对应用冲压发动机的兴趣增大

对付与时间敏感目标采用高速和超高速导弹 ,考虑以冲压发动机为动力的将日趋增多。 2 0 0 2财年 ,美国海军开始实施高速反辐射验证计划ＨＳＡＤ ,旨将哈姆导弹 (ＨＡＲＭ)升级为更高速反辐射导弹ＨＳＡＲＭ ,已选择可变流量固体火箭冲压发动机为动力装置的优选方案。德国研制的智能制导增程反辐射导弹Ａｒｍｉｇｅｒ,采用火箭冲压发动机推进 ,飞行马赫数可达到 3,于 2 0 0 2年初成功地进行了首次飞行试验。法国的冲压发动机飞行器ＶＥＳＴＡ ,将于 2 0 0 2年中期开始进行飞行试验 ,计划将这发动机用于装备核弹头的增程空面导弹ＡＳＭＰＡ ,…     

机动目标三维空间导引运动建模及导引律研究

给出了导弹—目标追逃运动的空间矢量方程，在此基础上推导了三维导引运动模型。对机动目标应用李雅普诺夫稳定性分析方法提出了一种自适应变结构制导算法。六自由度数学仿真结果表明了模型的正确性和制导算法的有效性。     

分区和有限容积法计算长尾喷管中的湍流流动

为了给长尾喷管热防护结构设计提供热边界条件，从轴对称二维雷诺平均N－S方程出发，采用分区算法和有限容积法计算了长尾喷管中的湍流流动，分析了流场的结构特性，提出了长尾喷管中燃气温度，压强和马赫数分布的某些规律以及燃气温度沿壁面的分布，计算和分析结果提出了长尾喷管热防护结构设计应注意的事项。     

火焰稳定器射流喷口形状对燃烧性能的影响

为了探讨层缘吹气式火焰稳定器的射流喷口形状对燃烧性能的影响，在来流50m/s，573K条件下，分别对连续长缝、不连续宽缝、均布圆孔三种不同喷口形状的火焰稳定器的燃烧性能进行了实验研究，对比了它们的贫熄特性、燃烧效率和流阻损失。研究发现，在实验条件范围内，连续长缝形喷口稳定器的燃烧性能较其他两种不连续喷口稳定器优越，具有较高的燃烧效率、较宽的贫熄边界和较小的流阻损失。     

基于混合知识模型和混合推理策略的液体火箭发动机智能故障诊断

以某大型泵压式液体火箭发动机为研究对象，围绕着发动机知识的统一处理、定性定量知识的集成与转化以及基于知识的智能故障诊断推理等技术和难点，研究发展了发动机基于混合知识模型和混合推理策略的智能故障诊断方法，并结合实际热试车数据和故障仿真实例进行了验证。研究结果对设计和实现工程实用的液体火箭发动机故障诊断系统具有重要的参考价值。     

基于遗传算法的涡扇发动机多变量加速寻优控制

研究了变几何涡扇发动机不等式约束下的遗传算法最优加速控制规律，在全飞行包线内进行了仿真计算。通过分析多变量变几何涡扇发动机加速过程的特点和性能要求，用离散化加速模型结合遗传算法，使得加速过程最优。仿真计算表明该控制律可以保证变几何涡扇发动机在全飞行包线内稳定工作，且加速时间最短。     

可重复使用热防护系统防热结构及材料的研究现状

在对国外有关各类航天器的防热结构和材料进行广泛调研的基础上，对陶瓷瓦、柔性毡、盖板等防热结构及材料进行了介绍，并总结了防热结构和防热材料的发展现状及趋势。     

旋涡运动与湍流模型

本文力图将熟知的湍流大涡运动现象与湍流模型理论联系起来以减少模型理论中的经验关系。 在剪切流中以球的流体动力系数,分析确定了涡球的运动,并以此确定剪切流中的湍流剪应力。由此得到了一个二方程模型,方程中仅包含球的流体动力系数。 平板湍流边界层的实例计算表明,计算的速度剖面在整个边界层中都能很好地与实验符合。     

复合式气冷涡轮叶片内冷气流动和换热计算

本给出了复合式气冷涡轮叶片内冷气流量分配，温增和换热系数迭代求解方法和计算实例。并且，讨论了转动效应对冷气流动和换热的影响。它已成功地应用于高性能推进系统气冷叶片设计，而且，也可用于气冷涡轮叶片改型和膜底分析，验算。     

组织结构对超塑性的影响

本文研究了晶粒尺寸、晶粒形状和变形方式对Ti-1023合金超塑性的影响,计算了各种情况下的变形激活能,结果表明,粗晶与细晶组织在超塑性上的差别是由变形机制的变化引起的.