摘要：为实现冲压发动机进气道/飞行器前体融合化设计,采用轴对称弯曲激波压缩基准流场和等熵压缩基准流场的锥导乘波设计方法,设计出工作范围Ma=2.5~4.5的超声速颌下乘波进气道方案,利用三维流场数值模拟获得了进气道基本性能,并对等熵压缩颌下乘波进气道进行了风洞吹风试验,验证了进气道的性能特性。研究结果表明:(1)设计的颌下进气道可以在Ma=2.5~4.5工作,在设计点Ma=4.0实现前体乘波,并具有大捕获流量、高压缩特性及高升阻比的优点;(2)进气道总压恢复系数和流量系数随着攻角增大而提高,在Ma=4.0,6°攻角状态,该进气道总压恢复系数可以达到0.47,流量系数达到1.20;(3)在更大攻角下由于捕获流量大幅增大,颌下进气道会出现不起动现象,但流场结构和性能稳定。

摘要：对采用冲压发动机的飞航导弹与超声速进气道一体化设计技术和发展进行了概述,列举了各国不同进气道布局的典型飞航导弹设计特点和将来的发展趋势。同时简要分析了进气道和弹体一体化设计需要面对和解决的问题。最后对进气道弹体一体化发展进行了展望。

摘要：系统介绍了德国巴伐利亚化学公司设计反舰、空地以及空空导弹用的超声速进气道的技术和相关的研究结果,包括进气道的选型、设计马赫数的确定、吸除装置对进气道性能的影响、弹体与进气道的一体化以及进气道封闭和开启机构的设计。

摘要：为研究流管压缩程度与超声速进气道临界总压恢复系数的规律,以双楔外压式进气道为例,对不同来流马赫数、多种方案进行实例研究。研究马赫数范围为2.0至4.0,各种压缩方案涉及宽泛的总转折角范围和多种楔角组合方式。研究结果表明,就通常设计中常用的压缩方案范围而言,临界总压恢复系数与流管收缩比呈明显的正相关变化规律,并在一定的范围内两者呈近似线性关系,基于流管收缩比可实现对临界总压恢复系数大小的近似判断。

摘要：抗菌肽作为新型抗感染药物,已经逐渐得到人们的重视。通过对抗菌肽作用机制的研究发现,抗菌肽可以作用于细菌和真菌的多个不同靶点,使致病菌难以对其进行单一应对,从而难以产生耐药性。但是,对于抗菌肽的缓释仍是需要解决的难题。本文从抗菌肽与不同载体结合及释放的角度出发,阐释了抗菌肽在不同载体上的缓释机制,认为离子间的静电结合力是缓释的关键。同时,本文探讨了抗菌肽的改良优化及目前的临床应用进展,希望能为抗菌肽的进一步临床应用提供方向。

摘要：进气道是冲压发动机设计中非常重要的环节,其入口设计会直接影响冲压发动机的总压恢复系数σ和流量系数φ等重要性能。本文采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区耦合求解可压缩N-S方程,数值模拟了掺混段出口压力与来流压力比为P/P∞=4.2超临界状态下,二元方形截面“X”型布局进气道、弹体和掺混段一体化通气模型复杂流场。计算比较了两种不同二元进气道入口形状流场和冲压发动机总压恢复系数σ、流量系数φ的结果,对其产生的原因进行了分析。

摘要：冲压发动机是导弹设计者关心的重要问题之一。在实际飞行中为了有效的跟踪和攻击目标,必然要面对带攻角的情况。为了更好的模拟弹体、进气道和掺混段一体化影响,本文采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区耦合求解可压缩N S方程,数值模拟了掺混段出口压力与来流压力比为P P∞=4 2超临界状态下,二元方形截面"X"型布局一体化通气模型复杂流场。计算了不同攻角对冲压发动机性能和流场所产生的影响,并对结果进行了比较和分析。

摘要：对高超声速进气道与飞行器一体化设计技术和发展进行了研究,包含轴对称压缩、二维压缩、侧压以及内压缩进气道在高超声速飞行器上的典型布局设计方案.对高超声速可调进气道类型进行了概述,基于轴对称类型调节、二元平面类型调节以及三维内转调节进气道的典型案例给出了其各自的设计特点,并进一步对宽域飞行和组合动力飞行器采用的多通道可调节高超声速进气道研究进展进行了简述,最后分析了高超声速进气道设计须面对和解决的技术难题.

摘要：对一种设计马赫数4.0的等熵混合压缩颌下进气道进行了研究,采用计算流体力学和风洞试验两种手段,得到了进气道性能特性以及出口流场特性随攻角、侧滑角变化的规律。研究表明:相同设计马赫数下等熵压缩颌下进气道性能高于三锥压缩颌下进气道的性能;等熵压缩进气道在较小攻角下达到性能极值,随着攻角增大压缩效率和流量系数均会降低,随着侧滑角增大,性能降低;进气道出口流场不均匀度随着攻角的增大逐渐增大,流场畸变度不断增大;等熵压缩颌下进气道对攻角的变化比较敏感,适于以一定速度范围长时间巡航状态的导弹。