马蹄涡结构的显示

对层流角区流动的动态流动模式进行了流动可视化实验研究.实验采用了脉冲氢泡发生器和录像系统对流场进行了显示和研究.通过实验发现,氢泡丝的布置是清晰显示角区流动的精细结构的重要因素.实验雷诺数范围为Reδ*=2.74×102～3.19×102.该实验的角区流动由在平板表面的长方形突起物产生.实验结果显示了主马蹄涡和反向二次涡的流动结构和流动过程.实验还发现了一系列新的流动现象,如马蹄涡的头部形成区域的流动过程及其在柱体上游形成"肩膀"的现象等.     

一类统一的零(低)相关序列构造方法

基于自相关理想序列和正交矩阵建立一类统一的具有零(低)相关区的扩频序列构造方法,并对其相关特性进行分析和证明。该类方法可通过序列和矩阵的任意选取,统一地构造二元、三元、多相、复数的ZCZ(LCZ)序列集,且构造简单、形式统一,通用性更好,适用于准同步CDMA(QS-CDMA)系统。     

空间目标可拦截区与可遭遇区的确定

给出了天基拦截器对空间在轨目标的可遭遇区、可拦截区和实际可遭遇区的定义,基于冲量变轨理论,并以真近点角表示这三个区域,给出了确定这三个区域的数值搜索算法。对于非机动轨道目标,训练好的BP神经网络可根据拦截器/目标的相对位置,快速给出目标轨道上的可拦截区和实际可遭遇区。     

论相似准则,风洞尺寸与数据精,准度与关系

本文从相似理论到风洞实验，用大量的论据和事实、说明了风洞实验数据的精度，并不取决于风洞尺寸的大小，而只取决于实验条件及模型尺寸满足Ｎ－Ｓ方程的解的近似程度。文中讨论了怎样大小尺寸的风洞，既满足了空气动力学的研究发展和型号试验，又适合我国国情的经济性要求这个人们普遍关心的问题。最后介绍了ＮＡＳＡ给出的一组能较好满足上述两方面要求，且具有某种唯一性条件的不同Ｍａｃｈ数范围下的风洞最好尺寸，供有关部门和人员参考     

高强钛合金中的微动损伤与疲劳

本文对高强钛合金Ti-10V-2Fe-3Al在不同温度下的微动损伤和疲劳特性进行了研究。试验结果表明,该合金对微动损伤十分敏感,常温疲劳强度下降达50％。微动损伤的主要机制是疲劳脱层,这是由作用在材料次表层的交变切应力引起的,它将导致疲劳裂纹的萌生和早期断裂。疲劳裂纹的扩展方向可根据接触应力分析得到解释。在较高试验温度下,由于接触面形成的氧化层的保护作用,微动损伤程度减弱。     

直升机机体结构疲劳和损伤容限设计

为保证直升机结构安全可靠、经济、易维护,疲劳强度工作应贯穿整个设计研制和使用过程.在直升机研制过程中,结构疲劳强度工作分为结构细节设计的疲劳设计阶段,初步疲劳和损伤容限评估和最终疲劳和损伤容限评估,三个阶段.本文对各阶段疲劳工作的内容和方法,以及飞行谱的编制和飞行载荷谱的计算等疲劳关键问题进行了简略的评述.为我国直升机结构疲劳设计工作提供一些可供借鉴的思路.     

一种用于材料高温蠕变分析的统一粘塑性损伤本构模型

通过应变等效假设在本文提出的具有过应力特征的统一粘塑性本构模型［５］中引入了描述材料损伤的内变量。并且给出了一个基于组合功密度概念的新的损伤模型。同以往的唯象模型相比，该损伤模型具有较明确的细观物理意义，能反映应变率和应力状态对损伤演化发展的影响。     

CFRP层板的落重冲击分层损伤研究

采用落重冲击试验方法研究了航空上常用的铺层形式为［Ｏ２／９Ｏ２／４５２／－４５２］ｓ的先进复合材料（ＣＦＲＰ）低能冲击损伤问题。重点讨论了落重冲击后分层损伤形貌、冲击能量Ｗ与分层面积Ａ之间的关系以及基体韧性对ＣＦＲＰ抗冲击性能影响。     

军用飞机的腐蚀检测及监控技术

针对目前现役军用飞机结构主体材料的腐蚀损伤特点,结合外场飞机的腐蚀抢修经验,分析了飞机结构的腐蚀与环境因素的关系,以及对腐蚀损伤部位的检测、修理技术。并对军用飞机的腐蚀数据采集处理及监控措施进行了研究。     

某机地面实测载荷谱编制方法研究

结合某机全机载荷谱实测工作，主要从地面实测载荷谱编制的角度论述了地面载荷实测数据的处理、过载谱的编制以及与编谱相关的飞机参数的确定等。