摘要：This work focuses on streamline tracing techniques for designing hypersonic inlets, and two deficiencies were ***, constriction ratios of stream-traced inlets are unpredictable and uncontrollable, which may affect the integration with airframes and combustors. Secondly, stream-traced inlets cannot exactly inherit properties from a basic flowfield through which they are traced. Then flow mechanisms underneath these phenomena were clarified. It was made clearly that properties of flow tubes captured by an inlet are what essentially determines constriction ratios as well as performances of inlets. Based on flow mechanisms, the method of calculating along streamlines(MCS) was proposed, which makes it possible to evaluate inlet performances directly. At last, optimization design methodologies were introduced to make inlet constriction ratios controllable,and simultaneously improve inlet performances as much as possible.

摘要：炭烟颗粒和NO_(x)作为柴油机尾气的主要污染物严重危害了人体健康与环境.因此,炭烟与NO_(x)的催化净化得到了广泛关注.本文设计制备了具有独特孔结构的三维有序大孔(3DOM)ZSM-5分子筛催化剂,并将其作为载体,制备了一系列3DOM ZSM-5担载MO_(δ)(M=Mn,Fe,Co,Ce,Pr,W)的催化剂.所制备催化剂均具有独特的多级孔结构,有利于炭烟与NO_(x)等小分子的捕捉与传质,可进一步增强催化剂的催化性能.其中,MnO_(δ)/3DOM ZSM-5催化剂具有最佳的同时消除炭烟与NO_(x)的催化性能,其炭烟燃烧的峰值温度最低(453℃),80%以上NO转化率的初始温度最低(184℃)且温度窗口较宽(184~362℃).该催化剂优异的催化性能与其良好的氧化还原性能、丰富的酸位点、充足的活性氧以及丰富的多级孔结构有关.动力学测试结果表明,MnO_(δ)/3DOM ZSM-5催化剂具有最高的本征活性.根据催化剂的活性测试和原位漫反射红外光谱(in situ DRIFTS)结果,推断了该催化剂在不同温度下的反应机理.在低温(300℃)主要以炭烟燃烧为主,包括活性氧机理和NO_(2)辅助机理.

摘要：为实现高超声速二元进气道前体激波的压缩能力、压缩效率、流量捕获特性和结构长度可控,提出了平面曲线激波逆向设计方法。采用B-Spline曲线控制激波形状。利用有旋特征线法,求解激波的影响域及决定激波的壁面。设计了一凹激波,并对波后流场进行CFD无黏数值模拟,CFD结果和设计结果一致,验证了设计方法的可行性。此外,还设计了直激波、凹激波和凸激波3种激波,并对其在设计点和非设计点处的性能开展了数值研究。在设计点处,分析了激波的压缩比、激波的总压恢复系数、激波压缩区的压升、激波压缩区出口马赫数和流动角随激波控制角的变化规律。在非设计点处,分析了激波压缩区的流量系数和总压恢复系数随攻角和马赫数的变化规律。

摘要：系统讨论了微动磨损及其与腐蚀耦合的失效机理和表面防护技术,为提高机械零部件的可靠性和延长使用寿命提供理论支持和实践指导。重点分析了固体自润滑涂层、液体润滑膜、树脂基涂层等低摩擦表面技术在减轻微动磨损方面的应用效果及其作用机理,并且对比了一系列微动磨损与腐蚀防护技术的利与弊,揭示了防护手段对腐蚀磨损性能的优化机理。此外,还讨论了低摩擦表面腐蚀防护设计的策略,包括基于表面工程的正向设计和基于失效分析的逆向推演,并对耐磨蚀涂层设计进行了深入探讨。最后,总结了微动磨蚀防护技术的研究进展,并对其未来的发展方向进行了展望。通过以上综合性的研究和分析,为提高机械零部件在复杂工况下的耐磨性和抗腐蚀能力提供了重要的理论依据和技术参考。

摘要：概述了钢轨打磨策略、钢轨打磨技术,并对国内外砂轮式打磨(主动打磨、高速被动打磨)、铣磨等关键装备进行了综述。同时,对于与砂轮式打磨车相配套且起关键切削作用的磨石(砂轮),从组分、成形工艺、结构设计、磨削性能评价方法等方面进行了详细评述,总结出精细的配方设计、科学的评价体系标准等是高性能磨石研制所面临的主要挑战。最后,从绿色化、智能化、标准化等方面对未来磨石技术的发展方向进行了展望。

摘要：以二维轴对称高超声速进气道为研究对象,研究唇口角对进气道总压恢复性能、阻力性能和起动性能的影响,开展多目标考虑下唇口角设计。首先,采用三阶准均匀B样条对唇罩进行参数化设计,获得具有不同唇口角的进气道构型。然后基于数值仿真方法研究唇口角对进气道总压恢复性能、阻力性能和起动性能的影响。结果表明,存在一个最佳唇口角使进气道总压恢复性能最佳。分析发现唇口角过小时入口处会形成强烈唇口激波,唇口角过大时内收缩段会形成汇聚激波,二者均会造成严重总压损失。在阻力性能研究中发现通过减小唇口角,可有效减小内外唇罩阻力,但压缩侧壁面阻力因唇口激波强度增加而增大,在三者共同作用下进气道总阻力随唇口角增大表现出先减小后增大的规律。在唇口角对起动性能的影响研究中同样发现存在一个最佳唇口角使进气道起动性能最佳。唇口角过小时大尺度分离区难以被吞入,唇口角过大时分离区在内收缩段形成稳定驻留,两者均不利于进气道起动。最后,分析了不同内收缩比下进气道唇口角对总压恢复性能、阻力性能和起动性能的影响,并对多目标考虑下最优唇口角设计展开研究。结果表明使总压恢复性能、阻力性能和起动性能分别最佳的唇口角并不重合,但总体而言三者相差不大,通过唇口角设计可使进气道同时达到较好的总压恢复性能、阻力特性和起动性能。

摘要：为优化高速钢轨打磨磨石的质量设计,通过调控磨石固化温度制度与固化时间等固化工艺参数,制备树脂交联程度不同的高速钢轨打磨磨石,探究固化工艺参数对高速钢轨打磨磨石综合性能的影响,通过抗压测试说明了磨石力学性能随着固化工艺的变化。利用打磨试验台量化不同固化工艺下磨石打磨性能的差异。然后对打磨后的磨石与钢轨样品进行表面质量分析,评价加工后表面质量的优劣。最后从磨石的力学性能、打磨性能以及打磨后钢轨表面质量等进行综合评价,总结固化温度与固化时间对于磨石性能的影响。结果表明:在试验范围内,增加固化温度和固化时间均有助于提高磨石的力学性能。随着固化温度与固化时间的增长,打磨后钢轨表面质量得到有效提升,然而磨石的打磨性能存在变差的趋势。

摘要：为解决扁平导弹头部空间利用率低,天线罩加工困难且电气性能差的问题,采用形状函数变换技术(CST)造型法在其前端融入旋成体,并提出"旋成体埋头角"以实现融合区域光滑过渡。CFD计算得到旋成体弹头、扁平弹头、和"旋成体埋头角"为0°~5°时融合弹头的气动性能,结果表明:旋成体弹头、"无埋头"融合弹头和"有埋头"融合弹头的最大升阻比分别为扁平弹头的81.58%、86.16%和89.46%。以最大升力系数和最大升阻比为目标对"旋成体埋头角"为2°和3°的融合弹头进行优化计算,在Pareto前缘中,随着旋成体末端半径从150 mm增大至210 mm,两构型的最大升力系数分别上升5.99%和4.16%,最大升阻比分别下降19.96%和18.39%。此外,当旋成体末端半径小于165 mm时,上述2°构型的最大升阻较大(峰值可达扁平弹头的97.79%),反之上述3°构型构型的最大升阻较大。

摘要：飞行器/发动机一体化是制约吸气式高超声速飞行器的核心和关键技术,本文针对高超声速飞发一体化构型开展了算力体系划分及算力参数敏感性研究。通过将一体化飞行器不同部件划分至气动和推进系统,研究了算力体系划分对气动/推进性能指标的影响,结果表明对于飞发一体化构型,在不同算力体系下表征的飞行器气动/推进性能可能存在较大差异,横向比较飞行器气动/推进性能必须在明确算力体系条件下进行。采用正交试验设计+方差分析的方法分析了飞行器算力对空域、速域、飞行姿态、气动热效应、真实气体效应5个因素的敏感性,结果表明壁面温度是影响飞行器轴向力计算的敏感参数,马赫数和攻角几乎影响所有气动指标。在研究范围内,雷诺数和气体比热比是飞行器气动性能的不敏感参数。

摘要：采用蒙特卡罗方法,通过MCNP5程序对实验大厅内不同散射体产生的散射贡献及散射中子分布进行了计算。结果表明,散射中子强度随离开临界中子源距离先呈减小趋势,在接近大厅墙壁处则出现增加,呈现明显的"W"形状。同时设计并验证了模拟结果的正确性,结果表明模拟计算与实验测量结果的趋势相同,证明了计算结果的可靠性。