圆柱体绕横轴气动力和气动热的试验研究

对圆柱体绕垂直中心轴线的横轴旋转时的气动阻力矩和气动热做了试验研究，描述了能将阻力降低８０％左右的加罩法。     

喷流姿控战术导弹三维气动力数学模型

采用当量喷流控制力概念，推导了战术导弹三维气动力和铰链力矩数学模型。分析了喷流姿控（俯仰、偏航和滚转），以及副翼舵、方向舵和升降舵偏对导弹气动力的作用，并给出了气动力各分量的泰勒和傅里叶级数形式的表达式。模型还考虑了大攻角情况下对称外形零侧滑流动时的非对称涡型现象。     

一种新型闭路制导方法

为提高大干扰条件下传统摄动制导的精度,提出了一种不同于基于需要速度的新型弹道导弹闭路制导方法。利用最优控制,根据能量消耗最少准则建立一种迭代解法,控制导弹最终状态在零控曲面上某一点关机,之后以惯性飞行即能命中目标。给出了零控曲面的求解模型,以及最优控制迭代解法的步骤、导航计算和关机条件。     

液氧煤油发动机稳态故障仿真分析

根据液氧煤油补燃循环发动机的特点,建立了稳态工作过程故障仿真数学模型,并针对比较典型的几种故障模式,进行了仿真计算与效应分析,最后进行了故障参数特征的初步提取。结果表明,选定的10个缓变热力参数,可对泄漏、堵塞及涡轮泵等典型故障模式进行有效识别和分离。     

轴流压气机特性计算及激波模型研究

为快速准确预估轴流压气机特性和激波损失,基于轴流压气机S2流面流线曲率法,分别采用正激波模型和改进的双激波模型,对某型2级跨声速风扇特性进行数值模拟计算,得到了100%设计转速近设计点与99.76%设计转速近堵塞点的总体性能和气动参数,以及95%、100%和110%设计转速的特性曲线。通过将计算结果与试验数据进行对比,分析研究了各激波损失模型在激波损失预估和风扇/压气机特性计算方面的差异。分析结果表明:在跨声速风扇/压气机近设计点激波损失和特性参数的计算中,正激波模型损失径向分布计算结果接近试验值,总压比和总效率计算值分别较试验值约低1.96%和2.54%,模型能够满足工程需要。而在近堵塞点,改进的双激波模型总损失计算值更接近试验值,总压比计算值和试验值很吻合,总效率计算值比试验值约高7.28%。改进双激波模型的不同转速线效率特性曲线也明显更接近试验值,模型能够较准确地预测远离设计点激波损失和特性参数。     

进气畸变对压缩系统稳定性影响的数值模拟

采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程以及激盘－滞后－容积的压气机级模型，研究了进气畸变对航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的影响,在一定物理转速和流量条件下的压气机稳态工作点参数则采用级堆叠方法进行计算。对总压畸变、总温畸变等进气条件下压气机稳定工作边界的变化进行了计算分析，结果表明进气总压畸变和进气总温畸变对发动机稳定性有很大的影响，畸变进气使得压气机稳定工作边界在压所机的特性图中向右下方移动，降低了发动机的喘振裕度。     

自动计算NURBS初始权因子的方法

通过对NURBS曲线权因子几何属性的深入分析,给出了一个直观、简洁和客观计算权因子的一般方法 ;在此基础上,提出了利用线性插值法和嵌入ANN算法的自动计算NURBS权因子的具体方法。根据NURBS控制多边形的形状以及曲线的形状约束条件,自动计算出NURBS曲线的一组初始权因子。     

尾缘吹气式火焰稳定器时均流场

为了对尾缘吹气式火焰稳定器的流场进行研究,在低速风洞中利用二维在线式互相关PIV系统,对新型稳定器及V型稳定器的近尾迹流动进行了测量,考察了可控横向射流气动参数及射流方向对新型稳定器流场的影响.结果表明,尾缘吹气式火焰稳定器与V型火焰稳定器的流场特性基本相似,但吹气射流扩大了回流区,增加了回流率和湍流脉动速度;同时发现,射流与来流动量比是影响新型稳定器后流场的主要气动参数。     

煤油液滴在富氧燃气中不稳定燃烧的数值研究

采用数值分析的方法,对富氧燃气中的煤油液滴的不稳定燃烧过程进行了研究。采用一维轴对称N S方程,考虑了高压实际气体物性和液滴/气团表面气液平衡。计算中空间和时间尺度分别为μm和μs的量级。结果表明,液滴在接近超临界点时,物性的快速变化会引起一定频率的自发振荡;超临界气团对不同压力振荡频率的响应不同;煤油蒸汽的消耗速率对压力振荡的响应不同于蒸发速率的响应,热量释放对压力振荡也具有明显的响应。     

梯形和矩形通道内短扰流柱排流动与换热计算

为了得到逐渐收缩的梯形通道内扰流柱排的流动换热的规律,对梯形通道内扰流柱排的端壁换热和压力损失进行了数值计算,并与矩形通道进行比较。计算结果表明:(1)梯形通道与矩形通道的端壁总平均换热系数相差不大,但是梯形通道内每排扰流柱的Nu数相差较大。(2)相同来流Re数条件下,梯形通道的压力损失系数远大于矩形通道。所以,在实际计算逐渐收缩的梯形通道内扰流柱排的平均换热时,可近似采用矩形通道内扰流柱的实验关联式,并且将每排扰流柱分别计算。在计算压力损失时,不能将梯形通道近似成矩形通道。