尖顶襟翼对70°三角翼前缘涡破裂的影响

为了提高大迎角下三角翼的机动性,在北航0.6m×0.6m×4.0m水槽中对后掠角Λ为70°的三角翼模型进行流动显示实验来研究尖顶襟翼对三角翼前缘涡破裂的影响。迎角α范围为30°～50°,弯折位置为30%c,向下弯折角B为0°～30°。试验结果表明:低头的尖顶襟翼对延迟三角翼前缘涡的破裂有显著效果,且弯折位置在涡破裂点附近时,推迟涡破裂的效果较好。迎角α≤40°时,存在一个推迟前缘涡破裂最有效的弯折角度。对于迎角α=40°,当弯折角度B=20°时效果最佳,可使前缘涡涡破裂点位置推迟33%～35%c。     

自然状态及声激励状态下轴对称尾流的流动显示结果(英文)

流动显示演示了轴对称钝体前缘分离剪切层中Kelvin－Helmholtz不稳定波的演化发展情况。声激励状态下的流场结构与自然状态相比发生了很大的变化，分离剪切层与外加声激励的相互作用蕴含着魔鬼台阶现象，该现象经常在两个根子相互耦合的动力系统中产生。     

减速板对水平尾翼的干扰研究

在ＮＨ－２风洞中对某机放减速板产生较大抬头力矩的机理进行了研究，通过减速板分离涡场的测量和测力试验表明，抬头力矩主要是由减速板分离涡在平尾处产生在的诱导下洗角所致，诱导下洗角涡机身轴线向后逐渐减小，减速板前移可以消除抬头力矩。保持原减速板位置不动时，减速板开孔减小涡强度可以减小抬头力矩，选择适当的减速板开孔率和开孔位置能使抬头力矩减小到可以接受的程度并且保持具有足够的阻力。     

量子真空标准研究进展

2018 年,国际计量局将对国际单位制7 个基本量进行重新定义或重述。基于光学方法的真空计量新方法、新概念进一步发展,促进真空计量标准向量子化迈进,对真空基本量复现以及今后真空国际单位制的重新定义（由压力的SI 单位帕斯卡（Pa）向气体密度单位（mol/m3 或分子个数/m3,变化）具有重要意义。与传统计量技术相比,利用光学方法所建立的量子真空计量标准具有不需要自校、溯源链零长度、响应快、准确度高、可在多个地点及不同时间复现等优点,为真正意义上的绝对原级标准。本文介绍了美国国家标准与技术研究院（NIST）、德国联邦物理技术研究院（PTB）及瑞典国家测试和检定研究院（SNTRI）等机构开展的基于折射率、吸收光谱、冷原子3种光学方法的新一代量子真空计量标准研究进展,对原理、关键技术及难度挑战进行了阐述和分析。     

飞行器突起物周围气动加热的计算方法

有压缩拐角区域的突起物的局部气动加热问题表现为流动的分离与再附。许多研究人员对这类突起物的气动加热问题做了大量的理论和实验研究。本文通过对其流动情况的分析，结合大量的实验数据，对压缩拐角区域气动加热问题，给出了一种有效的工程计算方法。     

三轴转台测试中惯性仪表输出量的分离方法

在惯性仪表主轴转台测试的基础上,采用四元数法建立了转动中的三轴转台数学模型,并以此计算在三轴转台转动中的各个时刻,重力加速度在惯性仪表坐标系上的投影,从而完成惯性仪表三轴转台测试中动态输出量和静态输出量的分离。该方法用代数运算代替了欧拉法中的三角运算,具有简单、精确且不会出现奇异的优点。在文章最后给出了在某一测试下的计算结果。     

相似准则在液体火箭发动机试验中的应用

论述了相似准则在液体火箭发动机组件冷试及发动机试车中的应用,导出了相似方程,用这些相似方程能够合理确定试验参数,并能使试验结果与实际工作情况一致.     

镁合金表面冷喷涂铝合金与铝基复合涂层组织和耐蚀性研究

为提高镁合金表面耐蚀性,用冷喷涂技术在ZM5镁合金表面制备AA5083铝合金涂层与AA5083/20vol.%Al_2O_3铝基复合涂层。采用光学显微镜、扫描电镜(SEM)和显微硬度测试仪等分析手段研究涂层形貌组织和性能,并结合电化学测试技术对涂层的抗腐蚀性能进行了评价。评价结果表明:冷喷涂铝合金涂层组织致密,铝基复合涂层中Al_2O_3与AA5083颗粒分布均匀;2种涂层显微硬度均大于ZM5镁合金基体且抗腐蚀性能优于ZM5镁合金,腐蚀电位相比镁合金基体有所提高,腐蚀电流相比镁合金基体降低一个数量级。利用冷喷涂技术制备的AA5083铝合金涂层与AA5083/20vol.%Al_2O_3铝基复合涂层,组织致密,涂层硬度较高,均可显著提高镁合金表面耐蚀性。     

斜激波串与上游激波干扰特性试验研究

为研究斜激波串在背压条件下前移与上游激波相互干扰的流场结构和运动规律,在来流为马赫数 2.7 的直管道内设计一种等宽度斜楔,采用动态压力测量、高速纹影和粒子图像测速(PIV)技术等手段进行了试验。研究结果表明：内置斜楔在管道内产生入射激波、分离激波、膨胀波、再附激波和激波诱导分离等复杂上游激波流场,在分离区附近形成有顺压梯度和逆压梯度的区域。当增大下游压比时,斜激波串逐渐向上游激波流场移动;经过斜楔产生的分离区时,斜激波串的移动速度急剧提升,同时出现非对称分离偏转方向的切换。对比了三种长度尺寸的等楔角斜楔所产生的上游激波流场的差异性,发现在相同的斜楔前缘起始点和楔角时,随着斜楔长度的增加,上游激波流场中激波诱导的分离尺度逐渐变大。     

挠性航天器在轨分离冲击缓冲模糊滑模控制研究

为降低在轨分离冲击载荷对挠性航天器的影响,进行了基于磁流变阻尼缓冲器( Magneto-rheological)的减振研究,将磁流变阻尼缓冲器应用于航天器冲击减振。基于有限元和Lagrange方法,建立了发生大范围运动的挠性航天器状态模型,采用趋近律滑模控制算法控制阻尼器输出,并提出一种二维模糊控制方法控制趋近系数来提高系统的动态品质,同时抑制趋近律中切换项导致的抖振现象。数值计算表明,采用此方法控制的磁流变阻尼缓冲装置显著降低了冲击载荷对基座的影响,并有效抑制了抖振现象,减弱了基座与挠性附件之间的运动耦合,使挠性附件的速度、加速度变化更为平稳。此控制方法较传统滑模控制能更好地跟踪输出值,且有较好的稳态输出值。