预应力混凝土桥梁裂缝检测和修补

本文对某预应力混凝土桥梁在上部结构混凝土浇注脱模后出现的大量不规则裂缝进行了调查,分析了原因,提出了相应的处理方案。实践证明,该治理方案是可行的,事故的处理是成功的。

地震作用下加筋土挡土墙的有限元分析

本文通过动力模型试验,研制了加筋土挡土墙的有限元动力计算程序,并对其在地震作用下的动力行为进行了分析计算,获得了许多有意义的结果。

预应力混凝土桥梁裂缝检测和修补

本文对某预应力桥梁由于未遵循晚脱模、早张拉原则而出现的数十条不规则裂缝的原因进行了探讨,并在进行超声波检测后提出了相应的处理办法。

加筋土挡墙的动力仿真分析

结合室内动力模型试验,开展加筋土挡墙的动力仿真分析,并编制相应的有限元法时程分析计算程序。在建模过程中采用界面单元有效模拟墙内土体与筋条及面板之间在动力荷载下的相互作用。有限元分析结果与模型试验结果吻合良好;揭示了筋条动拉力增量随动荷载增加的变化趋势;并表明墙内土体在承受动荷载作用时,其内质点对地面加速度有明显的放大效应。研究结果可为地震区加筋土挡墙的动力设计提供一定的参考。

高层建筑风载体型系数的试验初探

介绍了建筑物动态风压风洞试验的方法和结果,探讨了利用试验获得的风压系数求解高层建筑风荷载和风载体型系数的过程和方法,并经工程实例验证准确可行,有助于建筑设计与施工人员利用动态风压风洞试验结果较为方便地计算高层建筑整体结构风荷载。

复合材料在国外战略导弹和运载火箭结构上的应用

本文介绍了复合材料在国外宇航工业申的应用,举例说明复合材料在战略导弹和运载火箭结构上的应用与发展情况。

提高深基坑工程止水帷幕旋喷桩质量合格率的品管圈实践

通过负责监督某大厦深基坑工程(工程场地空间狭小、基坑开挖深度大、周边环境复杂、安全等级一级),牵头与施工单位共同合作,以"提高深基坑工程止水帷幕旋喷桩质量合格率"为主题开展品管圈实践,取得预期效果。

深圳市建设工程模板支架系统标准引领发展之探讨

模板分项工程属于混凝土结构子分部工程的组成部分。从源头提高模板支架原材质量,研究比较不同模板支架类型的特点并做出合理选择,是保障模板工程施工质量的重要途径。论文简单介绍了模板支架的主要形式,对有关指标进行简要对比。同时,介绍了深圳市对模板支架的相关管理措施,并探讨未来深圳市模板支架的发展方向,建议尤其在结构高度高、跨度大、荷载大、工期紧的项目中,优先选择盘扣式模板支架专业承包模式。

城市道路路面质量的探地雷达检测

本文结合某城区道路工程路面质量探地雷达无损检测项目,介绍了检测的原理、方法、检测中技术参数的选择以及检测结果的解释,并把路面厚度的测试结果与传统钻芯法得到的值进行了对比。结果表明路面的雷达法检测能为评价路面工程质量提供可靠的科学依据,值得推广。

使风对火箭弯矩载荷影响最小的控制系统

本文讨论了可使最大风引起的弯矩减小30～40％的火箭控制原理,评定了火箭对空气动力的响应,研完了减小这些力和由风引起的弯矩的两项技术,提出了初始飞行阶段控制的算法井讨论了側向加速度分量的计算。

空间站材料应用的关键及其解决途径

为满足空间站工作寿命30年的需要,空间站对空间材料提出了新的要求。本文评述了使材料性能降解的低地轨道环境,并提供了该环境下麦·道空间系统公司所选择的解决途径。文中还明确了关键材料的问题,如各种构件应用的材料,特别强调了空间站计划采用的复合材料桁架结构。最后,文中总结了为支持空间站计划而进行的未来材料研制工作和由公司资助的应用于普通大型空间结构的研究工作。

阿里安5助推器壳体及其各段间连接的可靠性

本文提出了几种保证结构可靠性的方法;把其作为助推器壳体研制期间的设计准则,通过对两个列举的故障模式的鉴定得以体现。重要的是,故障模式及其变化形式有助于确定在哪些方面要额外做些工作。同时引出了随时间变化的结构故障概率。

捆绑六枚固体助推器的德尔它火箭的底部热环境

德尔它火箭是由捆绑六枚固体推进剂助推器增加推力的雷神火箭演变而成。本文介绍了它在飞行中的底部加热测量值,并与雷神火箭三个早期结构的类似测量值做了比较,每种情况的主要侧重点是总加热率的测量。然而,并已获得了大量有关专门确定加热源及其对总环境影响方面的数据。现已观察到,固体推进剂助推器排羽辐射是三个增加推力结构的主要加热源,而涡轮排气的回流和复燃(特别是火箭在跨音速飞行期间)是第二个最重要的影响因素。尽管固体助推器增加了辐射热,但它们的存在减少了由助推器工作期间底部抽吸造成的回流。而且,从观察到的现象来看,即使助推器在熄火后,它们的存在依然会减小加热率。

大力神Ⅲ固体火箭发动机排气羽对底部的对流加热

设计大力神ⅢC第Ⅰ级发动机及其组件的热防护系统,必须对其底部对流加热进行评估。评估工作根据阿诺德工程和开发中心的四阶段试验计划完成。根据试验数据制订了底部燃气温度、底部气流特性和收敛形尾锥表面加热率的准则并将其用于全尺寸运载火箭。飞行试验的尾锥底部的对流加热率为5Btu/英尺~2·秒,这进一步证实了风洞试验的结果。大力神ⅢM较大助推器的底部热环境是从大力神ⅢC的飞行试验数据发展来的。大力神ⅢC风洞试验数据、操作经验和飞行数据为考虑航天飞机底部加热提供了初步依据,进而提出了有关航天飞机风洞试验的建议。

导弹结构用的有机复合材料

本文介绍了用先进复合材料作为导弹第四级(末助推推进系统)主结构和辅助结构材料的一个初步设计方案,并根据通常采用的金属材料方案确立了复合材料方案的重量、成本及性能指标。结果表明,复合材料的导弹结构不仅能满足严格的系统设计要求和设计标准,而且能提高性能(由于减轻了重量)。导弹结构应用这种复合材料在成本上与金属材料相比也有竞争力。