压电材料壳的广义变分原理和状态向量方程

将三维弹性材料的H-R变分原理引入到具有机-电耦合效应的三维压电弹性材料圆柱壳问题中,建立了对应于正交各向异性压电材料圆柱壳的Hamilton型广义变分原理。通过变分运算得到了柱坐标系下的状态向量方程,该状态向量方程也是Hamilton正则方程。最后指出纯正交各向异性弹性材料壳Hamilton型广义变分原理是变分公式的特例。变分原理的建立将有利于压电材料圆柱壳静力学和动力学问题的有限元方法或半解析法的推导。     

某型导弹尾喷流形状的数值模拟

从三维薄层近似N—S方程出发，采用EN0差分格式，对某型导弹层流场进行了数值模拟。计算模拟了飞行马赫数Mα0．8—1．6，海拔高度H＝2km—15km，燃烧室总压为20MPa和40MPa条件下导弹的层流场。计算结果表明与飞行速度相比，海拔高度和燃烧室总压对层流宽度有显著影响。通过对流场结构的分析与测量，建立了层流宽度与上述参数的拟合公式，为工程估算这一类型导弹层流影响边界提供参考。     

襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究

对具有襟翼不同缝道构形的多段翼型进行了翼面边界层、表面压力、尾迹速度的测量，同时作了翼面流谱观察实验。实验结果表明，襟翼缝道的不同构形对多段翼型的流动特性、增升效果和升阻特性有着强烈的影响，该研究中具有最佳优化缝道的多段翼型的最大升力系数可达3．360，它为普通缝道多段翼型对应迎角下升力系数的115％。     

基于N-S方程的翼型实验侧壁边界层控制

使用三维可压、雷诺平均N-S方程数值计算了NACA0012翼型在二元翼型风洞中不同迎角和马赫数状态下的压力分布,改进了划分计算网格的Hilgenstock方法,发展了一种利用N S方程计算结果,来确定翼型实验中为消除侧壁边界层干扰的抽气压力的方法。通过比较利用本文介绍的方法计算的NACA0012翼型实验侧壁抽气压力和相同状态下,在西北工业大学0.3m×0.1m二维跨音速风洞中经油流显示证明为合适的抽气压力,结果表明该方法是可行的。     

旋转矢量图形与驻波问题的研究

如果能够正确地写出反射波方程以及简捷地得到驻波方程,就可以解决普通物理课程的教学中由界面反射形成驻波的课题,首先导出界面反射波方程,然后重点介绍用旋转矢量合成法得到驻波方程。这种方法明显优于分析法。     

边界层流动的非平行稳定性研究

采用极为有效的抛物化稳定性方程（PSE）方法研究边界民支的非平行稳定性。并利用抛物线坐标变换、有限远延拓边界条件、及流向和法向全差分的数值方法，对不同频率的二维Tollmien-Schichting波的非平行稳定尾进行了计算和分析，计算结果与Orr-Sommerfeld方程（OES）的解以及谱配置方法的PSE结果作了详细的比较，得到了满意的结果。     

尖端具有非线性吸附接触的界面裂纹的动态特性研究

 研究一类尖端具有非线性吸附接触型裂纹模型的弹性波散射问题。利用积分变换和积分方程方法推导了确定这类问题基本变量的奇异积分方程组,采用围道积分技术和切比雪夫多项式展开技术得到了待定系数的非线性代数方程组。最后给出了裂纹尖端接触区的大小和接触应力的数值结果,揭示了这种接触型裂纹模型的动力学特征及物理上的合理性。     

面向先进飞行器设计的非定常空气动力学

着重综述飞机在大攻角飞行中遇到的非定常气动力问题，同时强调进一步发展非定常空气动力学对先进飞行器设计具有重要意义。     

Re数对细长旋成体非对称涡及气动力特性影响的实验研究

通过对细长拱柱旋成体大迎角绕流不同截面测压结果分析，探讨了绕流舶数对非对称涡结构和气动特性的影响，得出舶数不仅影响分离线位置和绕流流态结构，而且影响边界层的绕流特征及其分离涡的强度，非对称性的出现与细长体两侧边界层的绕流特征和分离涡的强度不等存在密切的关系。特别是在同种流态下，两侧边界层的绕流特征和分离涡强度不等是造成侧向力的主要原因；在两侧不同的流态下，转捩不对称是产生大侧向力的主要原因。     

旋转环形截面弯管内流场结构及换热特性

环形截面弯管围绕其中心轴旋转时，同时受到科氏力和离心力作用，弯管内的对流换热更为复杂，本文对旋转环形截面弯管内的流动特性和温度分布进行了数值分析。结果表明：旋转环形截面弯管内的换热特性主要由Dn数，F数（科氏力和离心力之比),Pr数，和δ值（内外径之比）决定；文中给出并分析了在不同δ下流场结构与摩擦系数比随F数的变化特性和随Dn数的变化规律，并给出了在不同δ和Pr数情况下，温度场和管道Nu数随F数和Dn数的变化规律。