根据针尖的形状和各项参数进行了TMX2000型原子力显微镜载荷、粘附力、法向力、横向力及其摩擦力的标定.其标定结果为:载荷Fl=0.073×(Ilm-Il0)/Sn×N·m-1 ,横向力Ft=0.156×It/Sn×N·m-1,摩擦力Ff=0.078×(It+-It-)/Sn×N·m-1

推导出根据原子力显微镜测量得到的电压信号计算法向力和横向力的公式，然后研究用力-距离曲线标定公式中测量系数的方法，并用几种不同的探针和试样测试和确定所用原子力显微镜的测量系数。从测量的结果可以看到，不同探针和试样的测量值较为接近，表明该方法可行。当原子力显微镜测量系统的光路对称时，用本方法标定测量系数较为简单和准确。

由于导弹在大攻角下舵面法向力会下降,导致机动性降低。在鸭舵前添加反安定面,可使之与鸭舵之间产生有利干扰,在获得机动性的同时获得高操纵性。采用数值模拟方法研究亚声速和超声速条件下双鸭式布局导弹的近距耦合效应。在验证数值方法可靠的基础上,与鸭式布局导弹进行对比分析,重点研究来流工况为Ma=0.5与Ma=2.0时在不同迎角下反安定面与鸭舵之间的涡系演变过程,并对舵面法向力和俯仰力矩进行了分析。分析结果表明当来流处于亚声速时,在中大迎角以后产生的增升效果明显,反安定面卷起的下洗涡与鸭舵涡卷绕融合后使之得到明显增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了法向力;当来流处于超声速时,相互之间的耦合作用变为使鸭舵上表面流速增加和下表面涡量减少,进而提升鸭舵升力;双鸭式布局能够增加平衡迎角,提高操纵性...

在末端大攻角飞行条件下,某战术导弹法向力系数斜率降低导致法向过载不足。为解决此问题,文中开展了边条翼在导弹气动外形设计中的应用研究。通过数值仿真和风洞试验的方法,对某大展弦比弹翼布局的战术导弹在增加边条翼前后的气动特性进行了分析。结果表明,在大攻角条件下,边条翼的引入大幅提升了导弹的法向力系数斜率,从而大幅提升了其法向过载,改善了其机动性。

对基于规则微孔金属板的磁流变液的法向力的产生和阻尼特性的形成机理进行了研究,在可控外磁场作用下,储于金属板微孔中的磁流变液可以升高并析出,在其对面的剪切盘上产生法向力。当剪切盘旋转时,该磁流变液产生阻尼应力,通过实验验证了这一现象和特性。重点研究了影响法向力的主要因素和剪切应变对法向力的影响,并进行了实验验证和理论分析。

为探求轴向柱塞泵回程球铰副中球铰的受力情况,建立吸排油2个区的柱塞和球铰的力学模型,并对球铰受到的法向压力进行分析计算。结果表明:回程球铰副受力最大区域分布在吸油区,适当的进油压力能改善回程球铰副的受力状况,提高泵的使用寿命。排油区柱塞受到的影响相对较小,球铰受到的最大法向压力约为吸油区的1/2;当回程球铰副出现磨损情况时应多从吸油区柱塞受力方面进行分析。研究结论对回程球铰副设计和配对材料的选择具有一定的指导意义。

为了研究颗粒流润滑状态下的力传输行为,设计了一个剪切平行板间颗粒流润滑的试验装置.利用该试验装置,研究了颗粒材料、颗粒尺寸、剪切速度和颗粒湿度对颗粒流润滑状态下力传输行为的影响.此外,试验结果主要考虑了测量得到的法向力和切向力,这些力是从下摩擦副通过颗粒润滑介质传递到上摩擦副的.研究结果表明,测量得到的法向力和切向力随着剪切速度和颗粒湿度的增大而减小,随着颗粒尺寸的增大而增大.颗粒流润滑比干摩擦具有较好的润滑效果,比油润滑具有更好的承载性能.颗粒流润滑状态下的力传输路径主要决定于颗粒润滑介质之间的力链.试验结果揭示了颗粒流润滑时的力传递机制并可以为颗粒流润滑的工业应用提供指导.

通过风洞实验研究了多钝体高杆灯在不同水平风向角和坚向风向角下的力与力矩系数。实验结果表明：在一定的风向角下，法向阻力系数ＣＤｍａｘ＝１．０３０，法向变曲力矩系数Ｃｎｍａｘ＝ㄧ－０．９４０ㄧ，轴向力系数ＣＡｍａｘ＝０．５０４和ＣＡｍｉｎ＝－０．６００。

由于试验的风洞不同,试验模型不同,测压试验数据积分带来的误差等原因,导致了测压试验数据积分结果与部件测力试验结果不一致,这样的两套数据难以用于型号设计.为此,笔者采用了一种以部件测力试验为基础,将测压试验数据积分结果及其分布协调处理到与部件测力试验结果一致的方法,并用于型号的设计研制中.