前体尾流对降落伞工作性能的影响

为研究前体尾流对降落伞工作性能的非定常影响，基于Realizablek-ε湍流模型采用PISO算法开展了物伞系统的非定常绕流数值计算，获得了精细的流场旋涡结构。在此基础上，研究了不同拖曳比下物伞系统的尾涡演变规律、流场分布规律以及伞衣气动特性变化。结果表明:前体尾涡导致伞衣入口处的涡量大小和方向时刻变化，随拖曳比增加，涡量黏性耗散增强，进入伞衣的旋涡强度逐渐减弱，伞衣入口形成稳定的负涡量区，伞衣尾涡脱离周期随之延长；拖曳比对尾涡区后端（伞衣入口处）流场压力的影响远大于前端，随拖曳比增加，流动形式逐渐由闭式转变为开式，流场的速度分布和压力分布更为对称，伞衣入口形成稳定的正压区，内外压差增加；当拖曳比大于9时，前体尾流对降落伞阻力系数和表面压强系数的影响减小。      

大型飞机平尾翼尖涡对后体涡系影响的实验研究

大型飞机在飞行过程中机身后体会产生一对反向旋转的脱体涡（后体主涡），该涡与平尾翼尖涡共同构成飞机后体的涡系结构。在风洞中，利用激光粒子测速（PIV）方法，对单独后体和加装不同展长平尾的后体，分别研究涡系结构的动力学特征。结果表明:后体主涡的涡核中心沿流向明显向上移动；加装平尾后，涡系呈现典型的四涡结构，平尾翼尖涡对后体主涡影响显著，加大了后者向上移动的趋势，同时使其沿展向外移，并显著削弱其涡旋强度；平尾展长增加后，后体主涡受到的影响有所减弱。在低速环境下，来流速度对后体涡系结构的无量纲动力学参数影响较小。     

双模块下颌式内转进气道/圆锥前体一体化布局研究

为实现三维内转进气道的内收缩流场与圆锥前体的外压缩流场的良好匹配，提出了一种双模块下颌式内转进气道/圆锥前体(Double-modules Chin Inward-turning Inlet and Conical Forebody，DCII/CF)一体化设计方法，获得一种新颖的双发并置、侧向安装的DCII/CF一体化布局。针对该布局形式，开展了DCII/CF一体化构型与传统的单模块内转进气道/圆锥前体(Single-module Inward-turning Inlet and Conical Forebody，SII/CF)一体化构型的数值对比研究。结果表明：DCII/CF一体化布局不仅为内转进气道提供了优秀的前体附面层排移效果，还有效避免了传统SII/CF布局中前体附面层与进气道内部流场之间的相互干扰。在Ma∞=6.0设计状态，DCII/CF一体化布局的进气道总压恢复系数相较传统的SII/CF布局有了显著提高，从0.403提高至0.482；但由于前体附面层的排移，该布局的捕获流量略有降低， SII/CF的流量系数为0.956，该布局则为0.917。而在非设计状态，该布局形式同样具备较好的总压恢复性能，在Ma∞=5.0与Ma∞=4.0的总压恢复系数分别达到了0.586和0.682，明显高于SII/CF的总压恢复系数0.507和0.619。     

高温存储对Sn-Pb-Ni凸点界面金属间化合物生长的影响

倒装焊工艺由于具有信号处理速度快、封装密度高、可靠性高等特点，已广泛应用于高密度集成电路封装工艺中。高可靠倒装焊器件的互连焊点通常采用10Sn90Pb等高铅焊料，该焊料具有剪切强度高、可靠性高等优点，但其熔点高、回流工艺窗口窄等特性给封装工艺带来一定难度，此外该焊料在高温存储环境的可靠性有待进一步提高。本文采用Ni元素对10Sn90Pb焊料进行改性，研究高温存储下Sn-Pb-Ni体系凸点的力学性能以及金属间化合物（Intermetallic compound,IMC）的生长演变规律，以此评估Ni元素对10Sn90Pb凸点可靠性的影响。主要结果如下：适量添加Ni元素可以细化10Sn90Pb焊点界面处IMC晶粒，降低高温存储条件下的IMC生长速度，但在一定程度上会降低凸点的剪切强度。0.05%~0.1%含量的Ni元素添加对10Sn90Pb凸点综合性能提升较为显著。     

H5飞机调油方法研究

对Ｈ５飞机经过了计算、论证、试飞，在此基础上提出了一种既安全又能充分发挥飞机飞行性能，同时又使动作程序化的调油方法－－规划调油法。用这种调油就可以大大地减少飞行员操纵飞机进的注意力分散，更利于集中精力操纵飞机，以保证飞行的安全。     

F-111“土拨鼠”战斗机 Part 1——20世纪经典武器系列 第一架实用化的可变后掠翼战机

F-111是世界上第一种实用化的可变后掠翼战机(Variable-Geometry wing)，大概也是有史以来在发展过程上最受争议的飞机之一。这一切都要从20世纪60年代开始说起。那时美国空军计划发展一种全能型战斗机，要求该机拥有战斗机的速度、轰炸机的有效载荷、以及运输机的航程，结果发展出来的是一架重达100吨的庞然巨物。     

民机后体试验技术研究

本文介绍了在低速风洞中民机后体试验的方法和试验技术。试验结果表明本项技术可以满足民机型号研制需求。