某型飞机维护规程编制初探

针对某型飞机维护规程编制的特点，通过消化、学习专业知识，与外场维护人员的沟通与交流，给出了某型飞机维护规程编制的内容、依据和要求，解决了相关专业的协调与分工，检查条件苛刻及项目多的编制难题，并对维修项目和区域的确定进行了探索和研究。     

轰炸机的发展历程和前景

介绍了轰炸机在各历史阶段发挥的重要作用，分析了轰炸机从诞生到第二次世界大战中发展成熟，以及在冷战时期轰炸机发展的3个阶段。描述了在每个时期不同战场环境下对轰炸机的不同要求，以及由此而产生不同的气动布局形式，进而分析了未来轰炸机发展的3个方向和美国当前可能的型号选择。     

地震地面运动功率谱分析中自相关回归法的数学过程研究

本文扼要叙述了用于离散时程数据的功率谱分析的自相关回归法（ARM）的数学过程。本研究进一步确认了赤池氏提出的ARM在地震工程中的适用性。特别是该方法具有由少量随机数据可得稳定、光滑的功率谱密度函数的优点，从而，可以有效地用来研究地震地面运动的非平衡谱特性。本研究的成果对于高层建筑抗震设计有一定的参考价值。     

论加速可靠性增长试验(Ⅳ)分组数据的数值方法

基于Arrhenius-幂律模型，给出了分析恒定应力加速可靠性增长试验（CSARGT）分组数据的数值方法，它们包括对CSARGT四项基本假定的统计检验，在诸加速应力水平Si下幂律模型参数与MTBF的极大似然估计（MLE）与区间估计，加速方和系数的最佳线性一无偏估计（BLUE），加速系数与正常应力水平S0下折算的MTBF的区间估计，并用数值例说明了这些方法。     

一种适用于飞行器复杂外形的表面与空间网格生成方法

本文通过建立反映机身横截面外形特征的控制点概念，及在控制点间分配网格点数方式，给出了一种非常实用、交互式的表面网格生成方法，所生成的网格失真度小，物体保形好，生成适用于CFD计算需要的表面网络花费的时间少，适用性强。基于无限插值理论，引入本文提出的网格正交控制、物面法向量控制、加权平均光顺措施，给出了一种改进的空间网格生成方法，有效克服了传统无限插值网格生成方法在复杂外形网格生成方面的缺陷，有效改善了网格的法向疏密性、贴体性及周向网格的均匀性，对真实飞行器部件网格生成非常迅速。以某飞行器复杂机身表面与空间网格生成，及无人机翼身组合体空间网格生成为例，检验了本文网格生成方法的实用性和有效性。     

空舰导弹对舰队防空系统的突防概率计算

导弹对编队的突防能力一直是一个较难分析的战术技术指标,文中从事件分析和状态转移的新角度,运用多对多服务系统的理论方法,建立了典型舰队防空系统的杀伤效率模型和某型空舰导弹突防概率模型,分析了此型空舰导弹在编队防空系统下的突防能力.     

干摩擦阻尼块在叶片减振方面的应用与发展

利用干摩擦对叶片进行减振是一种简单而有效的方法。在叶片缘板下加摩擦阻尼块是一种应用广泛的减振方式,近二十多年来,许多研究人员在这一领域做了大量的理论、实验研究,应用多种非线性分析方法求解带阻尼块叶片的响应特点,为阻尼块的最优设计提供了一定的理论依据。本文将从结构模型简化、非线性分析方法、阻尼块优化设计等几个方面加以综述以介绍该领域目前的发展状况,试图阐述常用的各种模型及分析方法的优缺点,并提出该领域内值得进一步研究的几个问题。      

进口热斑对涡轮级影响的非定常数值模拟

通过求解二维N-S方程对涡轮级进口有温度畸变时的流场和温度场进行了非定常数值模拟。由于叶排间的相互运动,使叶片表面压力和叶栅通道内的流场呈周期性地变化;当涡轮进口有热斑时,热斑中的气流总温要高于周围气流温度,在通过涡轮级时,热斑中的高温气流会向转子压力面上迁移,导致转子压力面上产生热点。热斑的存在对涡轮级中的压力分布影响很小,但是严重影响温度场的分布。同时进口热斑相对导叶的位置对叶片表面温度的分布也有很大影响。      

高超声速飞行器脆性透波材料大热流冲击下断裂性能试验

高超声速飞行器在俯冲段、高机动变轨或瞬间外露定位探测设备时,快速变化的高热流密度气动热会对天线窗、天线罩等部件产生强烈的热冲击。判断脆性材料透波部件在大热流密度冲击下是否出现断裂破坏及确定断裂时间点,对于高超声速飞行器能否最终锁定并击中目标具有极为重要的意义。本文建立石英灯红外辐射式大热流冲击试验系统,最大冲击热流密度可达1.5 MW/m²,并对SiO₂和Al₂O₃2种脆性材料进行了高速热冲击试验。热流冲击模拟准确,控制结果与预设热流的相对误差小于1.0%。同时,采用数字图像相关方法实时采集热冲击过程中脆性材料表面散斑图像的动态变化,成功捕捉并获得了断裂时间点这一重要关键参数。通过对散斑图像的分析计算,得到了脆性试验件断裂前的表面应变的变化。试验结果为高超声速飞行器透波天线窗等信号探测定位部件在高速大热流热冲击下的安全可靠性设计提供了重要依据。     

锯齿形转捩片触发高超声速进气道边界层转捩的大涡模拟

为促进锯齿形转捩片在高超声速进气道中的应用,以地面风洞条件下的二元进气道为研究对象,采用高精度大涡模拟方法对锯齿形转捩片在三级压缩楔面上触发的边界层转捩现象开展了研究。数值方法基于隐式亚格子模型,空间离散采用高精度通量限制型紧致格式,时间推进采用显式Runge-Kutta方法。数值模拟清晰捕捉到了边界层转捩的空间发展演化过程,并获得了统计平均流场以及流场脉动特征。数值模拟结果表明转捩片能够有效触发进气道压缩面边界层转捩;通过与等熵压缩面及单楔面数值模拟结果的对比分析,获得了转捩片触发边界层转捩的内在机理,为后续研究工作奠定了基础。