某机翼加强大梁静力特性分析

对机翼大梁的加强方案,从理论计算、试验上分析了它的静力特性;理论计算和试验结果比较吻合,表明l大梁的加强方案在强度和刚度上能满足改装后飞机的承载要求,该加强方案已应用于飞机的改装.     

Y8飞机空中起动负拉力测试研究

概述了负拉力测试的意义和途径，介绍了在Ｙ８飞机进行ＷＪ－６发动机空中起动试飞中，用一台摄像机和一台高速摄影机测定发动机负拉力的实施过程及数据处理过程，并进一步探讨分析了Ｙ８飞机发动机空中起动试飞中排气温度，转速和桨叶角等参数的变化情况，通过研究，可以判断飞机负拉力特性及操纵安全裕度，从而验证理论计算或修正理论计算，可供从事本专业的飞行试验人员参考。     

气膜出流条件下回转通道流动特性的实验研究

采用实验方法研究气膜出流条件下带肋回转通道流动特性,其中回转通道为带90°直肋变截面通道。根据研究问题的特点,利用单元分析方法,定义了壁面有效压力及单元有效压力系数。结果表明:通道出口段存在气膜出流与无气膜出流情况相比出口段有效压力分布发生变化,并且使整个通道的流阻下降。影响流动的主要因素是通道的阻塞比、长径比、宽高比、气膜出流比和进口雷诺数。     

瓦状特征型面塞式喷管三维计算与实验

为了进一步了解瓦状塞式喷管的性能,采用NND差分格式求解三维N S方程和空气冷流对6单元瓦状特征型面塞式喷管进行了数值模拟和实验研究。研究模型的内喷管面积比为4,总面积比为40,设计压强比为1047。计算得到了流场马赫数和塞锥表面压强分布、喷管推力系数效率,以及不同压强比下中心平面、过渡平面和边缘平面的塞锥表面压强变化规律。计算结果与实验数据吻合得较好,效率数值最大相差1%。实验塞式喷管最大的推力系数效率为0 995,同钟型喷管相比,具有很好的高度补偿能力:从地面到高空,效率在0 93～0 995之间变化。和以前简化型面的4单元瓦状塞式喷管相比,实验和数值模拟均说明塞锥特征型面的优化设计提高了喷管性能,更充分体现了塞式喷管的高度补偿特性,可以成为未来工程应用的选择方案。     

“瓦”状塞式喷管的数值模拟与实验

为了寻求高性能和更接近工程应用的发动机，提出了一种内喷管为轴对称喷管，塞锥为凹面的“瓦”状塞式喷管，分析了这种塞式喷管的优缺点，并针对一研究模型进行了数值模拟和实验比较，数值模拟采用NND格式求解曲线坐标下的三维平均雷诺的N－S方程，并用k-ε两方程湍流模型封闭方程组，实验研究采用酒精和氧气作为推进剂进行了热试车；研究模型的内喷管面积比为3．24，总膨胀比为22．15，设计压力比为220，结果显示“瓦”状塞锥改善了塞锥的流场，并且当压力比在16．8－220的范围内变化时，其相对理想喷管的喷管效率在0．90－0．96内变化，对发动机设计作进一步改进，其性能有望进一步提高。     

大后掠三角翼前缘集中涡特性实验研究

本文实验研究大后掠三角翼前缘集中涡的形成，物理图画，动态迟滞特性以及影响动态迟滞特性的因素。研究方法为三角翼俯仰振动中的动态同步多片光涡流动显示。研究发现：与静态实验相比，三角翼俯仰振动在上仰过程前缘集中涡延迟破碎，在下俯过程中前缘集中涡的恢复生成又滞后于定常情况。在同样实验条件下，增加折合频率，前缘集中涡破碎过程进一步延缓了，增加来流速度，动态迟滞效应有所减弱。     

直升机旋翼/动力传动链扭振分析与试验

本文以某型机为例，对旋翼／尾桨／动力传动系统扭振特性进行了综合建模分析与试验，试验表明整个传动链的扭振固有频率和振型计算结果正确，为消除动力传动链扭振与发动机燃油调节系统耦合动不稳定性提供了可靠的设计依据，提出的传动链扭振与发动机燃调系统耦合稳定性检查试验方法，首次在该型机的研制中取得成功。     

发动机起动过程部件特性的一种改进描述

分析了传统压气机和涡轮特性图在发动机起动过程特别是风车特性研究中存在的困难,给出了改进的部件特性描述方法。对压气机,在特性图上用以出口条件表示的换算转速代替常规的换算转速,用换算扭矩代替效率;对涡轮,在特性图上用换算扭矩代替效率。改进后的部件特性图有效地解决了在低转速区域存在的效率适用性差、数据读取困难等问题。     

PLC构成电梯控制系统特性分析

分析了电梯的负载特性,阐述了采用梯形加速曲线的电梯理想速度曲线,结合变频器和PLC的性能,论述了电梯控制系统的构成和工作特性,以及电梯速度曲线产生的方法,归纳了由PLC构成的控制系统软件设计的特点。     

群时延特性对卫星高速数传中继系统的影响

主要关注线性和抛物线特性的群时延对高速数传系统的影响,在分析了群时延特性的概念后,设计了具有仿真要求的群时延滤波器,建立模型对系统进行了仿真,得出了线性和抛物线特性的群时延对系统接收端信噪比恶化的影响,为整个系统的均衡程度提出了指标要求和参考。