航空发动机燃烧室主燃区特性的研究

采用FLUENT6．1软件对某型机燃烧室主燃区的各个典型工作状态进行三维两相湍流燃烧的速度场、温度场、油滴轨迹进行了数值模拟计算。通过对计算结果的分析，得出了主燃区的特性：主燃区的冷热区决定了出口温场冷热区，其效率决定了燃烧室的效率；随着负荷增加，油滴轨迹明显呈缩短趋势，模拟计算结果与试验结果及燃烧室工作特点比较吻合。     

轴对称矢量喷管内流特性的模型试验

在喷管落压比1．5～17的情况下，对3组不同几何尺寸的轴对称矢量喷管模型试验件内流特性进行了试验。结果表明：气动矢量角与几何矢量角呈正比关系；当落压比小于设计落压比时，气动矢量角会出现大于几何矢量角的峰值，并随落压比的增加而逐渐趋近几何矢量角，推力系数并不随几何矢量角增加而显著下降，且与非矢量状态相当；矢量状态下，推力系数与面积比呈正比关系，而对喉道面积的变化不敏感。     

X-cor夹层结构试制与性能研究

以航空应用为背景，研究了新型X-cor夹层结构的成形工艺及力学性能。完成了Z-pin的研制、夹层结构成形和力学性能试验。研究结果表明：与不含Z-pin的泡沫夹层结构相比，X-cor夹层结构的刚度性能有很大的提高。     

补片尺寸对复合材料胶接修理性能的影响

在复合材料胶接修补中，补片的尺寸对胶接强度的影响非常关键。本文针对单面胶接修理结构建立了“三板模型”，并且，通过试验来验证该有限元模型的正确性，然后，利用该模型来分析补片尺寸对胶接质量的影响。对计算结果的分析发现：补片的直径为孔直径的2—3倍，厚度为孔深的45％～60％时，修补结构的强度恢复能达到最大值。     

耐久性/损伤容限设计简介

概述了飞机结构耐久性／损伤容限设计的基本思想、设计规范及耐久性／损伤容限设计基本理论及方法，供设计人员参考。     

高升阻比翼型的设计

使用解析形状函数法和参数化翼型表示方法,将求解绕翼型流场的N-S方程解与优化方法相结合,可设计出新的高升阻比翼型.计算结果表明,设计的新翼型满足设计要求,且获得比原始翼型高得多的升阻比,翼型设计方法是实用的.参数化翼型表示法比解析形状函数法对给定的初始翼型离散数据的准确度影响更小,更适合用于新翼型的设计.     

两类n阶非线性方程的两点边值问题

已有人利用上下解方法讨论过非线性n阶常微分方程两点边值问题解的存在性，而边值问题是否存在上下解是很难判别的，在文中，用初等方法讨论了两类n阶非线性方程满足两点边界条件的边值问题解的存在性、唯一性，并对解的存在性唯一性区间进行了估计。     

校园网环境下高校MIS建设中的若干非技术因素

高校管理信息系统 (MIS)是一个基于Intranet的人 -机系统 ,其中非技术因素对MIS的影响至关重要。目前 ,对高校MIS的认识大多为重技术 ,轻管理 ;重开发 ,轻维护 ;重计算机 ,轻人员 ,针对上述原因 ,开展对高校MIS建设中的若干非技术因素进行探讨 ,提出了在高校MIS建设中的管理重组问题和人的问题等     

直升机主桨毂疲劳试验技术研究

直升机旋翼系统主桨毂是直升机关键部件，在地面运转及首飞前必须进行疲劳试验，根据试验结果确定初步疲劳寿命。本文以某型号直升机旋翼系统主桨毂疲劳试验为例，总结出多点协调加载试验台的设计方法及试验调试方法，并按照试验台的组成，从控制系统、泵站、伺服动作器、测量系统及试验台体等方面，详细阐述了设计内容及其工程效果。     

F-16飞机大迎角飞行偏离/尾旋特性分析

通过俯仰力矩系数随迎角的变化对F－16飞机的气动特性进行分析，并对其中大迎角时的偏离特性进行了剖析，通过计算给出了F－16飞机的m^βx,m^βy,m^δy,m^δyx,m^δyy,m^δyxy以及侧滑偏离参数（m^βydyn)和横向操纵偏离参数（LCDP）随迎角的变化曲线，最后通过m^βydyn和LCDP的综合，预测了F－16飞机的偏离特性，同时通过计算对尾旋运动特性和改出特性进行了研究，为分析F－16飞机大迎角飞行特性提供了理论依据。