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本发明公开了一种双时间步方法下的直升机流场非结构重叠网格并行方法，面向于大规模直升机非定常流场的数值模拟求解。本发明在非结构重叠网格方法中利用区域分解方法，将直升机流场非结构重叠网格划分为若干块以N:M映射关系分配给若干进程；使用虚边界技术保证并行方法的最终收敛；使用虚边界收缩技术减少通信量；最后采用通信计算重叠的方式，重叠其每次物理迭代过程中的网格生成时间，减少并行化的同步等待时间；本发明在进行双时间步方法下的直升机流场非结构重叠网格方法时，兼顾通信和计算时间，提高并行加速比。

本发明公开了一种基于Flow-3D软件仿物理造波手段实现多列不同参数波浪的方法，包括：调用Flow-3D软件的GMO模式使得竖直推板在水平方向作简谐运动进而实现推板造波，结合不可压缩粘性流体的连续方程和动量方程作为控制方程来描述水质点的运动，基于有限差分法离散控制方程，通过流体体积函数方法求解波面的方式建立数值波浪水池；数值波浪水池四周分别放置海绵消波块对二次反射波进行消减。本发明不仅仅体现在造波源的数量上，还体现在造波的灵活性上，通过同时调整多个推板的运动方向和每个推板运动时程曲线数据，可以造出多列不同参数、不同方向的波浪。可为海洋工程研究学者在Flow-3D软件中实现更复杂的、更贴合实际海洋工况下的数值计算提供指导作用。

本发明公开了一种燃气射流冲击液体水柱内弹道性能的仿真计算方法，包括如下步骤：预设仿真计算模型前提条件；基于步骤S1的前提条件建立气液物理作用过程模型；基于气液物理作用过程模型将整个内弹道过程划分为四个仿真计算阶段，所述四个仿真计算阶段分别为：燃气生成流量计算阶段、燃气流入圆柱管内状态计算阶段、圆柱管内液柱运动计算阶段和高低压室压力计算阶段；获取高低压室压力曲线。本发明可实现简洁、高效获得燃气射流冲击管内液柱平衡体现象的内弹道性能参数及推力特性，对于研究有燃气射流冲击管内液柱平衡体现象的工业产品、军事装备等系统结构优化设计具有重要意义。

本发明提供了一种跨平台导弹发射流体动力学参数化建模和分析方法，包括以下步骤：步骤1，将不同平台的导弹发射装置流体动力学模型分为通用模块模型和定制模块模型；步骤2，设定导弹发射流体动力学分析边界条件，所述边界条件包括燃气压力、燃气温度、环境压力和环境温度；步骤3，进行求解控制，所述求解控制包括压力离散、密度离散、湍流离散和时间离散；步骤4，进行参数化求解，所述参数化求解包括时间步长、迭代子步和计算时间的参数化；步骤5，获取不同导弹发射平台的压力、温度和速度载荷数据。