三维PIV中透视成像的视点定位与透视平面的确定

对三维ＰＩＶ中透视投影的视点定位与透视平面的确定技术作了深入的研究，提出了一种确定观点坐标与透视平面的方法，给出了相应的数学关系式，最后通过实验的方法对视点坐标与透视平面的确定技术进行了检验。     

神经网络在风洞流场马赫数辨识中的应用研究

风洞流场的多维性、复杂性以及马赫数的不可直接测量、马赫数控制一直是风洞控制的难点和重点。笔者在研究FL26Y风洞流场特性的基础上，应用神经网络技术，研究马赫数在线辨识问题，为高精度风洞流场马赫数控制提供技术支持。首先介绍神经网络马赫数辨识原理，然后介绍神经网络拓扑结构的设计，并构造神经网络的马赫数辨识模型(NNI)。最后通过软件实现及仿真研究动态数据优化、软件滤波以及动量系数对网络学习性能的影响，进一步验证神经网络辨识器在实时性、自适应性、以及辨识精度等方面的优越性。     

斜激波极值规律的边界层影响

采用边界层理论与斜激波/膨胀波精确算法，建立一种结合Eckert参考温度法和Illingworth-Stewartson变换法优势的边界层权重算法，用于研究超声速黏性楔面边界层位移厚度对斜激波极值规律的影响。分别应用层流Navier-Stokes方程和湍流Navier-Stokes方程的CFD解算器对边界层新模型进行了算例精度评估。在来流马赫数为1.2~2.4和楔面角为3°~20°的范围内，压强比的相对误差小于0.1%。计入层流与湍流边界层影响的理论模型研究表明，边界层影响使得最优马赫数增加；对于层流边界层，最优马赫数增量约为0.001 5~0.003 3；对于湍流边界层，最优马赫数增量约为0.002 8~0.006 1。     

弹丸超声速绕流的Navier-Stokes模拟

本文轴对称Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组出发，采用高分辨率对称ＴＶＤ格式数据模拟了包括底部回流区在内的弹丸超声速绕流流场。     

轴对称喷管内流场的加权余数有限元计算

本文采用非定常技术,用加权余数有限元方法给出喷管内流场的数值计算方法,对收敛一扩散喷管的实例计算表明:本文计算的壁面和中心线M数分布曲线与实验结果是一致的。     

关于固体火箭发动机的比冲预测

本文对固体火箭发动机的比冲预测作了专题综述。文中介绍了目前预测比冲所用的两种主要方法。分析了发动机中的比冲损失。关于比冲预测中的一个重要课题——二相流损失的计算方法进行了比较详细的分析讨论。     

畸变流场的模拟装置及其选型

本文初步总结了国内外进气道－发动机匹配试验研究所用的几种进气道出口畸变流场模型装置的性能和使用经验，并根据我国当前的研究状况，提出了优先选用轴对称随机频率发生器作为在高空模拟试验台上进行进气道－发动机匹配试验研究的进气道出口总压畸变流场模拟装置和建议。     

高速复杂流动PIV技术研究实践与挑战

粒子图像测速技术目前已经发展成为实验流体力学领域应用最广泛的非接触激光测试方法之一,为认知复杂流动机理提供直观的流场信息.本文基于超声速流场PIV技术研究实践,针对示踪粒子布撒器设计、粒子松弛特性模型构建、激波流场测试分析、超声速平板湍流边界层结构分析等方面具体问题的研究和认识,从理论、定量化的角度深入分析了应用于超声速流场PIV技术现阶段依然存在的问题.从应用于超声速流场PIV技术的原理出发,针对高速复杂流场的PIV测试现状,总结了应用于超声速流场PIV技术发展过程中的光学部件、示踪粒子及布撒系统所遇到的一系列挑战,以及国内外利用PIV技术在高速复杂流场研究中所取得的成就,针对PIV技术能否适用于高超声速流场的测量做了系统化地探索.并根据实践经验提出了应用于超声速流场PIV技术未来的发展方向:通用的精确的PIV方法不存在,必须从具体研究的流动机理角度改造相应的PIV测试手段.     

气膜孔内局部堵塞对气膜冷却特性的影响

在吹风比为0.3~1.5,堵塞比为0.1~0.5范围内,对平板上单排倾斜气膜孔内局部堵塞所引起的冷气射流流动和冷却特性变化进行了数值研究,分析了堵塞比、堵塞位置和吹风比对绝热气膜冷却效率的影响.在研究参数范围内的研究结果表明:气膜孔出口端前缘的局部堵塞有利于抑制肾形涡,对气膜孔下游的绝热气膜冷却效率有改善作用,并且随着堵塞比和吹风比的增加,对冷却效果的改善越为明显.而在气膜孔出口端尾缘或侧边的堵塞则在较大的堵塞比下削弱气膜冷却效果.相对于气膜孔出气端的局部堵塞,在气膜孔进气端和中部的堵塞对绝热气膜冷却效率的影响要微弱得多.