二元机翼带外挂系统极限环颤振次谐响应分析

借助于非对称分段线性振子的次谐分叉条件,本文首次讨论了二元机翼带外挂系统处于稳定极限环颤振情况下,外挂的次谐响应。算例表明,单自由度非线性振子的分叉条件能够预示非线性颤振系统的运动规律。

多重子结构法在非线性控制系统中的应用

多重子结构法是计算结构力学程序系统采用的最广泛的方法之一，由于计算结构力学与最优控制存在模拟关系，本文同样基于此法对非线性控制系统进行计算，并编制了相应的程序系统。本文工作进一步说明了计算结构力学与最优控制理论存在模拟关系。

主起落架纵向抖振的动态特性研究

通过建立主起落架及各元件的力学计算模型 ,对其在纵向抖振过程中的动态特性进行了动力学仿真研究 ;给出了反映其动态特性的仿真曲线 ;

弹塑性接触问题边界元缩聚法分析

给出了利用隐含对称条件的二维弹塑性边界元分析公式,并应用于弹塑性接触问题分析。根据接触条件列出了弹塑性接触问题迭代求解的耦合方程。利用接触问题局部非线性的特点,将缩聚法用于迭代求解。基于拟线性、双重迭代法的思想,解决了两重非线性相耦合的问题。最后给出了一个算例。

奇异条件下Riccati代数方程的求解

本文讨论奇异条件下Rjccati代数方程,基于结构力学与LQ控制的模拟关系,将奇异条件下的控制问题转化为有约束条件下的控制问题,使有偿控制量的维数减少,同时分离出了同样维数的无偿控制变量。进而提出了Riccati代数方程的迭代解法,并给出了相应的例题。

机翼动态气动特性实验研究

介绍了动态特性风洞实验的技术方案、测试系统和测试软件。对前缘后掠６０°的三角翼在迎角０°～９０°范围内快速上仰时的升力进行了测量。结果表明：机翼快速上仰时，随上仰速率增大最大升力系数增高，即动态升力效应更明显；失速迎角也增大。此外，给出了简缩频率、平均迎角。

单侧容限对应实际存活率的预测

研究了单侧容限系数法中子样容量ｎ、置信度γ及名义存活率Ｐ与实际存活率α之间的定量关系，导出了α的预测公式。计算结果表明：在ｎ较小，γ与Ｐ搭配不当时，将出现α小于Ｐ的不合理情况。此时，名义存活率Ｐ将过高地表示了安全性，从而使人盲目乐观。本文指出：在飞机或直升机结构可靠性分析中，子样容量ｎ通常远小于４３，因此，某些文献中建议取γ＝９０％，Ｐ＝０．９９９９９９是不合理的，本文提出了新的建议。

可修复结构破坏危险性分析

在全面考虑影响结构破坏危险性多种主要随机因素的基础上，重点研究了将定期检查时查出的破损结构修复并重新投入使用情况下的结构破坏危险性分析方法。建立了相应的分析模型，并以某型国产歼击机机翼主梁为例，给出了分析计算结果。结果表明：对于长寿命飞机结构，在使用后期，忽略修复并重新投入使用的结构将是偏危险的。

外挂俯仰连接刚度对机翼颤振的影响

本文使用v-g法、Niblett法和模型风洞试验3种方法,分析了机翼和外挂间俯仰连接刚度对机翼颤振的影响。并提出了“气动压力中心线”概念。用振型节线与压力中心线相对位置的变化,解释机翼/外挂颤振类型变化的机理。