征稿简则

《力学与实践》是传播和报道与力学相关的前沿领域、工程应用、教学经验和科学知识的综合性学术刊物.它始终坚持科学性、实践性、知识性、可读性、时效性的办刊宗旨,力求贴近公众,贴近现代生活.它以工程技术人员、科研人员和院校师生为对象,帮助他们丰富力学知识,开阔视野,活跃学术思想,促进力学学科的发展,为国民经济建设服务.刊登的文章力争做到文字简炼,深入浅出,形式多样,生动活泼.     

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<正>《力学与实践》是传播和报道与力学相关的前沿领域、工程应用、教学经验和科学知识的综合性学术刊物.它始终坚持科学性、实践性、知识性、可读性、时效性的办刊宗旨,力求贴近公众,贴近现代生活.它以工程技术人员、科研人员和院校师生为对象,帮助他们丰富力学知识,开阔视野,活跃学术思想,促进力学学科的发展,为国民经济建设服务.刊登的文章     

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两种不同弦长螺旋桨的风洞试验及分析

本文介绍了两种不同弦长螺旋桨的风洞试验结果。试验在西北工业大学NF-3风洞的三元试验段进行,试验风速分别为V=20m/s、30m/s和40m/s,每个风速下,螺旋桨旋转速度为:900r/min、1200r/min、1500r/min、1800r/min、2100r/min、2400r/min、2700r/min、3000r/min、3300r/min、3600和3900r/min。风洞试验结果表明:当两种螺旋桨的翼型相同、桨叶角沿径向分布相同,但弦长沿径向的分布不同时,它们的拉力、扭矩、功率、效率以及前进比会有显著区别。其中,1#螺旋的弦长大于2#螺旋桨,在相同的试验风速和螺旋桨转速下,1#螺旋桨的拉力、扭矩和功率高于2#螺旋桨,但效率低于2#螺旋桨。     

关于清华大学理论力学开放实验室的设想

 介绍了清华大学工程力学系理论力学开放实验室的设想, 该开 放实验室将开展7种类型的实验,包括测量型、演示型、原理型、虚拟 型、黑箱型、兴趣型、创造型实验, 每种实验以力学知识为基础, 各 有侧重, 培养学生的动手能力、创造能力及处理问题的综合素质.     

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青鱼鳍骨、肋骨和鳃盖骨微观结构与力学性能的比较研究

本文从材料学角度定量分析了青鱼鳍骨、肋骨、鳃盖骨的微观结构、成分及力学特性。利用电子显微镜观察了鳍骨、肋骨、鳃盖骨的微观结构;通过X射线衍射、电镜能谱以及煅烧的骨灰综合分析,探讨了青鱼鳍骨、肋骨、鳃盖骨的有机、无机成分之间的密切联系;进行了青鱼鳍骨、肋骨、鳃盖骨的拉伸实验;利用显微硬度计对干、湿状态下的鳍骨、肋骨、鳃盖骨进行了硬度测试。结果显示,鳍骨无机物含量较多,鳃盖骨有机物较多,肋骨介于两者之间;矿化胶原蛋白束在鳍骨中的排列非常规则,在鳃盖骨中排列不是很规则,在肋骨中排列较规则;鳍骨中矿化胶原纤维束间孔洞非常少,骨质密实,而在腮盖骨中孔洞很多,骨质稀疏;干的鱼骨显微硬度均大于湿的鱼骨。结论是,鳍骨、肋骨、鳃盖骨的微观结构、成分及力学特性存在差异,其中鳍骨的力学性能明显强于鳃盖骨,肋骨介于二者之间,水份对青鱼鳍骨、肋骨、鳃盖骨的硬度有明显的影响。     

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川藏公路地质环境与整治改建方案的思考

川藏公路由于地质环境复杂、建设标准低、后遗病害多,抗灾能力差,泥石流、滑坡、山崩、雪害、水毁等自然灾害频繁发生,公路阻车断道严重。国家投入巨资进行整治改建,并取得了明显的效果,但由于自然环境特殊、影响因素复杂,许多特大型、大型工程地质病害问题还没有可行、可靠的解决方案。本文通过分析川藏公路沿线的地质环境和灾害特点,总结历年整治改建和经验的教训,提出川藏公路建设的途径、可能达到的目标和应采用的原则。     

力学在三峡工程中的应用

本文概述了36年来为三峡枢纽而开晨的工程力学科研工作,包括流体力学(水力学、河流动力学及泥沙,渗流力学,水下冲击波等)和固体力学(岩石力学、土力学、材料力学、结构力学、爆破力学、工程动力学、监测等)各个专业领域.有些问题涉及多个学科专业.通过“七五”攻关,为解决三峡工程不同设计阶段的技术难题,提供了大量的科研成果.     

克服“高超声障''的途径”

在高超声速飞行条件下, 流入冲压发动机燃烧室并降至低速的空气温度, 随着飞行马赫数增 加升得愈来愈高. 燃料与高温空气混合燃烧释放的化学能将部分转化为解离能. 这些解离能 在长度受限的尾喷管中难以充分复合形成推力, 使冲压发动机性能随飞行马赫数增大而急剧 下降. 导致冲压发动机不适应高超声速飞行器的推进要求. 将此定名为``高超声障'. 半个 世纪以来, 广泛采用``超声速燃烧'降低流入燃烧室的空气温度来克服这种障碍. 虽已取得 不少进展, 然而关键性难点仍需继续攻克. 为了多途径促进吸气推进高超声速飞行的实现, 提出克服``高超声障'的另一种思路：保持现有冲压发动机吸气与燃烧方式, 通过催化促进 燃气解离组分在尾喷管膨胀过程中的复合, 增大冲压发动机的推力, 达到满足高超声速飞行 器的推进要求.     

高超声速飞行流场中的最大氧离解度分析

针对大气层内高超声速飞行时的化学非平衡现象,建立了沿驻点线流动的空气中氧离解度的计算模型. 模型假设氮气在氧气未充分离解时不发生离解,并且不涉及边界层内的复合反应. 理论计算发现,空气中氧的离解度随飞行高度的增加呈先增后减的非单调变化规律,其原因是由于化学反应平衡移动与非平衡效应相互作用的结果. 这一结论得到了数值模拟结果的验证,同时也解释了文献中当飞行高度较高时真实气体效应减弱的现象. 基于驻点线的近似理论模型,计算得到了轴对称钝头体绕流流场中的最大氧离解度及边界层外缘温度随飞行速度和高度变化的等值线图谱,相关结果可以为工程设计所用.      

高超声速飞行流场中的最大氧离解度分析简

针对大气层内高超声速飞行时的化学非平衡现象,建立了沿驻点线流动的空气中氧离解度的计算模型. 模型假设氮气在氧气未充分离解时不发生离解,并且不涉及边界层内的复合反应. 理论计算发现,空气中氧的离解度随飞行高度的增加呈先增后减的非单调变化规律,其原因是由于化学反应平衡移动与非平衡效应相互作用的结果. 这一结论得到了数值模拟结果的验证,同时也解释了文献中当飞行高度较高时真实气体效应减弱的现象. 基于驻点线的近似理论模型,计算得到了轴对称钝头体绕流流场中的最大氧离解度及边界层外缘温度随飞行速度和高度变化的等值线图谱,相关结果可以为工程设计所用.     

近空间高超声速飞行器气动特性研究的若干关键问题

在30$\sim$70km空域机动飞行的高超声速飞行器的优点是可以耦合利用所处空域的空气产生的升力和高速飞行的离心力进行远距离机动滑翔飞行,具有重要的实用价值.尽管过去数十年在高超声速流动研究方面取得显著进展,但在设计研究近空间远程滑翔的高超声速飞行器方面仍然存在许多挑战,特别是对特定飞行条件下的流动机理了解不清楚.本文介绍了作者研究团队在开展近空间高超声速飞行器有关的关键气动问题方面的研究进展,主要包括:建立了近空间高超声速飞行的流动模型,发展了系统的相关计算空气动力学方法,针对高空高速飞行条件下稀薄气体效应和真实气体效应的耦合作用影响研究了合适的滑移边界条件,考虑了不同组分存在条件下的温度、速度和压力的滑移效应影响;提出了飞行器气动外形的动态优化方法,获得了可工程实用化的高升阻比飞行器气动外形;建立了高速飞行器动稳定性理论,在实现高超声速飞行器动态稳定飞行方面取得重大进展;最后讨论了高超声速飞行器设计中进一步需要关注的若干关键技术和科学问题、可能解决的途径及其所涉及的学科发展方向.      

高超声速高焓边界层稳定性与转捩研究进展

边界层由层流向湍流的转捩是高超声速飞行器设计面临的重大空气动力学问题. 随着飞行速域与空域的不断拓展, 高超声速高焓边界层中的高温气体效应会使得量热完全气体假设失效, 从而深刻影响流动转捩过程. 相关研究涉及多个学科, 是典型的多物理场耦合问题. 近年来, 随着相关飞行器技术的快速发展, 高超声速高焓边界层转捩问题的重要性越来越得到体现, 相关研究已成为国际上的热点领域. 本文综述相关研究进展, 首先介绍目前常用的高温气体物理模型, 尤其关注热化学非平衡模型, 并介绍激波捕捉、激波装配和边界层方程解等常用的高焓流动求解方法, 以及相关风洞和飞行试验技术的进展. 然后综述高温气体效应对转捩过程中的感受性、模态增长、瞬态增长和非线性作用等的影响的相关研究, 其中流向不稳定性中出现较大增长率的第三模态和超声速模态引起了广泛的研究兴趣. 最后进行总结, 并对未来发展略作展望.      

高超声速喷管设计理论与方法

在高超声速飞行技术领域,特别是涉及到高焓气体流动的研究,高超声速风洞试验仍然是目前最可靠的研究手段.风洞流场的品质是高超声速风洞研发最重要的一项性能指标,其取决于喷管设计采用的理论与方法,也是风洞设计最关注的一项核心技术.针对二维轴对称型面喷管设计,本文首先综述了传统高超声速喷管设计的主要理论和常用方法,它们在高超声速...     

振动激发对高超声速气动力/热影响

随着飞行马赫数的不断提高,空气的高温气体效应越来越明显,对高超声速飞行器的气动力/热特性产生重要影响.高温气体效应对气动力/热的影响机理复杂,影响参数众多,迄今为止国内外尚未完全研究清楚.发生高温气体效应时,多个非线性物理过程耦合在一起,地面试验和数值模拟无法将这些过程解耦,无法给出关键物理机理.为了解决这一问题,文章提出一种理论分析与数值模拟相结合的两步渐进新方法:先通过牛顿迭代法得到发生振动激发过程的斜激波无黏解;再将该无黏解的结果作为边界条件,求解边界层的黏性解.利用该方法研究了振动激发过程对二维斜劈的气动力/热特性的影响规律.研究结果表明,振动激发过程对斜激波后的温度、密度、马赫数、雷诺数和斜激波角影响较大,而对压力和速度影响较小.斜激波波后的无黏流动与边界层流动是耦合在一起的.发生振动激发后,斜激波波后雷诺数的增大会导致边界层厚度减小,结合多个物理量的变化,如速度增大和温度减小,共同对边界层内的摩擦阻力和气动热产生影响.对比完全气体的结果发现,振动激发使壁面摩阻升高,而使壁面热流降低.分别通过影响激波层和边界层,振动激发对摩阻的影响是弱耦合的,而对热流的影响则是强耦合的.     

Component desorption effect on the material catalyticity in high-temperature multicomponent gases

The distinctive features of the formation of the catalyticity of materials with respect to atom recombination on the material surface are investigated for mixtures of different high-temperature gases under conditions of hypersonic atmospheric flight or bench setups. It is shown that in general the catalyticity constants (heterogenous recombination probabilities) of individual components determined experimentally in dissociated flows of “pure” gases are improperly used for calculating the heat fluxes to material surfaces in multicomponent gas flows, owing to differences in the occupation of the surface by atoms in pure gases and mixtures. This effect must be taken into account in interpreting the experimental data which so far have been the only source of information on material catalyticity in gas mixtures. Otherwise, the results of calculations of the heat transfer to hypersonic flight vehicles could turn out to be invalid. Examples of the possible effect of ignoring this factor on the calculated heat fluxes are presented.     

关于飞行器高超声速不平衡气体绕流的数值模拟

高速飞行器气动计算是伴随着计算机技术及空气动力学的发展而发展的.较早从宏观角度出发求解欧拉方程,N-S方程,到考虑真实气体影响带化学反应和电离的N-S 方程的求解,以及从微观角度出发用蒙特卡洛法对气体分子运动直接模拟求解(DSMC),即代表计算动力学理论的发展,也是计算机技术发展的结果.虽然从理论上说DSMC方法适用于各种流动,但所需的计算时间非常巨大,因此只在不可避免的情况下才会应用,否则仍用宏观的解决方法.本文讨论的是与气动热有关的高超声速飞行问题,包括数学模型的选择,空气化学组分的确定及其化学反应,边界条件处理,辐射热的计算等等,最后推荐如何正确选择高超声速飞行的数学模拟方法.      

高马赫数超燃冲压发动机技术研究进展

吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0～7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0～10.0的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述.首先论述其亟待解决的关键问题和技术,分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术,以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术.然后,进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展.进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论,讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点.最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议.