飞机增升装置气动力特性计算方法研究

本文给出了飞机增升装置气动力特笥的数值计算方法和计算结果，为了计算增升装置的缝隙效应和剪刀口效应，求解了粘性三维Navier-Stokes方程。为了正确 模拟大舵偏和阻力板后的大面积分离，采用了反映涡流特笥的新类型的两方程湍流模型。     

喷嘴雾化特性模糊评判模型

利用模糊综合评判法构造喷嘴雾化模糊关系矩阵，建立了描述喷嘴雾化特性的模糊数学模型，利用该模型分别对不同工况下的空气雾化喷嘴，离心式喷嘴雾化特征进行了理论计算，通过聚类，对5种实验工况进行了分类，计算的分类情况与实验结果基本一致，对空气雾化喷嘴，离心式喷嘴不同实验工况的雾化效果进行了正确的评判。     

高超声速化学非平衡粘性激波层方程的数值解

本文讨论了高超声速粘性激波层方程数值计算时差分格式引起的物理失真问题。具体分析了全隐格式格式粘性的影响,并作了数值试验。为了验证隐式结果的可靠性。在超声速激波风洞中测量了钝锥的表面压力分布,并与计算结果作了比较,两者基本一致。 本文采用隐式有限差分法数值计算了高超声速化学非平衡粘性激波层绕细长球锥的流动。计算时采用连续方程和法向动量方程耦合求解的方法以解决细长体远后身区计算中的问题。应用网格技术和加强系数矩阵主对角元素优势的方法提高了化学非平衡流计算的雷诺数范围。文中给出了高超声速化学非平衡流的计算结果,并与其它文献的结果作了比较。     

一种新型的固体火箭发动机体外点火器

为了提高固体发动机工作可靠性，增加装药质量，同时实现二级点火和级间分离，应用体外点火器是一种成功的方法。本文给出了此种点火器的设计方法，其设计特点为：点火器装于喷喉之后，喷焰长度由经验公式预估，装药设计和内弹道计算一并完成，实践证明本文提供的方法能满足工程设计需要。     

光笔式无导轨三坐标测量系统中的光笔冗余优化设计

研究了光笔系统的自标定原理及算法,建立了自标定数学模型,并进行大量的计算机仿真,确定了求解系统自标定最小二乘问题的有效算法。并通过计算机仿真计算分析了光笔上点光源的分布位置对光笔系统测量精度的影响。     

脱体涡流型翼面非定常气动力计算方法

本文研究了细长三角翼在脱体涡流型时变攻角所产生的非定常气动力的机理,并采用了一种时间历程的,考虑翼面前、后缘涡面随局部气流拖出并由时间发展逐步形成的数值方法,称之为涡面生成法,计算结果表明该方法是稳定和有效的。     

载荷谱的当量化计算

 本文提出了一种用数学积分进行载荷谱当量化处理的方法。该方法概念明确,适合于工程计算。本文给出的一套完整的计算公式,已在谱的工程计算中得到应用,取得了较好的效益。     

薄翼型阵风响应的数值模拟

 采用有限体积法来数值求解非定常Euler和N-S方程，并在非定常计算中通过引入“网格速度”来计入阵风的影响，实现了对刚性薄翼型阵风响应的有效数值模拟。采用该方法来对薄翼型迎角突然增大的阵风、陡边型阵风这两种典型阵风情况下的翼型气动力响应进行了计算，结果表明：计算结果与现有的一些理论结果都符合较好，与文献中计算结果也吻合。同时通过计算也表明厚翼型的阵风响应需根据工况开展进一步的计算分析。     

亚跨超音速喷管内流场的整体矢通量分裂算法

从N－S方程出发，采用先进的矢通量分裂算法，对亚跨超音速喷管内流场进行了整体模拟计算。文中对几种不同计算格式的计算效率进行了比较，给出了超音速占优混合流动的直接分割求解方法。计算采用代数湍流模型，跨音速段的计算结果同其它实验和计算结果进行了比较。计算中发现对出口边界条件进行亚音速、超音速和有回流分别处理很有必要；边界层内的M数沿壁面法向变化非常快；不同壁温条件和不同的流动Re数均会改变边界层的厚度。     

液体火箭发动机可靠性设计综合分析方法研究

针对液体火箭发动机可靠性设计问题，提出综合运用可靠性模块分析、故障模式及效应分析（FMEA）、故障数据分析及故障树分析（FTA）等可靠性分析方法，评估发动机不同设计方案的可靠性水平。此法可应用于方案论证阶段的发动机可靠性设计，并举例对某型号发动机的方案论证进行了典型分析计算。