摘要：选择进气道外压缩段的气流转折角为设计变量,以进气道的压升比为约束条件,分别以总压恢复系数和阻力系数为优化目标,基于一维气体动力学,在飞行马赫数6,飞行高度25 km,进气道出口气流方向与自由来流夹角等于0,°2,°4°和6°的条件下,对二维混压式高超声速进气道进行了优化设计,得到了优化的斜激波配置。优化结果表明,在所讨论的各种情况下,以阻力系数最小为目标得到的外压缩段斜激波系与以总压恢复系数最大为目标得到的外压缩段斜激波系基本相同,都近似为等强度斜激波系。运用数值模拟手段验证了等强度斜激波系配置原则,本文提供的方法可以用于二维混压式高超声速进气道的初步设计。

摘要：为研究带外挂助推器的靶弹的推力偏心问题,建立了靶弹的弹道分析模型,对靶弹的弹道进行了计算.弹道计算结果表明,即使很小的助推器推力线偏角误差也会引起靶弹姿态剧烈变化,带来较大的法向过载.以最小化助推器推力线偏角的误差在±0.17°范围内时的助推段弹道最大法向过载为目标,选择发射角、助推器推力线偏角和预置舵偏角为设计变量,对靶弹的助推段弹道进行了优化.结果表明,优化后靶弹在助推段的最大法向过载有了明显减小.该文的模型和程序可以用于类似靶弹的方案论证和初步设计.

摘要：在分析高超声速巡航飞行器机体/发动机一体化构型特点的基础上,进行了一体化构型的部件划分。系统地研究了一体化构型各部件的设计条件、设计内容、设计要求和设计参数,提出了一体化构型各个部件的性能评价方法。该方法可用于高超声速巡航飞行器机体/发动机一体化构型的快速初步设计与性能评价。

摘要：针对带有进气道导弹的气动力估算方法不能满足概念设计阶段对气动力计算的要求问题,建立一种适用于带有进气道导弹的法向力估算方法和程序。以细长体理论和部件组合法为基础,引入进气道与弹身间的气动干扰因子修正系数和弹身-进气道组合体与弹翼(尾翼)间的气动干扰因子修正系数,以实例对带有进气道的导弹法向力系数进行估算,并与计算流体动力学(CFD)计算结果进行比较。估算结果与CFD计算结果符合较好,最大误差小于5%,可用于导弹的概念设计和初步设计阶段。

摘要：根据固体火箭助推器和双模态冲压发动机的特点,对双模态冲压发动机导弹的飞行弹道进行了设计,建立了弹道计算的数学模型,并进行了弹道仿真计算。结果表明,飞行弹道设计合理,数学模型正确,可以用于导弹的初步设计。

摘要：针对现有文献研究不能满足后体/喷管快速初步设计的需要的问题,对采用特征线法进行后体/喷管的快速性能分析进行了研究。基于特征线法理论,分析了高超声速飞行器中的后体/喷管性能和二维结构,建立了后体/喷管二维流场分析的计算流程,开发了程序,并通过一组实例进行验证。验证结果验证了该方法的正确性。

摘要：针对靶场通信系统电磁环境的实际特点和描述电磁环境态势的目的,研究设计了适用于靶场电磁环境态势的指标和评价方法,给出各指标和评价方法的量化算法。实际试验证明该态势评价方法科学可行,能够为指挥员提供决策依据,也为可视化描述靶场电磁环境提供理论支持和依据。