3R-3URU可展单元机构及其在构架式可展天线中的应用

提出了一种空间单自由度(DOF)可展单元机构3R-3URU。首先,基于螺旋理论和修正的G-K公式分析了RURUR单闭环机构的自由度,建立了该机构中主动关节和被动关节速度之间的解析关系式,基于此关系式和3个RURUR机构共用首尾转动副的结构特点推导了3R-3URU单元机构的自由度,得到了3R-3URU机构具有1个自由度时各运动副的方向和位置满足的几何关系式。其次,将3R-3URU机构应用于3RR-3RRR四面体可展单元及其组成的球面构架式可展天线中,得到了具有收拢和调姿两种自由度的新型可展机构。最后,利用Adams软件对3R-3URU可展单元机构的自由度和其在四面体构架式可展天线中的应用进行了仿真验证。该3R-3URU可展单元机构具有单自由度、铰链种类少、结构简单等优点,可用于曲面构架式可展天线的支撑机构中,实现大折叠比。     

宇宙膨胀动因的另类物理解释

利用磁流体力学的基本概念，试图对宇宙膨胀——总星系扩张的动因，提出另类物理解释如下：磁压是导致磁力线疏散的一种斥力。由于宇宙磁场是冻凝场，故当磁力线在空问疏散时，必将带着与之冻结的宇宙物质一起在空问疏散；从而使宇宙物质的密度减少，各星彼此远离。因此可以认为，磁压是宇宙膨胀的主要动因。并就有关问题进行了讨论。     

孔的挤胀销棒应力压印工艺

本文主要分析孔的挤胀销棒应力压印工艺特点，挤压孔的受力机理分析，并通过疲劳试验观察不同条件下的寿命。     

特大展弦比机翼的特性与设计

大展弦比机翼有明显的升/阻(L/D)优势。但随着机翼展弦比的增大,在机翼结构重量控制条件下,机翼成柔性机翼,飞行中机翼的弹性变形量随速压(1/2ρV2)增大而增大,出现了严重的气动/结构耦合的问题。本文阐述了耦合问题的成因和解决途径,为特大展弦比机翼飞机(长航时无人机)的设计提供参考。     

脉冲爆震发动机稳定工作性能的实验研究

为了对脉冲爆震发动机不同工作频率下稳定工作范围进行深入的研究,实验对汽油/空气可爆混气在不同工作频率、不同当量比下爆震发动机模型机的爆震压力和推力进行了测试,找出了不同频率下发动机稳定工作的最大和最小当量比。实验发现,当工作频率较低时发动机的稳定工作范围较宽,随着工作频率的增大,发动机的稳定工作范围逐渐变窄。在同一工作频率下,爆震发动机的平均推力随着当量比的增加是先增后降,但变化幅度很小,而混合比冲则是随着当量比的增加急剧下降。另外,在当量比一定的情况下,脉冲爆震发动机的平均推力随着工作频率的提高接近线性增加。     

具有任意边界的弹性力学梁固有特性的解法

 给出了可以用于求解具有任意边界条件的弹性力学梁的固有振动特性的双向展开方法和半解析方法。这两种方法均把梁看成为平面应力问题,不对纵向位移和横向位移作任何假设,涉及到的结构刚度和质量矩阵的元素均为显式。以简支梁固有特性求解问题为例,通过对本文结果和解析解进行比较,说明了给出的半解析方法和双向展开方法的精度和效率。     

液晶瞬态技术测量带侧向流扰流柱通道端壁换热

采用热色液晶瞬态测量技术测量带侧向流扰流柱通道端壁全表面换热系数的分布,研究了侧流比及雷诺数对换热的影响,其中,侧流比为0.25~1.0,雷诺数为3×104~9×104。结果表明:(1)侧流比对扰流柱通道的流动形态及端壁换热有重要影响;(2)存在一个临界侧流比,在临界侧流比以下,流动形态沿主流方向呈错排流状态;在临界侧流比以上,流动形态沿侧流方向呈错排流状态;在临界侧流比附近,流动为顺排流动状态,方向在主流和侧流方向之间;(3)侧流比较小或较大时,扰流柱通道端壁换热较强;在临界侧流比附近,换热相对较弱。     

自由剪切层速度比对大尺度相干结构的影响

 自由剪切层的速度比对层中大尺度相干结构空间发展有重要影响。本文采用数值模拟方法对其进行了探讨,所得结果与稳定性理论结果及实验数据符合较好。     

无人机气动特性改进及风洞试验研究

为延长某无人机的留空时间，加大航程和提高升限，用适当加大机翼展弦比和加装翼尖小翼的办法对原型机的气动特性进行了改进，以期能使该无人机的升阻比有较大提高。在工程估算的基础上，对改进后的气动特性和几十种翼尖小翼的组合方案进行了风洞试验研究和优化分析，得出了可供该无人机使用的气动特性改进的最佳方案。风洞试验结果表明：和原型机相比，改型机的最大升阻比可提高20．6％。     

大涵道比涡扇发动机的研制与设计特点

较为系统地总结了国外大涵道比涡扇发动机的研制特点和设计特点。