美国陆地卫星及遥感器的发展

该文首先叙述了陆地卫星系列的发展,然后介绍陆地卫星采用的几种遥感器的设计特点和工作性能。     

两相毛细泵环中蒸发器的工作特性的实验研究

在两相毛细泵环的反向式蒸发器初步研究的基础上,对同一蒸发器进行了改进的实验研究,改进措施为:在作为毛细结构的复合金属网上加压一块带有纵向和横向槽道的金属平板。对不同倾角下该蒸发器的工作特性的实验结果进行了分析和比较。     

空间飞行体与等离子体在压缩区内的非稳态相互作用研究

研究了空间飞行体在运动过程中，其前端压缩区内飞行体与等离子体的、非稳态相互作用问题，得到了在强天线辐射源高频场作用下的控制方程．通过计算表明，飞行体上的天线可作为调制不稳定性的激发源，在等离子体中激发起很强的电磁孤波．     

定常对称背涡流态下细长体绕流结构的演变

应用数值计算的方法模拟了细长体截面绕流结构的演变过程.指出随着细长体背涡的发展,导致截面流场的拓扑结构发生变化,会出现一种临界流动状态.并用微分方程的定性理论分析了此时流场中出现的一种高阶奇点.这种高阶奇点的指数为-3/2,它是结构不稳定的,稍有扰动就会产生分叉,使流场的拓扑结构发生变化.得出了定常对称背涡流态下细长体的空间绕流结构图.     

毛细泵环中两相循环回路的初步分析研究

本文初步分析研究了在微重力或失重情况下毛细泵环中两相循环回路的稳态流动，情况，提出了基于力平衡的两相循环回路一维稳态数学描述。从计算结果得出了最佳有效毛细孔半径等结论。     

尖端具有非线性吸附接触的界面裂纹的动态特性研究

 研究一类尖端具有非线性吸附接触型裂纹模型的弹性波散射问题。利用积分变换和积分方程方法推导了确定这类问题基本变量的奇异积分方程组,采用围道积分技术和切比雪夫多项式展开技术得到了待定系数的非线性代数方程组。最后给出了裂纹尖端接触区的大小和接触应力的数值结果,揭示了这种接触型裂纹模型的动力学特征及物理上的合理性。     

地面涡研究

 The formation mechanism and the flow characteristics of the ground vortices as well as the method of eliminating ground vortices are studied in this paper. It is noted that, when air is sucked into an aircraft engine, on the ground a momentum moment is exerted on a point sink flow by a lateral wind or a reversed jet from the tail pipe, resulting in the formation of eddy stream known as ground vortices. Through an analysis of numerous experimental data it is found that the ground vortices are composed of two vortices instead of a single and concentrated free vortex.The tangitial velocity distribution curves of the ground vortex can be expressed as two independent functions: one is a directly proportional function located at the core, and the other is an inversely proportional function around the outer surrounding. The pressure distribution is also composed of two parabolic functions.In addition, a method of eliminating the ground vortices is presented, and it is of important engineering significance to eliminate the ground vortices.     

扩压器内的冷凝对流场的影响

扩压器处于超临界工作状态时,由于喉道后面的激波与附面层的相互作用,使出口流场发生畸变.本文探讨了扩压器内发生的冷凝对畸交流场的影响.结果表明,在实验范围内,由于冷凝使畸变流场的平均紊流度增加12～25%,稳态畸变指数DC_(60)可能增加、不变或减小.可见在研究发动机与进气道的相容性时,冷凝是不可忽视的影响因素之一.     

滑流区中三角翼大攻角气动力特性的实验研究

一种以后掠75.7°薄三角翼为主要特征的典型航空航天飞行器模型,在激波管风洞马赫数为11.9和15.4两种条件下,攻角范围20°～50°,用模型自由飞方法测量了它们的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩特性。相应的实验雷诺数分别为3.19×10~4和1.64×10~4,这两种流动条件均属于稀薄气流的滑流区。 实验结果表明在M_∞=11.9和15.4两种条件下,两种剖面外形模型的升力系数和阻力系数均随攻角加大而递增,其变化规律有很好的一致性,且对马赫数并不敏感;但从体轴系来看,不仅两种模型的轴向力系数不同,而且因粘性干扰的缘故,同一模型A在M_∞=15.4时比M_∞=11.9时有相对较大的轴向力系数,但两者随攻角变化的规律一致,且当α>45°时接近牛顿值。此外,实验表明两种模型的压心系数随攻角均没有明显变化。