强厚度叠层连续闭口圆柱壳的精确解

 引入δ—函数,对连续闭口圆柱壳建立状态方程。给出薄的、中厚的和强厚的叠层连续闭口圆柱壳统一的精确解。数值结果和ＳＡＰ５有限元解进行了对比。     

动态网格快速生成及组合体跨音速非定常气动力计算

采用代数方法、局部变形技术及快速动态弹性变形技术生成三维翼/体组合的贴体动态网格。用时间精确近似因式分解差分方法求解守恒型非定常全位势方程。考虑附面层影响，通过粘/位迭代得到跨音速翼/体的非定常气动力。所得结果与实验数据相比相当吻合。     

弹头外形不同尺度模型对二维射流流场的影响

超声速射流装置能很好地模拟榴弹引信发电机飞行时大气环境的工况，并成为地面考核和验收必不可少的设备。从二维轴对称N-S方程出发，利用二阶精度有限体积法和S-A湍流模型，对超声速射流装置的自由射流流场以及不同模型尺寸对超声速流场结构的影响进行了模拟计算。给出了激波与射流边界之间复杂干扰流场结构图，结果证明不同模型的尺寸对超声速射流流场有较大的影响。     

用全位势方程计算侧滑机翼的跨声速绕流特性

本文对大后掠小展弦比细长机翼，由垂直于机翼纵轴的每一横流截面生成Ｏ型网格，从而形成对机翼流场的Ｈ－Ｏ型网格，用守恒型全位势方程，差分方法和隐式近似因式分解ＡＦ２迭代算法计算侧滑机翼的流场。     

基于混合遗传算法的航空发动机数学模型解法

针对发动机模型现有平衡方程迭代解法存在不收敛或计算效率差的不足,以涡轮风扇发动机为对象,结合遗传算法与牛顿-拉夫逊法的优点,设计了在模型不收敛点采用遗传算法与牛顿-拉夫逊法交替计算的平衡方程求解混合算法。理论分析与数值仿真结果表明,对于整个模型而言,该算法既保持了牛顿-拉夫逊法的高计算效率,又吸收了遗传算法全局收敛的优点,可实现模型大范围收敛。     

涡轮工作叶片表面气膜冷却效率的实验研究

在大尺寸低速线性叶栅风洞上进行实验,采用放大的叶片模型,测量了涡轮工作叶片表面不同位置单排气膜孔的气膜冷却效率,研究了孔排位置、吹风比及来流雷诺数的影响。试验叶片表面上开有8排气膜孔,其中吸力面2排,前缘区3排,压力面3排。实验的参数变化范围是:基于叶片弦长的来流雷诺数250000～450000,吹风比0 5～2 5。结果表明,由于气膜孔排位置的不同,其下游冷却效率受来流雷诺数及吹风比影响的变化趋势也有所不同,孔排位置一定时,冷却效率主要由吹风比决定。该实验结果对涡轮叶片型面气膜冷却的实际工程设计研究有重要意义。     

推进剂利用系统对液体火箭发动机性能的影响分析

建立了带有推进剂利用系统的泵式压液体火箭发动机稳态工况的非线性数学模型，用非线性优化方法和小偏差方法计算分析了推进剂利用系统调节阀所控制的燃料流量对液体火箭发动机性能的影响，并对比分析了计算结果。所得结论可用于泵压式液体火箭发动机的控制和调节、试验结果分析、可靠性分析、故障分析，也可用于揭示发动机参数随各种干扰因素的变化规律。     

双欧法与四元数法的应用比较

对解决欧拉方程奇异性的双欧拉和四元数法进行了对比研究，四元数法从理论上讲比较完美，但实际应用中存在较大的累积计算误差，从而影响计算精度；双欧法利用正、反欧拉方程间精华区倒挂关系进行分区交替运算，把精华区扩展到全域，不仅根除了奇异性，而且计算误差小。因此，对于解决欧拉方程奇异性来讲，双欧法要优于四元数法。     

卫星进／出地影位置和时间的计算算法

首先推导出地影图锥面方程和卫星运动方程，然后经过合理的简化得到一个四次代数方程。对该四次方程进行求解，得出卫星进出本影和半影位置的近似解，再以此为初值，利用牛顿迭代法进行迭代，得到卫星进出地影位置和相对精确解。最后给出了该算法的数值算例。     

基于Lyapunov直接法的航天器近程导引控制律

基于C-W方程的相对动力学模型,用Lyapunov直接法设计了一种运行于近圆轨道航天器的近程导引控制律,给出了控制模型。该控制律简单有效,无需求解系统方程即可分析和判断近程导引的稳定性进而施加控制。仿真结果表明,该法的导引精度可满足要求,其收敛时间和燃料消耗也在可接受的范围内。