大迎角限制器设计与飞机敏捷性

在介绍高机动性飞机大迎角限制器和飞机敏捷性要求的基础上，以典型战半机为例，计算了飞机的敏捷性尺度，根据计算结果进一步分析大迎角限制器对飞机敏捷性的影响，并以空战周期时间为例，说明迎角限制器参数的选择应兼顾飞机的敏捷性与飞行安全两方面。     

Y─12飞机起飞操纵性能改进措施

针对Ｙ─１２（Ⅱ）型飞机在进行小重量起飞性能试飞时出现的主轮自动离地现象进行了讨论分析，找出了产生主轮自动离地现象的主要原因，提出了解决问题的方法和改进措施，并分析研究了对起飞性能的影响因素，为改善起飞操纵性提供了依据。     

纯惯导中制导误差分析

针对洲际弹道导弹,在分析加速度计测量误差和陀螺漂移误差对导弹视加速度影响的基础上,给出了中制导段惯性系统对速度和位置的误差传递模型,对给定的惯组误差系数偏差进行了纯惯性导航制导误差计算。仿真结果表明,纯惯导中制导对洲际导弹落点精度影响比较大。该算法可用于纯惯性中制导方案设计。     

绕三角翼纵向俯仰大迎角气动特性计算研究

 采用数值计算方法, 对三角翼从0°上仰至90°的动态流场结构进行了计算, 在此基础上, 对三角翼在上仰过程中受到横侧小扰动情况下的流场结构和气动力特性进行了计算研究。给出了三角翼纵向动态情况下的气动力系数变化, 特别是大迎角横侧力矩系数的变化特征, 并对受到横侧小扰动后横侧运动的稳定性进行了计算与分析。结果表明, 机翼的上仰运动延迟了机翼上翼面旋涡的破裂。同时, 随着机翼俯仰角速度的提高, 机翼抵抗旋涡非对称破裂的能力明显增强, 机翼运动的稳定性也明显提高。     

飞机拦阻钩振动运动学和拦索动力学研究

 本文对拦阻着陆中出现的拦阻钩振动和拦阻动载两大重要问题作了阐明和分析。重点研究和推演了飞机地面滑行中拦阻钩的二类振动运动学及其微分方程特性;钩的阻尼振动轨迹特性;阻尼器参数选择。 在拦索应变动载的研究中阐明了飞机对中拦阻、偏心拦阻、使用不同拦索材料的应变动载特性,并进行了实例计算分析,证实了飞机拦阻的拦索应变动载大小与地面拦阻装置的配置、拦索材料、飞机着陆的偏心程度等有密切关系。     

进气旋流对推力喷管性影响的研究

介绍了模拟近代大涵道比发动机排气状况的旋流模型,和在喷管落压比1.2到6.5范围内,进气旋流对轴对称喷管,矩形收-扩喷管,楔形二元喷管,和单边膨胀斜板形喷管等性能和射流流态影响等的一些实验结果。实验数据指出:进气旋流可使喷管出口射流柱中的旋涡加强,射流与外界气流间的混合区扩大,中心核心流区缩小,但它对轴对称喷管出口流态的影响很小。进气旋流同时对喷管推力系数和流量系数均起不利影响,增大进气旋流角度会使喷管推力系数和流量都下降,特别是当旋流角超过某一“临界”值后二者降低很急剧,并且二元喷管降低的程度比轴对称喷管更严重,因之在具体应用情况中,保留多大发动机的旋流,要针对具体情况综合考虑各种因素来选定。     

各型分枝裂纹的应力强度因子计算

 本文利用Schwartz-Christoffel映射函数及Muskhelishvili的复变函数方法分析各型分枝裂纹问题。计算结果表明,用本文方法确定各种分枝裂纹的应力强度因子是完全可行的。     

小钻头设计与制造的改进

在机械制造中，小钻头容易破损。文章根据小钻头破损的原因，对小钻头的设计、制造及其使用提出一些改进意见及措施。     

冲击韧性与断裂韧性间关系的探讨

 材料常规冲击试验的冲击韧性(αK)是工程上五大机械性能指标之一,已沿用多年,但一直没有明确的物理意义。本文利用近代发展的可测载荷-挠度曲线的冲击试验机,将测得实验结果区分为弹性变形功、塑性变形功、裂纹形成功与裂纹扩展功。据此明确了材料受冲击负荷时应力-应变的变化过程;同时,建立了断裂性能与冲击性能之间的关系,找到一种表征冲击负荷下材料断裂韧性的度量方法。     

临界雷诺数下旋成体头部/后体和非对称涡流动响应间的确定性

 在尖拱形细长旋成体的大迎角（α=40°）流动中通过低速风洞测压实验研究了在临界雷诺数下模型头部扰动、后体粗糙度与非对称涡流动响应的确定性问题。实验雷诺数范围在1.0×10⁵～9.0×10⁵。实验结果分析表明，临界雷诺数下模型头部在不设置人工扰动情况下与非对称涡流动响应具有不确定性；而借鉴亚临界头部扰动与流动响应确定性问题的研究方法在模型头部设置人工扰动，结果显示响应存在确定性。关于后体粗糙度对响应的影响，实验结果表明临界雷诺数下该响应存在确定性。