准零风层新型临近空间浮空器区域驻留性能

以基于平流层底部的准零风层风场进行区域驻留的新型临近空间浮空器为研究对象,介绍了其工作原理和系统组成。通过建立动力学模型、高度调控模型和能源模型,分析浮空器在基于飞行速度约束和基于南北范围约束两种工作模式下的区域驻留能力,并讨论浮空器在这两种工作模式下的动态能源特性。对长沙地区风场环境的研究结果表明,相对于无控自由飞行状态,浮空器在两种工作模式下均可实现100 km直径范围的长时驻留,基于飞行速度约束工作模式对能量的消耗更低。     

收缩管道装置层流热边界层理论及应用研究

研究了收缩管道装置层流热边界层理论及其应用。对于速度边界层提出了相似性解的解析结果,给出了速度分布、边界层厚度、摩擦阻力和水头损失的解析计算表达式。对于温度边界层利用管道热边界层方程,推出了温度分布、温度边界层厚度和热流量的计算关系式,并给出了设计应用实例。     

SFPB处理的38CrSi钢表面纳米化层微观结构特征

采用超音速轰击技术（Supersonic Fine Particles Bombarding,SFPB）对调质态合金钢38CrSi进行表面纳米化处理,在材料表面制备了纳米结构表层;利用X射线衍射、扫描电镜和透射电镜等分析技术研究了表面纳米层的微观结构特征。结果表明：经SFPB处理后,材料表层发生了严重的塑性变形,表面形成了晶粒尺寸约为15nm的纳米结构层,微观应变约为0．19％;表面纳米层的厚度约为20μm（晶粒尺寸〈100nm）,纳米晶粒的尺寸随着距表面距离的增加而增大;在距表面40μm的范围内,高密度的位错墙和位错缠结将晶粒分为了尺寸为200～400nm的胞块结构,分析表明表面纳米化主要是位错运动的结果。     

基于GMAW堆焊成形的顺序焊道搭接量模型

焊道搭接量对保证三维堆焊成形过程的顺利进行以及成形件的精度都有较为重要的影响。根据焊接熔滴过渡的物理特性,建立了GMAW堆焊三维成形的顺序焊道搭接量模型,在此基础上计算了平整堆焊层的相邻两道焊道的理论间隔,采用实际焊接试验对理论模型进行了验证,得到的理论间隔为L=2/3W,并进一步计算了平整堆焊层的高度为h=H/1-θ,实际试验得到的结果与理论结果相吻合,从而为焊接成形过程的自动化奠定了基础。     

高超声速尖双锥流动高精度数值模拟

以25°/55°尖双锥外形的高超声速低焓层流流动模拟为例,对高阶加权紧致非线性格式模拟激波/边界层干扰流动的能力进行验证和确认。空间离散采用二阶MUSCL和三阶、五阶加权紧致非线性格式,时间离散采用二阶精度双时间步方法,通量函数采用混合Roe-Rusanov,AUSMPW+,Van Leer等,对比了不同精度空间离散格式对时间、网格收敛特性和通量函数耗散特性的影响。数值模拟结果表明采用高精度空间离散格式能在较疏的网格上获得收敛解,并能消除结果对通量函数的敏感性,但收敛需要推进更久的计算时间。数值模拟结果与实验测量结果吻合良好,满足工程精度要求。     

高雷诺数超声速混合层标量输运与扩散特性研究进展

围绕超声速混合层标量混合在组合循环发动机中的应用,综述了超声速混合层以及超声速混合层标量混合过程的国内外研究进展,并针对高雷诺数超声速混合层标量输运与扩散特性研究中存在的不足提出解决办法,指出该领域值得深入开展的研究方向。     

激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术

从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控制技术,加速控制方式智能化,可作为新一代高超声速飞行器宽速域飞行的重要技术手段。具体来说,就是通过调节外加激励对高超声速飞行器不同区域实现局部流动加/减速、气动热防护、气动控制等功能,根据流场参数建立控制反馈回路,自适应调整局部流场结构,以满足工程实际需求。     

基于无线局域网MAC层DOS攻击的入侵检测

为了检测无线局域网MAC层的6种DOS攻击方式,提出一种基于Hybrid特征选择和支持向量机的入侵检测算法.该算法先用混合器模式的Hybrid特征选择算法提取8个识别攻击的流量统计特征,然后利用支持向量机对待检测对象进行识别分类.通过建立仿真环境对检测模型的检测效果进行统计验证,表明检测模型在具有较高检测准确率和较低的虚警率,能够有效地检测MAC层DOS攻击,具有实用价值.     

对高温超导层状特性的解释

基于高温超导材料结构的准二维性,建立了高温超导的层状理论,得到了高温超导材料的临界温度Tc与Cu-O面数l间的关系,指出高物质密度N_i~0和高电子密度N_e~0的超导材料可能有更高的Tc。     

Ablation characteristics of insulator under high-temperature gas dual-pulse erosion

This study numerically simulated and investigated the flow field characteristics of a typical dual-pulse solid rocket motor with a soft pulse separation device through thermal insulation ablation under high-temperature dual-pulse erosion. The ablation rate of ethylene -propylene-diene monomer (EPDM) insulator was measured after the experiment. Experimental results were analyzed through scanning electron microscopy and microcomputed tomography. The ablation mechanism of the EPDM insulator under the operation conditions of a dual-pulse solid rocket motor was evaluated by analyzing the results. The results reveal that the internal flow field of the motor with a soft pulse separation device is uniform. The original charred layer existing on the EPDM insulator surface in the first pulse combustor is the decisive factor affecting the final ablation rate of the dual-pulse motor during the second pulse operation, and the ablation characteristic region is easily formed with the exfoliation of the charred layer. The ablation rate difference of the insulator increases with gas velocity.