跟进起飞间隔时间的确定

针对歼击机机群跟进起飞的特点，从飞机尾涡的形成和发展入手，研究近地条件下的尾涡运动规律，导出了导涡的诱导速度和漂移速度计算公式。并根据起飞过程中，后机受前机尾涡的影响范围仅局限于跑道宽度范围之内，对歼击机跟进起飞间隔时间的确定方法和影响因素进行了分析，为各型歼击机跟进起飞安全提供了理论依据。所得结论经过飞行验证，符合实际。     

飞机尾翼载荷飞行测量研究

 用分析和模型试验方法难以确定可靠的尾翼载荷,所以要求通过飞行试验获取尾翼载荷数据,但因测载技术复杂,精确地测定尾翼载荷亦是困难的。我们经过多年的工作,最终用应变法得到了可贵的某型飞机尾翼机动载荷测量结果。本文叙述了测量方法,并给出了垂尾载荷的部分测量结果。根据该结果对垂尾的受载情况提出了值得重视的看法。     

The Full Flowpath Analysis of a Hypersonic Vehicle

对一种类X43-A吸气式高超飞行器全流道开展了M7一级的三维数值仿真研究,深入探索了进气道处于起动状态和不起动状态时全流道的冷流流场结构和和气动力特性,且部分结果与实验数据进行了对比。研究结果表明:(1)前体横截面上存在显著的展向压强梯度,使得经过预压缩的气流偏离了进气道进口,但同时也减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流场的品质;(2)后体喷流股的膨胀过程受到了周围外流的显著干扰,因而沿流动方向其截面形状不断发生变化,如在喷口附近为近似矩形,而在后体末端附近则演化为近似三角形;(3)当进气道处于不起动状态时,其全流道流动结构发生了显著变化,进气道的外部压缩波系往复振荡,尾喷管出口的喷流股也在不停的膨胀和收缩,具有极强的非定常特征;(4)当进气道处于不起动状态时,全机的气动力特性呈周期性变化,升阻比的变化幅度较大,在最大、最小值分别可达起动状态的2倍和1/4倍。另外,升力、阻力系数的变化曲线之间存在一定的相位差;(5)与实验结果的对照表明,所采用的数值仿真方法具有较高的精度。     

带尾支杆的超声速弹丸湍流底压计算

尽管在超声速湍流情况下，尾支杆对弹丸底部压力的影响没有层流情况下的影响大。但是实验研究表明，带尾支杆的超声速弹丸湍流底部压力随湍流边界层相对厚度增加而增加，随天平尾支杆的相对直径增加而减小。本文介绍一种考虑圆柱体上边界层状态以及尾支杆对绕弹丸超声速湍流底压影响的计算方法，计算结果和实验数据吻合较好，还根据计算和实验结果分析了尾支杆对底压系数的影响。     

放宽纵向静稳定度飞机的平尾面积收益分析方法

 从飞机配平角度出发，讨论了飞机的平尾面积和重心后移量对飞机纵向气动导数的单一和综合影响，推导出了平尾面积与重心后移量之间的数学关系，提出了一种新的分析和计算相结合的方法来快速分析放宽纵向静稳定度飞机的平尾面积收益，并应用该方法分析了放宽伊尔-76飞机纵向静稳定度的平尾面积-收益。     

平尾尾容系数对飞机俯仰敏捷性的影响

研究了平尾容系数对飞机俯仰敏捷性尺度的影响，这些尺度包括加载／卸载时间，最大正／负过载变化率，最大上仰／下俯机运范围内的俯角速率，对比计算表明:较大的尾容系数可获得较高的俯仰敏捷性，而在同一容系数下，较大的平尾面积可比较大的平尾力臂获得更高的俯仰敏捷性。另外，平尾面积和平尾力臂的影响只有一定范围内最显著，故在设计时需进行综合考虑。     

直升机尾传动系扭转振动的分析

 在简化直升机尾传动系结构的基础上，根据轴段的扭转动力学方程，用分离变量法获得轴段的扭转主振型。再根据轴段、支点的扭转动力学方程和边界条件，用振型叠加原理求得尾传动系扭转振动的精确解，并进行了扭转振动分析。提出直升机的尾传动系是多个轴段和圆盘的串联系统。给出了尾传动系扭转频响函数的变化幅值的测试方法。     

某型双座共轴直升机气动设计

论述了双座共轴直升机Cutey-1的总体方案和气动设计,包括机身外形、旋翼翼型、桨叶扭转和尖削、桨尖修形、旋翼轴向间距、旋翼轴前倾角,以及尾翼布局,并对这些问题进行了分析和计算,得到满意的设计方案。     

基于分布质量轴模型的尾传动轴系临界转速分析

以直升机尾斜轴为研究对象，推导了传动轴的分布质量传递矩阵，模型中考虑了弯矩、横向位移、剪切变形、转动惯量、陀螺力矩和轴向力等 因素的综合影响。建立了膜片联轴器和弹性支承的传递矩阵。给出了尾传动轴系临界转速的计算方法。以三支点水平轴系为分析对象，将本文传递矩阵法计算的结果与有限元法计算的结果进行了对比分析，以检验本文传递矩阵法的有效性。本文传递矩阵法相对于有限元法的最大计算误差为4.1%，表明本文传递矩阵法的计算精度较高，同时本文传递矩阵法的计算速 度更快，便于设计人员进行尾传动轴系临界转速的影响因素分析。     

Design of aircraft structures against threat of bird strikes

In this paper, a method to design bird-strike-resistant aircraft structures is presented and illustrated through examples. The focus is on bird strike experiments and simulations. The explicit finite element software PAM-CRASH is employed to conduct bird strike simulations, and a coupled Smooth Particles Hydrodynamic (SPH) and Finite Element (FE) method is used to simulate the interaction between a bird and a target structure. The SPH method is explained, and an SPH bird model is established. Constitutive models for various structural materials, such as aluminum alloys, composite materials, honeycomb, and foam materials that are used in aircraft structures, are presented, and model parameters are identified by conducting various material tests. Good agreements between simulation results and experimental data suggest that the numerical model is capable of predicting the dynamic responses of various aircraft structures under a bird strike, and numerical simulation can be used as a tool to design bird-strike-resistant aircraft structures.