运用CFD计算方法进行数值模拟,采用三维非定常N-S方程并结合重叠网格技术,计算导弹在不同马赫数,攻角和舵偏速度下的各项力和力矩的气动系数。研究发现:鸭舵偏转产生漩涡对尾翼进行干扰,这种干扰随舵偏角的增大而增大;小攻角下弹体和尾翼对导弹轴向力系数的影响很小;马赫数的增大会使鸭舵偏转对导弹法向力系数和俯仰力矩系数的影响减弱;鸭舵动态偏转计算气动力和力矩和稳态情况下计算的结果不一样,且鸭舵偏转速度越快,差异越明显。

研究了二维自适应非结构网格DSMC并行算法实现的过程。首先提出了一类非结构网格自适应策略，有效降低了网格尺度对计算结果的影响，提高了流场的分辨率；然后基于PC-CLUSTER群机并行体系结构与消息传递库MPI并行环境，利用分区并行思想，设计了非结构网格DSMC并行算法，节约了计算时间。利用Fortran90的动态分配内存技术编制了通用计算程序；最后对过渡流域高超声绕流进行了数值模拟，计算结果初步验证了算法的可行性与有效性。

为了研究船尾外形对超声速弹丸底部阻力的影响特性及机理,采用基于N-S方程组和Spalart-Allmaras湍流模型的数值模拟方法,对某弹径为122 mm、7种不同船尾角度的旋成体超声速弹丸进行了不同马赫数和不同攻角下的数值模拟。比较分析了零攻角时船尾角度对弹丸底部流场气动特性的影响规律,得到了7°船尾角外形为该型弹丸的最佳船尾角外形。计算分析了不同马赫数下的减阻效率和小攻角条件下船尾弹丸底部流场的气动特性。计算结果表明随着马赫数增加,减阻效率降低;随着攻角增大时,弹丸底部阻力系数、升力系数、全弹阻力系数、升阻比增大。

为了研究转速对弧形尾翼弹箭气动特性的影响,基于三维非定常N-S方程和滑移网格技术,对弧形尾翼弹箭的气动特性进行了数值模拟,给出了转速对弧形尾翼弹箭的影响规律,并且首次对滚转换向现象的产生机理进行了详细阐述。结果表明在Ma=1.2~1.5时出现了滚转换向现象;随着转速的增大,其平均滚转力矩系数呈定比例减小趋势;在有攻角情况下,上下尾翼凹凸面的压力差的变化是产生2次滚转换向的主要原因。

基于三维非定常Navier-Stokes方程和滑移网格技术,对不同尾翼倾斜角的旋转弹的气动特性进行了数值模拟,以美国陆军-海军动导数计算标模验证了该方法的计算精度。结果表明:在Mach数为0.9、1.1、1.4、1.6、2.0,转速为0.5 r/s,攻角为2°、4°条件下,随着尾翼倾斜角的增大,平均阻力、Magnus力、力矩系数呈非定比增大,平均升力、俯仰力矩系数不变,滚转力矩系数呈定比增大;压力差是产生Magnus效应的主要原因。

基于某型飞机地面压力加油系统管路模型分析得出解决大流量、多功能、多挡位数字式飞机地面加油系统常用吨位加油和最大吨位加油所需时间之间矛盾的方法.针对标准遗传算法的不足应用禁忌遗传算法高效率地得到各管路优化的节流孔尺寸.