信息化试验理论的数学模型研究

提出了军事装备信息化试验系统试验能力的“量子化”假说,对信息化武器试验系统的整体涌现性进行系统刻画,建立信息化试验能力量子化的动力学模型,力图为试验能力的定量评估提供方法论指导。     

机翼—平尾组合体的纵向非定常气动力分析

在飞机设计过程中,以前往往只在定常空气动力的基础上进行飞机的稳定性、操纵性计算以及自动系统的设计。在飞行实践中,出现了一些飞行失控现象,这些现象用常规的定常空气动力学理论及其相关的稳定性理论通常难以解释。随着对空气动力学理论认识的不断深入,人们越来越重视非定常空气动力对飞行的影响。在飞行器设计阶段,已经开始考虑非定常空气动力的影响。在一些空气动力学的专著上详细地介绍了非定常空气动力的计算方法,这些计算方法计算精度较高,但其计算复杂。在飞行器初始设计阶段,以及飞行理论教学中,使用那些精确的、复杂的…     

禄口国际机场旅客吞吐量的模型及预测

新建机场，需要对旅客吞吐量进行预测，以确定机场的建设规模，避免投资失误；正在运营的机场，需要通过对旅客吞吐量的预测，合理、科学地制订年度计划和中短期发展规划；航空公司关注机场旅客吞吐量的发展趋势，以便制订有效的航线航班计划。本文通过分析1980年至2001年南京机场旅客吞吐量数据和江苏省有关经济指标数据的相关特性，建立了南京禄口国际机场旅客吞吐量的模型，通过检验，可以用于预测南京机场未来1～5年的年度及月度旅客吞吐量的发展趋势。     

民机空难相关非定常气动力问题研究

近年来，非定常气动力引起的飞行失控在造成民机空难事故诸因素中名列前茅，已经成为困扰国际民用航空运输发展的一个聚焦点。大气飞行气动力环境本质上是非定常的，而迄今飞机均按定常空气动力学和线性飞行力学原理设计，这就决定了现有民机在真实飞行中必然存在飞行失控之类的安全缺陷。简要介绍近年来国内外飞行失控造成民机发生重大飞行事故的情况，着重阐述采用非定常气动力和非线性飞行力学高新技术减少飞行失控、改进现役民机飞行安全性的研究思路和主要技术途径，旨在推动我国尽快实现减少民机空难事故这一重大目标。     

近水面飞行气动特性数值计算方法研究

根据对水面波的数学描述，给出了其对流场影响的精确解析解。针对地(水)面效应飞行器的特点，分析了近水面波飞行时的流场特征，利用线性叠加原理，提出了飞行器与水面波耦合影响的非定常速度势修正项概念。分析了非定常气动特性的数值计算方法。对某实用型地效飞行器进行了计算，并对计算结果与试验结果进行了分析总结。     

带有横喷控制的导弹流场数值模拟

从包含多种组分的N-S方程出发，考虑两方程湍流模型，采用NND2M差分格式，对带有横向喷流的双锥旋称体高超声速绕流场进行数值模拟，计算结果与已有的试验数据进行对比，符合较好。在此基础上对带有横向喷流控制系统、型尾翼布局、高超声速飞行的导弹外流场进行数值模拟，研究了迎角、多个喷口、热喷流效应和湍流模型对气动力特性的影响；计算表明在无尾翼情况下有／喷流的气动力差别较小，喷流影响随迎角变化不敏感；对带有尾翼的气动布局，喷口位于背风区时喷流影响较小，喷口位于迎风面时气动力变化较大，压心明显前移；多喷口产生的附加推力和力矩不等于每个单喷口线性相加；湍流模型和热喷流效应引起流场结构改变，但是对总的气动力影响不大。     

标枪的气动力特性和几何、物理参数测量

本文介绍国内外男女用的几种品牌标枪的气动力特性、几何和物理参数测量。测量结果表明，同类标枪在总长、质量、重心、面心方面差异不大，一般在1％以内，但转动惯量相差较大，约为3—5％。标枪的气动阻力、升力随迎角增加而增加。标枪的最大升阻比在迎角200左右，其值约为2。标枪重心前移后，其压力中心始终位在重心之后，因此，标枪气动力性能产生很大变化。     

防空导弹直接力与气动力复合控制系统设计

以大气层内拦截导弹侧向直接力和气动力的复合控制系统为研究对象，首先分析了侧向喷流与来流的干扰现象，建立了通过于扰放大因子来描述的侧喷与来流的干扰模型和侧向直接力与气动力的复合控制模型，将复合控制系统分解为直接力于系统和气动力于系统，并分别针对侧向直接力和气动力的特点设计了直接力控制于系统和气动力控制于系统，仿真分析了两个子系统的性能及复合系统的性能。     

金属疲劳扩展区和瞬断区的物理数学模型

以金属的疲劳扩展区和瞬断区为对象,讨论了应力变化幅度与裂纹临界长度、疲劳寿命和临界裂纹长度的数学模型;分析了疲劳瞬断区上放射线的物理数学模型,探讨了疲劳瞬断的性质和控制参量以及疲劳瞬断区的对称性,得到了一些颇有启发性的结果,为金属材料的疲劳宏观断口定量分析提供了有价值的思路     

高超声速升力体气动力气动热数值计算

升力体气动布局，由于其良好的高超声速气动特性、有效的内部空间和有益的防热特性，越来越受到气动工作者的重视，本文应用张涵信院士的NND格式思想，用数值模拟的方法对类似于美国X－33的升力体外形进行了气动力、气动热研究。特别是在粘性项的离散和表面热流率的计算中应用了散度和梯度的积分定义，避免了数值计算的奇异性，保证了通量守恒，提高了计算效率。结果表明气动热计算结果与美国同类飞行器结果接近，驻点热流率与经典理论结果一致。