后掠激波诱导分离特性的马赫数影响

利用壁面压力测量和表面油流显示技术对后掠压缩角产生的激波与湍流边界层干扰进行了实验研究。主要研究了来流马赫数对干扰分离特性和起始分离条件的影响，实验的马赫数为１．７９，２．０４和２．５０，相应的雷诺数为２．４２—２．４７×１０￣７／ｍ．实验模型共１５个，其后掠角变化范围是０°—６０°，流向压缩角变化范围是１０°—３０°，实验结果表明，与二维干扰不同，对于大后掠角的三维干扰来说，分离线上的压比和起始分离时的无粘激波压比近似相等，且是一个与马赫数无关的常数。     

大迎角细长体绕流背涡结构与气动特性分析

结合实验成果，对大迎角细长体绕流结构及其气动特征进行了分析。利用势流理论，探讨了大迎角下非对称侧向力沿物体轴线的变化特征与分离背涡结构之间的关系，得出截面侧向力系数沿轴向呈现正弦型曲线的变化特征是由轴向旋涡不断脱落所形成的多涡系统诱导的结果。对于三涡以上的多涡系统中，对称的物面压强分布并非一定对应对称的涡结构。     

磷在SiO2-Si系统中的扩散

用中子激活方法,对气态P₂O₅在SiO₂-Si系统中的扩散分布进行了直接测量。样品为p型Si单晶,电阻率为3—5欧姆·厘米,氧化层是在1250℃下水汽中生长的,其厚度为0.45—0.47微米。实验结果表明:对于完全掩蔽的样品,磷在SiO₂层中的浓度分布有个陡峭的边界;对于掩蔽失效情形,在靠近SiO₂-Si交界面约0.1微米的SiO₂层内,磷的浓度显著地降低,出现一个明显的交界层,在交界层以外的SiO₂层中磷的浓度是均匀的和恒定的,而交界层中磷的浓度及磷在Si中的表面浓度都随时间的延长而显著地升高,文中对所得的结果作了简单讨论。     

两类非对称涡流动所诱导的摇滚运动

文章详细讨论了两类非对称涡流动诱发的模型摇滚运动.第1类是针对旋成体机身组合体模型, 其摇滚运动是由前体非对称涡流动诱发的, 运功形态呈现不确定性, 由模型头尖部的扰动触发形成.文章提出了快速旋转头尖部扰动的控制技术, 以抑制该类模型的大攻角摇滚运动.第2类是针对非常规机身的组合体模型, 其摇滚运动的主控流动是非常规机身和机翼的前缘分离涡流动, 这些流动是由组合体模型的边界条件确定的, 从而运动形态具有很好的确定性.所以, 这类模型的自由摇滚运动必须通过改变边界条件来改变诱发摇滚运动的流动, 以达到抑制模型自由摇滚运动的目的.最后, 文章还讨论了这类运动是由非对称的机翼涡涡强主控的.      

磷在SiO_2-Si系统中的扩散

用中子激活方法,对气态P_2O_5在SiO_2-Si系统中的扩散分布进行了直接测量。样品为p型Si单晶,电阻率为3—5欧姆·厘米,氧化层是在1250℃下水汽中生长的,其厚度为0.45—0.47微米。实验结果表明:对于完全掩蔽的样品,磷在SiO_2层中的浓度分布有个陡峭的边界;对于掩蔽失效情形,在靠近SiO_2-Si交界面约0.1微米的SiO_2层内,磷的浓度显著地降低,出现一个明显的交界层,在交界层以外的SiO_2层中磷的浓度是均匀的和恒定的,而交界层中磷的浓度及磷在Si中的表面浓度都随时间的延长而显著地升高,文中对所得的结果作了简单讨论。     

粘性流体理论中一类奇异非线性边界值问题

该文研究了起源于粘性流体理论中的一类奇异非线性边界值问题，利用摄动法技巧，确立了问题正解的存在性和唯一性的充分条件．     

介质加载回旋行波管互作用结构

 分布式介质加载技术已被成功应用于回旋行波管的高频结构,该结构对于回旋行波管的自激振荡起到很好的抑制作用。对采用分布式介质加载的Ka波段,工作模式为TE₀₁模的回旋行波管进行了稳定性分析;计算了介质加载条件下工作和寄生模式的传播损耗,以及不同传播损耗下工作模式的起振电流;对不同介质加载条件和工作电流,给出了三个主要寄生模式的起振长度;在对介质加载回旋行波管工作和寄生模式稳定性综合分析的基础上,确定了介质加载厚度及相对介电常数等参数。利用优化设计的高频结构及介质加载参数,进行了整管热测实验,得到了输出功率160 kW,饱和增益40 dB,效率22.8%及3 dB带宽5%的回旋行波管。     

飞机大迎角非对称涡组合扰动主动控制研究

采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,并在某飞机模型上进行了验证.实验是在北京航空航天大学D4风洞中进行的.研究结果表明:该组合扰动控制技术能够实现对飞机大迎角非对称侧向力的有效主动控制.     

矢量喷流对细长体大迎角非对称流动影响研究

采用测压方法研究了矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响特性.实验结果表明:矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力有明显的抑制作用,该抑制作用是通过喷流诱导作用,改变其空间绕流涡系结构的分布来实现的,但是矢量喷流的存在并不能改变大迎角机身空间绕流涡系的本质结构;随着迎角的增大,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响区域不断前移,甚至影响到头部;随着喷流落压比的增加,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力的抑制作用加强,但当喷流落压比达到临界落压比后(即喷管出口处达到设计马赫数时),喷流影响作用将不会随喷流落压比的增加而改变.