有质量喷注和边界移动圆柱形流管中的声稳定性

本文利用Ｖａｎ Ｍｏｏｒｈｅｎ提出的平均处理法，从理论上分析了一维流管通道随时间变化和燃烧边界运动对燃烧室线性声稳定性的作用。得出结论是，空腔的瞬态扩大和边界运动平衡掉了一部分声能。     

用欧拉方程计算机翼与翼身组合体绕流

本文用保角转绘加剪切变换生成三维机翼与翼身组合体Ｃ－Ｈ型网格，并在这类网格拓扑上，用有限体积法研制出可供分析机翼与翼身组合体绕流的三维欧拉方程计算程序。本方法的特色是改进了机翼表面网格点的分布，使机翼后缘与网格线一致；采用了当量机身，使机岙表面到对称面光滑过渡；嵌入了边界层粘性修正。改善了计算结果。数值计算表明，对粘性影响较大的超临界绕流，边界层修正效果显著。     

共轴式直升机旋翼气动干扰对航向操纵的影响

利用共轴式旋翼风洞实验结果，结合轻型共轴式直升机M16飞行中的现象，分析了上下旋翼气动干扰对共轴式直升机过渡飞行中航向操纵的影响。介绍了直升机由悬停转入垂直上升、平飞中加减速和转入爬升与下滑等过程中，由于上下旋翼干扰发生了变化，使直升机航向发生偏转后飞机的反应情况，以及在这种情况下应进行的相应操纵。所得结果对研究共轴式直升机的操稳特性有重要意义。     

翼型动失速和非定常载荷的综合翼型数据方法

本文给出受迫谐振翼型的动失速工程估算方法。本方法基于凤洞试验，综合分析翼型动、稳态特性之间的差别与动、稳态条件之间的关系，建立一套估算动、稳态特性之间差别的经验公式，修正稳态特性，得到相应的动态特性。用本方法计算了三种翼型不同动态条件（包括深失速和后掠）的动失速特性，并与测量和文献结果进行了比较，结果符合得相当好。     

直升机涡环状态试验数据处理研究

采用神经网络误差反向传播算法,以旋翼涡环状态试验数据为基础,研究了桨叶负扭度对直升机涡环状态特性的影响,分析了负扭度变化对旋翼扭矩、拉力平均值及脉动幅度的影响。计算结果表明,神经网络模型能够准确预测桨叶负扭度对直升机涡环状态的影响。     

一种直升机粘弹减摆器时域模型参数识别方法

在时域内建立了直升机粘弹减摆器的非线性模型。该模型基于不可逆热力学原理，在线性滞弹性位移场(Anelastic displacement fields，ADFs)模型的基础上，通过一组材料状态变量函数引入了粘弹性材料的非线性特性；文中以硅橡胶为研究对象，在粘弹减摆器实际工作中比较典型的幅值和频率范围内，进行了简谐实验，并通过两位移幅值(0．1cm，0．6cm)的应变／应力滞迟回线直接进行模型参数识别。最后，通过与线化复模量、不同幅值的应变／应力的滞迟回线等实验数据比较，证实了本文模型具有较好的可靠性，为进一步研究直升机粘弹减摆器的性能和带减摆器的旋翼气弹分析奠定了基础。     

空天飞机的边界层转捩

本文概述了边界层转捩对空天飞机性能的影响。在介绍确定边界层转捩起始点的线性稳定性理论和简单关联公式之后，又从噪声影响、头部钝头影响和钝锥飞行试验结果等几方面，讨论了线性稳定性理论的应用。接着介绍了采用转捩函数来确定转捩区的方法。从飞行试验、理论计算和风洞试验等三方面，探讨了进一步研究高超声速边界层转捩的途径。重点介绍了ＮＡＳＡＬａｎｇｌｅｙ研究中心的超声速、高超声速静风洞技术的发展。最后，对今后空天飞机边界层转捩的研究工作提出了建议。     

高频宽范围阻抗测量的一种新方法

本文根据微波网络理论,提出了利用A参量求解高频阻抗的新方法,详细介绍了如何将该方法用于网络分析仪系统测量高频阻抗,并将其测试结果与美国惠普公司生产的专用高频阻抗分析仪HP4191A及该公司最新展出的频谱、网络、阻抗分析仪HP4195A的测试结果作了比较,实践证明,该方法与传统的S参量法相比,大大拓宽了阻抗测量范围,提高了测量精度(能自动地消除联接电缆的影响),且适用于被测件的同轴联接及非同轴联接。此方法对利用各种网络分析仪实现高阻测量具有普遍意义。     

超声速流中激波/湍流附面层干扰数值模拟

采用修正的B／L湍流模型以及多块结构化网格求解了二维N-S方程。分别对超声速流和高超声速流中的激波／湍流附面层干扰进行了数值研究。本文首先研究了进口马赫数为2．96的超声速流。计算结果准确预测了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征：分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波。计算的壁面压力分布与实验值吻合较好，计算的分离区长度与实验值比较有一定误差。本文还对进口马赫数为9．22的高超声速流中压缩角引起的激波／湍流附面层干扰进行了数值研究。计算结果与实验结果吻合较好。     

应用数字图象处理技术研究涡流场

本文描述的实验采用干冰为示踪粒子，对脱体涡系作了流动显示，并对摄取的图片进行了数字图象处理。结果清楚地提示了涡的三层结构。在主涡的诱导下，出现二次涡，而二次涡会影响脱体涡的速度分布。实验还得到了脱体涡流场的灰度分布图，并将得出的涡核直径与ＬＤＶ得到的结果进行了对比。实验结果还证明来流迎角、侧滑角及前缘后掠角会影响涡核的位置和强度。当机翼前缘后掠角增加时，脱体涡向不稳定方向发展。