T尾低速颤振模型设计

依据某大型飞机T尾几何尺寸和将进行试验的风洞特性，按照相似理论，确定了T尾低速颤振模型缩比比例系数。按照实际结构的动力特性，经过多轮分析计算，提出了模型设计方案。通过梁架模拟T尾振动特性、框段模拟T尾外形，加工制造了T尾低速颤振模型。特别是设计了一系列变参机构以模拟对颤振特性有显著影响的平尾迎角和上反角，也可调整平尾的俯仰刚度以及T尾和机身连接刚度，以实现相应参数的变化，研究这些参数对颤振特性的影响。     

弹性机翼阵风减缓控制策略风洞试验

介绍了2种用于弹性机翼阵风减缓的控制策略。第1种控制策略是模态阻尼增强的阵风减缓（MDEGA）,通过反馈翼尖振动速度驱动副翼做卸载偏转,从而减缓机翼的动载荷及振动。第2种控制策略是基于阵风感知的阵风抑制（GSBGS）,由阵风探测器感知阵风速度并前馈给副翼做出偏转,利用副翼操纵力抵消阵风载荷。为验证2种控制策略的实施效果,以某弹性飞机缩比模型的大展弦比机翼为研究对象,进行了阵风载荷减缓原理风洞试验。试验结果表明2种控制器对机翼一弯模态的阵风响应减缓效果显著,翼根弯矩和翼尖过载峰值的减缓量均超过50%。与MDEGA相比GSBGS对峰值外频率点阵风响应的减缓更加有效。2种控制策略各具特点,可为工程设计提供参考：MDEGA等效于增加结构阻尼,不需要精确测量阵风,但受气动伺服弹性稳定性约束;GSBGS是开环控制,不改变飞机动态特性,但严重依赖于阵风探测的精度。     

平尾上反角和静升力对T尾颤振的影响

T尾颤振分析在计算非定常气动力时要计及平尾上反角和静升力等参数的影响。基于片条理论计算由静升力引起的附加非定常气动力，将其引入到用MSC／NASTRAN常规T尾颤振计算得到的广义气动力当中，再用PK法求解T尾颤振，从而建立T尾的颤振工程计算方法。     

舰载机-拦阻器耦合系统动力学建模与仿真分析

拦阻过程是舰载机着舰过程中的核心环节。舰载机的着舰滑跑响应除受舰载机自身特性、起落架缓冲特性影响外，拦阻器的拦阻特性对舰载机着舰滑跑动响应也具有至关重要的影响。本文提出了舰载机-拦阻器联合仿真分析模型的建模方 法，建立了包含完整的MK7-3拦阻器刚柔耦合动力学模型和某型舰载机动力学模型为一体的舰载机-拦阻器刚柔耦合动力学系统。数值仿真分析结果表明，本文建立的舰载机-拦阻器耦合系统模型能够很好地描述舰载机着舰过程中与拦阻器之间的交互作用特征，舰载机着舰滑跑 数据的计算结果与实验结果吻合。     

某大展弦比机翼的刚度特性计算

通过对某新型民用飞机机翼结构进行分析、简化，建立计算模型。采用薄壁结构力学剖面刚度计算的理论进行编程计算，通过计算获得了翼面的刚心位置和弯曲刚度及扭转刚度，为某型飞机机翼结构设计和气动弹性分析提供了重要依据。