开展了某背景飞机的高低速变雷诺数风洞试验,并对试验结果进行了分析;结合国外的一些变雷诺数风洞试验结论,给出了大展弦比运输类飞机雷诺数对升力、阻力以及俯仰力矩特性的影响规律。试验研究表明:升力特性方面,在中小迎角下,随着雷诺数增大,迎角相同时升力增加,大迎角时最大升力系数增大,失速迎角增大;阻力特性方面,随着雷诺数的增大阻力减小,并且最小阻力系数随着雷诺数对数的增加基本呈线性减小;俯仰力矩特性方面,随着雷诺数增大机翼后部载荷增大,低头力矩增大,稳定性增强。除此之外,文中还从雷诺数对气动特性影响机理角度出发,分析了这些规律形成的原因。

结冰对飞机的空气动力学影响特性是飞机结冰研究的重要内容。构建了具有典型大型客机几何外形的背景飞机模型,基于RANS方法对机翼结冰条件下全机的复杂空间流场结构及气动特性进行了研究。研究结果表明,机翼结冰主要影响背景飞机失速点附近的气动特性,翼面分离始发大幅提前、分离梯次完全消失是全机失速特性恶化、气动边界缩小的直接原因。研究可为深刻认识飞机结冰对气动力影响的流动机理提供支撑,为大型飞机结冰后的气动特性分析及飞行动力学研究提供依据。

本文对某型直升机科研试飞中出现的尾振数据进行了分析,给出了分析结论;对直升机尾振现象出现的机理和原因进行了讨论,并给出了改善直升机尾振响应的建议。为后续其他型号试飞中出现的尾振相关问题的认识和解决提供参考。在过去几十年,尽管不同的直升机公司对直升机机体/气动耦合动力学进行了研究,但是对于一型新的直升机,仍然很难在其首飞前预测直升机的气动机体耦合特性。例如EH101,科曼奇以及NH90,在其试飞期间都遇到了与机体/气动耦合动力学相关的问题。

射流噪声实验是射流噪声产生机理及降噪措施研究的最重要手段之一。为确保射流噪声远场测量数据可信,远场传声器的布置需在远场条件和最终数据的信噪比之间进行合理的选取。通过严格的射流噪声模拟装置,采用精细的声学测量及修正手段,系统的研究了射流噪声不同测量角度及位置、不同射流速度等因素对远场测量结果的影响规律,并对射流噪声频谱随距离的增加而变化的特性进行了机理分析。通过试验确定了射流噪声远场测量时的最小远场边界条件,对于不满足远场边界条件的远场噪声测量,给出了适当的修正的方法。

分析了孔用卡簧拆卸时的受力状态,对普通卡簧钳工作状态进行了受力分析,建立了相应的数学方程,针对普通卡簧钳不能很好地用于大尺寸卡簧的拆卸,提出了一种U型简易卡簧的设计方案,并进行了受力分析,给出了设计实例。

在数控机床冷却箱中,切削液与切屑长时间混合在一起,易造成切削液变质,污染环境的同时影响机床的精度和使用寿命。文中针对该问题,基于离心分离与过滤分离技术,设计研制一台能够将切屑与切削液进行分离的设备,对维护数控机床,改善操作者工作环境有一定意义。

该文主要论述了射流管电液伺服阀在全尺寸飞机结构静力/疲劳试验机中的应用研究。介绍了射流管电液伺服阀的结构、工作原理飞机静力/疲劳试验系统的结构。阐述了射流管电液伺服阀在飞机静力/疲劳试验系统中应用的优点。并说明了射流管电液伺服阀在试验中的应用效果。

该文在分析了大型活塞式压缩机传动机构润滑系统所存在问题的基础上，提出了具体改造方案，先后对三套大型活塞式压缩机传动机构润滑系统进行了技术改造。运行结果表明，改造方案切实有效，采用改造后的润滑系统不但提高了传动机构的润滑效果，大大降低了事故率，而且确保了压缩机的长周期安全运行。

介绍了液压挖掘机当今较为先进的负荷传感技术 ,着重对负荷传感压力补偿技术进行研究 ,分析了负荷传感压力补偿系统的作用机理 ,总结了负荷技术在挖掘机上的应用型式和特点

液压阀内部密封基本采用O形圈加挡圈的形式,选用规格尺寸正确的O形圈可保证液压阀修复后的使用寿命。介绍了一种通过测量液压阀内部密封沟槽尺寸,直接确定O形圈截面直径,经简单计算便能快速确定O形圈内径的方法。详细说明了计算公式的推导步骤,并对计算过程进行了举例说明。对O形圈尺寸偏差可能造成的危害,以及液压阀内O形圈和挡圈的硬度、部分挡圈尺寸的确定等问题进行了简要说明。这种计算方法在进行液压阀的修复工作时,能起一定的帮助作用。