全封闭式压缩机转速测量方法的研究

讨论了用测量振动频率的方法对全封闭式压缩机进行转速的测量.此种方法也能用于其他封闭式转动类机械的转速测量.     

DATA PROCESSING ON LINEARIZATION OF HOT-WIRE ANEMOMETER

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腹支撑对具有大展弦比机翼和船尾形机身的飞机模型的于扰与修正

一种适用于具有大展弦比机翼和船尾形机身的飞机模型的腹部支撑方式、腹支装置的设计要求和试验方法、以及腹支撑干扰的机理在此作了介绍，并给出了一些实验结果和对实验数据的修正方法．     

模型自由飞试验的可靠性问题初探

在飞行器气动力汽动热的各种研究方法中，由于模型自由飞试验的涉及面最广、技术最复杂、影响因素最多、风险最大──摸型直接在自由大气中飞行，因而其可靠性问题更显尖锐。本文提出了模型自由飞试验的可靠性定义；强调指出研究模型自由飞试验的可靠性问题之根本目的在于提高其经济性、试验效率和安全性；较为详细地剖析了影响模型自由飞试验可靠性的１７个主要因素──在制定模型自由飞试验研究的总体方案／各分系统方案，以及在整个模型自由飞试验研究工作的进程中，它们都是不容忽视的重要技术环节。     

风洞干扰对YF16模型实验数据的影响

本文研究了风洞干扰对ＹＦ１６模型实验数据的影响，特别着重于阻塞效应。结论是：提高大攻角实验数据准确度的关键在于减少和修正由于阻塞效应引起的系统误差。     

双参数指数分布下定时截尾恒加试验的统计分析

设产品寿命服从双参数指数分布ε（λ，μ），其中λ＞０为尺度参数（失效率），μ＞０为位置参数（保证寿命）。在加速应力水平Ｓｉ下，失效率和保证寿命的加速模型分别为 ｌｎθｉ＝β０＋β１ψ１（Ｓｉ）＋β２ψ２（Ｓｉ） μｉ＝α０－α１ｆ（Ｓｉ），ｉ＝１，２，…，ｋ 本文给出了定时截尾情形下对由恒定应力加速寿命试验得到的数据进行统计分析的方法。获     

尾族自由飞试验模型的设计问题

本文阐述了尾旋自由飞模型的设计要求和模型缩尺比例数Ｋ的选取原则；对影响模型质量ｍ＿ｍ的诸因素进行了深入的分析；剖析了真实飞机发生尾旋的高度Ｈ＿Ａ与模型试验高度Ｈ＿ｍ的确定问题；对模型的结构设计和回收系统设计的一些主要问题也作了简要的讨论。     

1．2m和0．6m高速风洞飞机大攻角测力试验数据相关性研究

介绍飞机大攻角标模在高速所１．２ｍ和０．６ｍ风洞中进行大攻角测力试验研究所得数据与国外２．５ｍ和０．６ｍ风洞所得数据的相关研究情况。相关性研究的试验Ｍ数均为０．３５～０．８；两座０．６ｍ风洞试验攻角为０～２９°；侧滑角高速所为５°，国外为５°、１０°。１．２ｍ和２．５ｍ风洞的试验攻角为－３～４８°；侧滑角为５°、１０°。研究表明，该飞机模型在这四座风洞中吹风试验数据的相关性是好的。     

跨声速洞壁干扰研究述评

本文以近期国内外风洞试验结果说明了跨声速洞壁干扰研究的重要性，简述了国内外跨声速洞壁干扰修正方法，重点介绍了ＣＡＲＤＣ近年来在跨声速洞壁干扰研究方面的进展。最后，作者对国内的跨声速洞壁干扰研究提出了建议。     

高速列车绕流的数值模拟

给出了用低速N－S方程求解高速列车绕流的数值计算方法，采用显隐式结合的方法来加快收敛速度，基于该方法编制了计算软件系统Train3D，用该软件系统对高速列车外形的外流场进行了数值模拟，获得了该外形的空气动力特性和流场结构。