浮动瓦块冷却结构在燃烧室中的应用和发展

指出了纯气膜冷却已不能满足航空发动机燃烧室冷却日益增长的要求，分析了强制对流气膜复合冷却和承力合理的浮动瓦块式火焰筒结构。同时还介绍了先进的冲击发散冷却在浮动瓦块式燃烧室中应用的进展状况。     

层板推力室再生冷却通道的传热特性分析

提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题，计算采用LVEL紊流模型，并考虑冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随温度的变化。结果表明，采用大高宽比、小气壁厚度的通道设计，可显著提高再生冷却能力，降低室壁温度和温差。采用对流换热系数和热物性为常数的简化处理会引起很大误差。     

涡轮叶片型面气膜孔流量系数的计算方法

在Rowbury D A等提出的算法基础上进行了改进，使该算法更适合用来计算压比较小情况下尤其是叶片前缘区域的气膜孔流量系数。该算法主要考虑了气膜孔出口主流流动状况、气膜孔几何参数和孔内流动雷诺数对气膜孔流量系数的影响。经过实验数据对比验证，表明该算法可能成为设计型面气膜冷却的一种通用方法。     

三维数值模拟再生冷却喷管的换热

为了解液体火箭发动机喷管再生冷却的换热特点，采用数值模拟的方法，对内喷管燃气、壁面和冷却液建立不同的三维控制方程，进行流动和传热的耦合计算。在计算中，假定喷管流动为冻结流动，考虑燃气向壁面的对流换热和辐射换热；采用二阶迎风格式离散控制方程，采用DO模型离散求解辐射换热方程，水蒸气的吸收系数根据Leckner公式计算。计算模型采用缩比热试车发动机，数值计算结果与实验结果吻合较好，较准确地模拟出了喷管的壁面热流密度，得到了喷管燃气和冷却液的流场和温度场，对高压再生冷却喷管的设计具有指导意义。     

基于模拟退火算法的防空作战布局优化

在防空导弹武器系统的作战布局优化中使用模拟退火算法,选取适当的 Ｂｏｌｔｚｍ ａｎｎ 常数, 结合基于随机服务系统理论的作战效能分析数学模型,得到了较为快捷的定量优化武器系统作战布局的方法。     

涡轮叶栅端壁气膜冷却数值模拟

对前缘上游有双排气膜孔的涡轮叶栅端壁气膜冷却进行了气动和传热数值模拟。计算模拟了两排26个气膜孔,每个孔截面的网格数达到近200个,计算域包括了供气腔。计算得到了端壁气膜冷却的冷却效率分布并进行了冷气射流粒子示踪。计算揭示了端壁气膜冷却的流动与传热传质机理,并据此提出了端壁抛射气膜冷却的概念。结果表明数值计算可模拟气膜冷却的主要流动与传热特征,但在数值的准确性上还需要进一步的完善。     

推力室喉部层板发汗冷却段的结构设计分析

根据层板单元的热分析结果和层板发汗冷却推力室固有的结构特点,提出这种先进发动机冷却方案的设计原理和结构参数的计算公式,结合一台50kN发动机推力室喉部改再生冷却为发汗冷却的改形设计,分析其层板发汗冷却段喉部的设计方法和主要结构尺寸的计算结果。还比较了全再生冷却和发汗冷却两种冷却方式下发动机推力室的温度、热流密度和重量。对先进层板发汗冷却推力室的结构设计提供了参考。     

液体火箭发动机推力室发汗冷却传热过程的数值模拟 (Ⅰ)数理模型

针对液体火箭发动机推力室的发汗冷却传热过程建立了数理模型。模型中考虑了冷却剂与结构材料之间存在温差、并进行对流换热,即采用了局部非热平衡模型。同时,模型中还计及了冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的剧烈变化及固体壁沿轴向的导热过程。     

涡轮叶栅前缘上游端壁气膜冷却的传热实验研究

对前缘上游有单排和双排孔冷却的涡轮导向叶栅端壁进行了详细的传热实验,在吹风比1,2,3下获得了当地气膜冷却效率和换热系数,结合流场测量结果分析了端壁冷却和换热规律。结果表明端壁气膜冷却在很大程度上受二次流的影响,冷却效果主要由吹风比决定,低吹风比喷射时,压力面附近的一个三角形区域没有冷气的覆盖,中、高吹风比喷射可以大幅度提高平均冷却效率并使冷气很均匀的覆盖在端壁上,双排孔喷射比单排孔喷射平均效率提高1倍左右。结果还表明尽管冷气喷射使端壁换热系数随吹风比的增大而显著增大,气膜冷却还是能有效的降低端壁的热负荷,其中以中吹风比双排孔喷射的效果最为显著。      

雷达多目标跟踪系统的跟踪效能评估

基于系统工程理论，分析了影响机动多目标跟踪系统基本效能的各要素，给出了机动多目标跟踪系统的基本效能指标及其定义，从而建立了雷达机动多目标跟踪系统的效能评估模型，并且通过仿真分析给出了三种多目标跟踪算法的效能评估结果。