亚声速气动力采用面源法计算，高超声速气动力采用修正的牛顿流理论计算。

这种新型战斗机的巡航速度为声速的两倍。

分析了传统的用共鸣管测量声速实验中存在的问题，提出了两种减小误差的新的改进方法。

对两相超声速横向喷射试验进行了数值模拟。

超声速风洞的起动过程涉及到湍流、激波及低亚声速和高超声速混合流动，是一个非常复杂的瞬态过程。

本文介绍了一种涡格方法，它适用于亚声速飞机的纵横向气动特性计算。

结果表明，无论是亚声速孤立子还是超声速孤立子都能被激发，并且这种非对称耦合致使亚声速孤立子的波形振幅、能量及动量增大，孤立子的形成能降低。

消除了微分方程的奇异性，有效的解决了一维稳态跨声速流动计算过程中存在的奇异初值问题。

超声速旋流分离器依靠喷管膨胀形成低温超声速流动，依靠超声速翼形成旋流实现水及重烃分离。

本文首先把能够到达接收器的那些简正波按能量相加，然后对发射深度与接收深度进行平均，导出了负声速梯度浅海中平均声强的表式。