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。     

武装直升飞机雷达散射截面的估算方法

讨论了在预告不知道武装直升飞机详细外形数据的情况下，根据三视图及少量外形数据，对其外形进行拟合，对雷达散射截面进行估算的方法，并对一武装直升飞机进行了理论计算和实验测试，结果吻合较好。     

非均匀弹性基础上变刚度梁弯曲和稳定计算

本文对非均匀弹性基础上变刚度梁弯曲和稳定计算进行了研究,导得通用的传播公式。编写程序简单,易于用计算机求解。 本文综合经典力法和位移法解静不定问题的思想,应用于传播矩阵法中,定义了“超静解传播系统”与“静解传播系统”等概念,给出並证明了一个求解“超静解传播系统”的定理。按此定理求解具有中间刚性支承和中间饺的多跨变刚度梁,原理简明,方便实用。最后经实例计算证明,结论是正确的,解法是有效的。     

考虑界面滑移与剪切变形的钢-混凝土组合梁解析方法

为求解钢-混凝土组合梁在界面滑移与剪切变形双重影响下的变形与应力,本文引入Timoshenko梁双广义位移假定,建立了钢-混凝土简支组合梁弹性状态下的计算模型,并以跨中作用集中荷载为例,得到其全梁挠度与截面应力的解析解。同时对4根不同抗剪连接程度的钢-混凝土组合梁试验结果进行分析,与解析计算结果进行对比验证,并讨论了界面剪切刚度的取值对组合梁挠度的影响。结果表明理论计算所得挠度、应力均与试验值吻合良好;界面滑移将增大组合梁挠度,界面剪切刚度对这种增大效应有重要影响;在计算组合梁挠度时,忽略剪切变形在一定程度上不安全。     

基于力法的超静定捆绑火箭传力特性研究

对于采用超静定捆绑的助推器来说,对捆绑装置载荷的准确预示是开展构型论证、结构设计和优化的关键工作。基于力法,推导了超静定捆绑助推器的捆绑载荷解析模型,并通过有限元方法进行了验证。在此基础上,获得了捆绑装置刚度、安装位置及捆绑个数对捆绑载荷的影响规律,从而为工程应用提供了一定的参考和理论支撑。     

基于CFD方法的低速潜航器光体及精细体模型受力计算分析

利用CFD计算方法预测潜航器在额定工况下受力一直是工程上的热点问题。通过计算给出实现预期运动所需要的各个推进器提供的静推力,可以为相应的总体方案设计评估和推进器选型提供支撑。利用SST k-ω湍流模型结合笛卡尔网格划分方法,对低速潜航器的光体及精细体模型进行了受力计算,并进行了网格无关性分析。分别比较了两组模型的摩擦阻力及压阻力计算结果,给出了模型表面压力分布、模型周围速度分布及流线形态,并分析了由模型外壳沟槽造成的边界层速度分布变化。     

矿用隔爆型电机的水冷结构设计与温升计算

针对矿用隔爆电机体积小、功率大、发热严重等应用特点,合理地设计水冷结构可以有效地平衡电机发热量,保证电机的安全运行。基于流体力学及电机传热学理论开发编制了水冷电机水路结构设计与温升计算程序。以YBSD矿用隔爆型三相电动机为研究对象,对其机壳水路进行了结构设计与热力计算,并进一步计算了电机的温升情况。通过将程序计算结果与实际电机数据进行对比分析,验证了所提方法的可行性和计算的准确性,为矿用隔爆型水冷电机设计提供了技术手段。     

舰载机蒸汽弹射起飞数值计算分析

为得到舰载机蒸汽弹射起飞过程中速度和加速度等参数的变化规律,在考虑弹射系统的特性参数、蒸汽泄漏、风速和风向等因素的基础上,构建了蒸汽弹射起飞数学模型。利用所建立的数学模型对弹射起飞过程进行了数值模拟计算。分析结果表明:所建立的数学模型合理可靠,数值计算与试验结果之间的误差小于0.92%;蒸汽初始压力、蒸汽泄漏量、汽缸半径和汽缸数等参数对飞机起飞速度和加速度影响明显;逆风条件对起飞有利,且风速越大飞机起飞所需的推力越小。