多星分离速度设计

针对多量分离过程对星间最小间距的要求,运用Ｈｉｌｌ方程,对其相对运动进行了分析,提出了一种分离速度设计方法,讨论了最小间距最大化问题,并给出了最小间距最大的等 条件,最后,针对一箭五星情况进行了仿真计算,结果表明,该方法简单、有效,最小间距的最大值明显大于设计要求值,这就分离速度的设计、选择提供了很大的余地。     

翼型的气动最优化设计方法和反设计方法＊

本文将数值优化方法同计算流体动力学（ＣＦＤ）相结合,形成两种跨声速翼型的气动设计方法,即：最优化方法和反设计方法。采用求解Ｅｕｌｅｒ方程的有限体积法计算流场,通过结合优化算法,从正反两个方向对跨声速翼型进行气动优化设计。实例证明它们是翼型气动设计的有效方法,有较高的工程应用价值。     

应用嵌入式H型网格技术计算孤立翼型绕流场

提出一种嵌入式H型网格技术,用于生成孤立翼型和叶栅的计算网格。与传统的H型网格相比,采用嵌入式H型网格时,翼型头部及尾部附近的网格畸变很容易得到控制,有益于提高计算的准确性。      

基于子结构消元法的柔性结构主动控制的研究

由结构动力系统的微分方程出发,建立了主动控制的数学模型,在计算结构力学与最优控制模拟关系的基础上,采用结构力学中的子结构消元法和混合能概念建立了一套时段消元公式,进而对Riccati代数方程进行了有效的求解,从而给出了一套柔性结构主动控制的研究方法。     

翼-身-尾组合体的网格生成及 Euler 方程数值模拟

采用代数方法快速生成翼-身-尾组合体三维O-C型贴体网格。该代数网格生成方法使用双边界法,可保证物面附近近似正交,真实地模拟了机身头部及与机翼、尾翼交界处的形状,提高了代数方法生成网格的质量。并用中心格式有限体积法求解跨声速Euler方程,以某翼-身-尾组合体模型为例,计算结果与实验符合良好。     

高效欧拉方程解法求解轴对称引射喷管三股流问题

推导了三维流动的广义欧拉方程黎曼增量梯度形式的欧拉方程及其轴对称形式表达，针对引射喷管三股流问题的特点在运动网格下作了H变换。在此基础上将高效欧拉方程解法应用于求解轴对称引射喷管三股流问题，为解决次流通道狭窄带来的问题，采用了弱耦合法处理滑流边界。     

计算流体力学中的网格生成方法及其应用

讨论了多种网格生成方法及其流场的数值模拟。给出了一种生成现代双立尾战斗机外形的分区对接网格和Ｅｕｌｅｒ方程分区解。给出了一种带副翼偏转的三维机翼分区网格及绕流的Ｅｕｌｅｒ方程解。以二维多段翼型为对象分别讨论了分区重叠结构网格方法、非结构网格方法和自适应的笛卡尔网格法。     

一种求解S形进气道三维粘性流场的多重网格算法

提出了一种基于多重网格技术,可快速求解Ｓ形进气道粘性内流场的实用工程算法：从Ｂｒａｎｄｔ的多重网格理论出发,采用隐式Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ时间推进格式,结合“锯齿式”迭代技术交替在粗、细两种网格上对雷诺平均三维非定常Ｎ－Ｓ方程进行求解。用此算法数值模拟了某型号Ｓ形进气道的内流场,与试验结果对比显示：计算得到的流场符合一般Ｓ形管道流动特性,所捕获的二次流图谱清晰合理,进气道出口截面处总压恢复系数与试验值较为接近。与普通单层网格计算方法相比,计算结果精度高,收敛速度快。     

跨音速低展弦比轴流风扇转子内部流场的数值研究

采用三维雷诺平均Ｎ－Ｓ方程程序求解跨音速压气机风扇转子内部流场。这个程序采用有限体积显式时间推进方法求解控制方程,方程自变量选取在控制体顶点,采用简单的Ｈ型网格离散方程,离散后的代数方程用两步Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔａ法进行时间推进求解,使用多重网格和当地时间步长方法加速计算收敛。程序中使用了Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ模型模拟湍流影响。用该方法计算了ＮＡＳＡ６７＃跨音速风扇转子的性能曲线,并重点计算最高效率点工况下内部流场。计算结果与实验结果的比较,证明该法可以用来模拟跨音速风扇转子内部流动。     

非线性混合回归演化算法研究

基于最小二乘法的常规非线性回归算法的缺点,提出了方程结构与系数的混合回归演化策略方法。在指定最大回归项数的前提下,该混合回归演化策略先找到一些基本满足拟合要求（回归项数与精度）的初始种子回归方程,再以回归项数逐步减少、拟合精度逐步提高为准则,对初始种子回归方程进一步混合回归演化,最后得到回归项数最少、拟合精度最高的最佳回归方程。此外,利用该混合回归演化策略对液体火箭发动机常见的几个经验关系式进行了非线性回归拟合实例分析,拟合残差分布表明该混合回归演化策略方法是有效的。