力问题。要解决这些关键气动力问题，必须进行一系列相关的大型高速风洞试验，以及解决相应的试验技术问题。     

孔组位置度误差的测量和评定

建立了网格分布孔组位置度误差评定数学模型,经校核证明该算法符合形位公差标准的规定。     

确定先期固结压力的试验研究

地基土的先期固结压力是判断土体应力历史的一个指标 ,在不同应力历史状况的土体变形分析也是一个重要的计算参数。因此 ,方便、准确地确定先期固结压力就显得尤为重要。在润扬大桥北锚碇科研项目中 ,对先期固结压力问题进行了试验研究 ,并应用MATLAB编制可视化程序求算先期固结压力值     

从叶轮机械流场到对应的数学模型

建立或描述叶轮机械流场模型研究的基础上，对叶轮机械复杂流动反问题，压气机气动稳定性与跨音风扇后掠空气动力学激波结构模型等三个方面作了进一步的探讨。     

展向吹气的气动力特性及其应用

本文叙述了展向吹气的气动力概念，国内外研究状况、展向吹气的机理及其与弦向吹气的特点比较，然后着重评述其对气动力特性的影响及吹气系统设计参数的选择。最后指出：随着大推力，大流量发动机的出现，有可能解决展向吹气的气源，展向吹气有显著的气动力效果和可控制性，必须推住小Ｃ及间断吹气两个重点，继续对其进行深入的研究，并在试验研究机上试飞验证，以便尽早用于新机型号。     

利用频率整形线性二次调节器法衰减外界干扰

利用频率相关加权矩阵的线性二次调节器法来设计一种反馈控制系统,以将干扰衰减到规定值.而又保证系统的稳定性.并且推导出一些不等式,建立起频率相关加权矩阵同系统反回差矩阵的关系.这些不等式能够给出反回差矩阵,或相当于干扰衰减特性的直接的设计方法.其结果可以用来设计能降低飞行器阵风影响的系统.     

H6飞机最大起飞质量数学模型的研究

正确确定最大起飞质量，对于轰炸机和大型运输机的起飞安全有着非常重要的意义。确定最大起飞质量，以往多采用作图的方法，由于影响最大起飞质量的因素比较复杂，所以比较准确的数学模型未曾建立。近几年来对这个问题进行了多方面的探讨，得出一个计算Ｈ６最大起飞质量比较准确的数学模型。此数学模型的建立为其它轰炸机、运输机最大起飞质量的计算开辟了一条新路，对工程应用具有一定的参考价值。     

排球球缝随机气动力辨识建模

本文应用Ｈ（Ｈｏｕｓｅｈｏｌｄｅｒ）变换求解病态法方程之最小二乘法及三次样条函数最小二乘法，对不同球缝随机性气动力模型进行辨识，提高了参数估计精度。讨论了不同球缝和各种发政治协商会议方式气动力的建模方法，给出了数学模型，并进行了验证，所得结果与实践经验一致。表明气动力模型较符合实际，建模方法可行，模型简单实用，为研究运用球缝发飘球技术，提供了重要的模型依据。