轴流压气机的稳定裕度是其设计中必须保证的指标。对流动失稳机理进行回顾和总结有助于更好地理解和设计扩稳措施,对形成具有良好稳定性及抗畸变性能的压气机气动设计起到重要作用。在现代航空发动机设计工作中,各类流动不稳定现象存在于整个发动机的流场。

针对气动设计中遇到的具有大规模设计变量的优化设计工程,造成优化搜索难度大,计算代价高等问题,提出了一种基于全局灵敏度分析方法的分层优化设计方法。即选取M-OAT方法对设计变量进行全局灵敏度分析,根据灵敏度信息对设计变量进行分层,随后分别对各层设计变量进行优化。对翼型及机翼进行分层优化设计之后,与普通全参数优化设计系统相比,建立的分层优化系统可以在单次优化过程中有效减小设计变量的数目,减小优化搜索的难度,加快优化收敛速度,同时也能获得较好的优化结果。

正在兴建的2.4m风洞是一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸2.4m×2.4m，M＝0．5（0．3）～1．2，1．4（1．8），工作压力最高可达4．5×105Pa。风洞由多喷嘴中压气体引射器驱动。稳定段工作压力由位于风洞主排气系统中的四个主排气阀控制。气流M数分别由栅指或驻室抽气系统控制。精度可达△M=0.002。吹风耗气量仅为相同尺寸的下吹式风洞的1／4。该风洞是发展我国载人飞船、新型歼击机及大型运输机等航空航天飞行器必不可少的重要配套试验设备。本文对风洞总体性能及技术方案的构思和风洞设计特点等方面内容作概要论述。

简单地介绍了单级入轨火箭的可行性；详细地阐述了单级入轨有翼火箭气动设计的基本思想，即以箭身来满足上升段的要求，以机翼来满足再入段的要求。还介绍了美国航空航天局设计级入轨有翼火箭的气动设计方法－－响应表面法。在此基础上，进一步介绍了根据本文叙述的基本气动设计思想和方法设计的一种单级入轨火箭的典型外形，最后得到了结论并提出了在我国开展单级入轨火箭预研工作的建议。

首先分析了新军事革命对空中对抗途径的影响，指出２１世纪初的空中力量将由有人机和无人机混合组成。接着分析了无人机的发展趋势，指出国外在发展无人侦察机和有人战斗机的基础上，正在发展无人战斗机。

阐述了ＦＬ－２３风洞新试验段设计的主要内容及技术指标，试验段的主要外形几何参数以及模型天平投放四自由度机构的性能等，同时还列出了调试结果及试验段的技术优势。

本文在分析现有设计体系模型的基础上，提出了一个工程模型，试图把两者关联起来，通过损失系数的实验值确定堵塞系数的值。

论述国际上关于超声速静风洞发展的基本过程、发展水平和我国发展这一风洞实验设备与技术的必要性,对静风洞的基本概念、层流喷管的设计方法等有关环节进行了简单的论述与讨论.根据国外发展静风洞的经验和成果,针对开展静风洞的实验技术及边界层稳定性问题研究的背景,提出一座静风洞(SQWT-120)的气动设计,SQWT-120的设计马赫数为4.0,喷管出口直径120mm,Re/m=0.46～1.78×107,运行时间6～60s.