本論文進行了高超聲速*丸的氣動熱研究。
該研究簡報介紹了用膨脹波管產生高超聲速氣流的實驗結果。
結果表明，無論是亞聲速孤立子還是超聲速孤立子都能被激發，並且這種非對稱耦合致使亞聲速孤立子的波形振幅、能量及動量增大，孤立子的形成能降低。
這些防空導*不但能夠擊落各類亞聲速和超聲速作戰飛機,甚至可以在一定條件下攔截末速度達4馬赫的戰術導*。
採用*道*方法來求取超聲速反艦導*蛇形機動突防艦空導*的突防概率。
提出了利用高焓氣體自發光作為高超聲速流場顯示的方法，介紹了在使用高焓運行的激波風洞中，對二維模型的高超聲速繞流流場使用此種方法的初步結果，可觀察到二維稜形柱的尾流和馬赫波的相交。
採用自由振盪法數值模擬了平頭、鈍頭外形的超聲速俯仰振盪時間歷程，並應用奇異分解線*最小二乘法辨識穩定*導數，得到動導數隨馬赫數和攻角非線*變化的規律。
本文給出計算超聲速和高超聲速尖前緣三維機翼俯仰導數的一個近似解析方法。
超聲速風洞的起動過程涉及到湍流、激波及低亞聲速和高超聲速混合流動，是一個非常複雜的瞬態過程。
實驗是在日本室蘭工業大學的超聲速風洞中進行。
得到了高速旋轉工況下對應於不同來流攻角和旋轉角速度，臨界工況時，超聲速進氣道內外流場複雜的波繫結構。
結果表明激波風洞用於超聲速燃燒研究的一些必要的技術問題已基本解決。
在一個有突擴台階的*燃料高超聲速衝壓發動機模型內研究了*燃料噴注方式對點火與燃燒效果的影響。
本文敍述了大口徑鋰超聲速流中*化器的研製。
實驗是在日本室蘭工業大學的壓力—真空型超聲速風洞中進行的。
作為平均迎角趨於零的特殊情況，本文的數值結果與超聲速線化的位流理論是一致的，在高超聲速情況與活塞理論一致。
結合對應的數值計算，對一種帶亞聲速預燃室和流向渦摻混器的超聲速燃燒模型燃燒室實驗台，在其進口馬赫數為來流條件下，進行了冷態流場的實驗研究。
運用此方法，本文數值模擬了三維開式空腔的超聲速、跨聲速、亞聲速流動。
亞聲速氣動力採用面源法計算，高超聲速氣動力採用修正的牛頓流理論計算。
根據某無人機的設計要求，以亞聲速和超聲速氣動特*為設計目標的無人機外形綜合優化設計，取得了良好的優化設計結果。
對超聲速衝壓發動機進氣道—喉道段進行了二維穩態流場數值模擬，給出了反壓與攻角變化對衝壓發動機進氣道起動狀態影響的數值模擬結果。
超聲速旋流分離器依靠噴管膨脹形成低温超聲速流動，依靠超聲速翼形成旋流實現水及重烴分離。
實驗結果表明：混合過程的總壓損失隨兩種超聲速流的密度比、靜温比增大而增加。
衝壓發動機是新一代超聲速導*理想的動力裝置，超聲速空氣進氣道是它的一個重要部件。
在非結構網格上對二維高超聲速化學非平衡粘*繞流進行了數值模擬，並應用此方法對涵道構型高超聲速減阻特*進行了數值分析。
提出超聲速旋流分離器的設計思想、設計方法。
用這種方法研究了不同凹腔長深比、凹腔後緣傾角和不同燃料噴注方案對超聲速燃燒火焰結構的影響。
空天飛行器以高超聲速返回再入大氣層時，氣動加熱會使其表面達到極高的温度。
本文介紹用低超聲速噴管代替聲速噴管，解決了大迎角大堵塞度跨聲速實驗時的風洞壅塞問題。
研究了空天飛行器超聲速和高超聲速飛行條件下六自由度*模型，該模型包含了完整的六自由度動力學方程和運動方程。
最後闡明瞭高超聲速技術全球化將會引發新一輪*備競賽。
國文精選館
