扇环形截面弯曲管道内的粘性流动

本文利用涡量－流函数法系统地研究了扇环形截面弯曲管道内的二次流动，计算结果表明了采用控制体积积分法对涡量－流函数方程进行离散来求解弯曲管道内粘性流动问题是成功的，这样可以避免对压力项的处理；对所得结果的分析揭示了该二次流动不仅受雷诺数和曲率影响，而且扇形中心角、内外径之比对该流动的影响也是显著的。     

电磁超介质研究进展

电磁超介质是当前电磁学和物理研究领域中的前沿与热点，文章将左手材料、复合左／右手传输线、光子晶体统一在电磁超介质的体系下进行介绍，并论述了电磁超介质的发展现状。     

30CrMnSiNi2A钢抗疲劳螺栓的研制

一、概要 1.研究目的在“长虹”机的研究过程中,曾遇到一个难题:该机的中外翼对接螺栓,受到连接条件的限制,必须采用静强度及疲劳寿命均较30CrMnSiA钢高的材料。国产材料中,30CrMnSiaA钢的静强度虽然很高,但正象大家所熟知的,它在交变载荷作用下对应力集中比较     

贯彻两项部标准的做法

我厂在贯彻《通用零件》、《机床夹具零件》两项部标准（以下简称两项部标）之前，着手进行了下列工作：     

基于分形理论的铝合金腐蚀损伤研究

对不同腐蚀时间作用下航空LY12铝合金的表面腐蚀损伤形貌进行试验研究。将分形理论引入到铝合金腐蚀损伤研究领域,对受腐蚀损伤铝合金的表面形貌的分形现象进行了分析。结果表明：在同一应力水平下,疲劳寿命随表面腐蚀形貌分维数的增加而减少。结构的疲劳寿命随分维数变化规律的研究将为受腐蚀铝合金结构的安全性评价提供新的思路和方法。同时提出了把腐蚀形貌分维数和腐蚀深度作为评价铝合金腐蚀损伤的指标。     

空间电子辐照介质材料带电效应研究进展

针对空间电子辐照对介质材料所产生的带电效应对在轨航天器的服役性能带来了巨大威胁,为深入理解和探究空间电子辐照带电效应的特性和规律,重点介绍了在电子辐照环境下,介质材料的表面电位特性、材料的总带电电荷量以及电子辐照介质内部的实时电荷分布以及动态演变特性,并进一步阐述了带电状态对二次电子发射的反馈动态影响研究。此外,概括了近年来国内外对电子辐照带电的理论数值模拟方法及发展情况。     

高温真空绝热板的制备及性能研究

根据真空绝热原理提出一种可在高温环境下使用的新型高温真空绝热板(High-temperature vacuum insulation panel,HT-VIP)。在多孔碳化硅泡沫芯材表面包覆多层碳纤维布,通过化学气相渗透(Chemical vapor infiltration,CVI)热解碳的方法对外壳碳纤维体进行增密,然后采用聚合物浸渍裂解(Polymer infiltration and pyrolysis,PIP)工艺制备玻璃碳对材料进行致密化处理,最后采用低压化学气相沉积(Chemical vapor deposition,CVD)工艺沉积SiC涂层对材料进行封装,制备出一种具有耐高温、密度低、强度高、低导热以及抗热冲击的新型高温真空绝热复合材料。制备的致密碳纤维增强复合材料,材料内部为真空状态,材料密度为0.81g/cm3,抗压强度为8.75 MPa。当温度为100~900℃时,高温VIP有效热导热系数从0.20 W/mK逐渐增加到1.16 W/mK,比C/C和C/SiC复合材料低一个数量级。     

比热比和压比对高超飞行器尾喷流影响的实验研究

采用比热比为1.25的四氟化碳和空气的混合气体,模拟了超燃冲压发动机出口高温燃气的比热比。采用模型内喷管模拟发动机内喷流,风洞流场模拟飞行器外流。在0.5m常规高超声速风洞中,建立了模拟吸气式高超飞行器热态尾喷流干扰研究的实验手段,开展了喷流比热比对吸气式高超声速飞行器后体区域气动性能影响的实验研究。比较了相同外流和喷流落压比条件下,纯空气和混合气体喷流在喷流干扰区域的压力分布及流场结构。结果显示,混合气体喷流和空气喷流在喷流干扰区域的流场及表面压力分布差别明显。实验证实了喷流比热比是一个不可忽视的重要因素,在研究吸气式高超声速飞行器喷流干扰问题时应准确模拟。     

喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验

为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心05m高超声速风洞中,在来流马赫数为50和60条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。      

微修形异型转圆内转式进气道的设计与试验研究

利用流线追踪及微修型技术,设计了一种类水滴转圆形内转式进气道,针对该进气道开展了初步的数值与试验研究。研究结果表明:该进气道保持了流线追踪进气道前缘激波结构,微型面融合方法最大限度减少了对进气道流场的影响;Ma=6.0/AOA=2°时,试验测得的机体/唇口侧压力分布与CFD吻合较好,隔离段出口截面皮托压分布规律基本一致,但在值域上存在一定偏差;随着攻角由-2°增至6°,唇口反射激波在机体侧的交汇点前移约55mm;堵塞度在70%~75%时,进气道最大反压约0.41MPa;进气道启动状态下,未受反压扰动点压力脉动小,波动不明显;进气道启动但受反压扰动点压力脉动增加,波动范围增大;进气道不启动状态下受扰点压力脉动大,随时间变化的周期性表现明显,低频振动明显。