载人飞船返回舱的动稳定性

载人飞船返回舱动稳定性的地面模拟试验方法有强迫振动法、有限自由振动法、自由翻滚法和模型自由飞试验法。试验结果表明，在配平攻角区阿波罗返回舱除马赫数Ｍ＜０．７以外，一般都具有俯仰正阻尼特性。双子星座返回舱在配平攻角区，当Ｍ＜２．５时存在俯仰负阻尼特性。钝头气流分离效应、后体气流再附效应、船尾近尾流效应和动态时滞效应等对静、动稳定性都有相反效应。这些效应会使返回舱的静稳定性增加，而使动稳定性降低。角振幅增大会使返回舱的平均俯仰阻尼增加，马赫数增大使俯仰阻尼降低。     

FAST SOLUTION OF TURBULENT SEPARATION BY STRAWN''''S METHOD

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直升机空气动力学中的几个疑点

提出了在直升机空气动力学的某些文献里存在的三个疑点：(1)滑流理论能否用于微观分析；(2)叶素理论(即使在处理垂直飞行问题时)中沿半径的诱导速度分布能否认为独立于桨叶安装角分布；(3)前飞时沿方位角的诱导速度分布究竟如何?通过分析讨论，本文给出了一些结论。     

盒式机翼布局气动特性研究

采用数值模拟的方法研究了盒式机翼布局的气动特性。在数值模拟过程中,控制方程为雷诺平均N-S方程,采用基于非结构网格的有限体积方法进行求解。空间离散采用了Osher逆风格式,时间离散则采用五步Runge-Kutta格式。紊流模型采用了S-A方程模型。对盒式机翼布局外形在不同状态下的流场进行了数值模拟,给出了每个状态下的气动参数,并进行了分析,结果显示盒式机翼布局具有较好的气动特性。     

直升机旋翼空气动力学的发展

本文分两大部分，即旋翼理论分析的发展（认识旋翼）及旋翼浆叶外形的发展（改造旋翼）。在第一部分中，阐述了旋翼滑流理论、叶素理论、涡流理论（其中又包括固定尾迹的经典涡流理论、预定尾迹的半经验涡流理论、自由尾迹的现代涡流理论）和旋翼CDD方法。在第二部分中，讨论了旋翼桨叶的翼型、浆尖形状、扭转角分布等的变化历程。最后，作为总结，提出了旋翼理论分析和浆叶气动外形的四代发展阶段的划分。     

南京航空航天大学的实验空气动力学研究

介绍了近１０年来南京航空航天大学在实验空气动力学研究方向的进展。南航已经建成了规模较大，较为完善配套的高、低速风洞试验设备，并利用这些设备进行了大量的空气动力学的实验研究。特别是在边界层、尾流旋涡、非定常流、流动控制、航空声学，以及相应的测试技术方面，获得了一大批高水平的研究成果。     

平面叶栅跨声速非等熵流的时间推进解

本文根据Viviand等人提出的求解平面流动问题的拟不定常时间推进法的思路,推导了完整的求解平面叶栅无粘非等熵拟不定常流动的方程系统,应用经过改进了的有限控制面积时间推进格式进行了数值计算。计算结果与精确解或试验结果吻合较好,且能有效地节省计算机时。     

气动中心超前的对偶问题

为提高导弹的气动力特性,设计导弹的气动外形时可能出现气动中心位于重心之前的现象。本文应用状态空间分析法,研究气动中心超前的对偶问题,据此获得导弹无恢复力矩时关于飞行状态的完全可控和可测的条件。在状态反馈下,使用极点配置法导出了气动中心超前的极限值,即放宽静稳定性的准则。列举了计算结果。     

大攻角非线性问题的局部线化方法

 本文引用局部线化的概念,提出一种数值计算方法,用以研究小展弦比、大攻角带前缘或侧缘分离流机翼的双重非线性问题,即基本方程的非线性（包含了速势方程的所有二阶非线性项）和边界条件的非线性（离体涡位置不能预先给定）。该方法适用于亚临界下的所有Mach数,计算简单,工作量小。通过算例计算表明,该方法计算结果与实验值是一致的。