飞机结构动力学有限元模型修正

从工程应用的角度讨论了利用GVT结果和优化方法的飞机结构动力学有限元模型修正技术，提供了一个比较成熟的、达到实际工程应用水平的修正方法和计算过程，并给出了在AC500飞机的成功应用。     

分枝模态综合法的逆问题

 本文基于李兹分析论述了分枝模态综合法的逆问题,即结构的一个分枝系统的模态特性如何利用结构和其它分枝系统的模态特性而识别出来。其分析方法可应用于结构动态设计和结构模型修改问题。     

含多处损伤未加筋铝合金-壁板的剩余强度

 进行了含多处损伤（MSD）的未加筋LY12CZ铝合金壁板的剩余强度试验。用0.12的钼丝切割预制裂纹,在垂直于裂纹面的方向施加单调增加的拉伸载荷,直至壁板破坏。得到了含不同裂纹几何的未加筋壁板的剩余强度。试验结果表明随着主裂纹长度增加,未加筋壁板的剩余强度减小;对相同的主裂纹长度,主裂纹和相邻的MSD裂纹之间的距离b减小,平板的剩余强度也减小。用5种失效准则分别计算了每个壁板的剩余强度。与试验结果的比较表明,净截面屈服准则和表观断裂韧性准则的误差较大,塑性区连通准则预测的平均误差为22.17%,改进的表观断裂韧性准则的平均误差为16.98%,而改进的塑性区连通准则预测的平均误差为8.27%,改进的塑性区连通准则大大提高了预测结果的精度。     

基于灵敏度分析的结构动力模型修改

本文基于灵敏度分析和Taylor级数展开式提出了一种参数型结构模型修改方法。为了改进模型修改精度,本文从能量的观点出发引入一权矩阵,并给出模型修改方程的加权最小二乘解。数字算例表明本文方法具有很好的精度,并且在利用结构模态试验数据进行修改方面具有较好的适应性。     

基于优化算法和GVT结果的结构质量模型修正

提出了一种基于优化算法和GVT结果的结构质量型修正方法，利用模态正交性条件构造目标函数，并考虑结构总质量特性约束，利用GVT结果对给定的粗糙的结构离散质量分布进行修正，数值仿真表明，该法提高了结构质量模型的精度，使修正后的离散质量分布与真实的离散质量分布吻合。     

边条翼布局双垂尾抖振特性与机理风洞实验研究

对两种平面形状的边条翼布局模型分别作了双垂尾抖振实验和涡流场激光片光源显示实验研究。抖振实验测量了两种模型双垂尾的翼根弯矩响应和翼尖加速度响应,涡流场显示实验记录了两种模型上典型位置上的涡流场发展状态。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:(1)垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关;(2)主翼后掠角较大的情况下,机翼前缘涡与边条涡相互干扰,不但加快了涡的破裂使得双垂尾抖振起始迎角减小,而且使得垂尾的抖振响应较大。     

改进的确定多处损伤平板剩余强度的连通模型

为了评估多处损伤（MSD）对未加筋平板剩余强度的影响,进行了多处损伤平板的剩余强度试验研究。用钼丝切割预制疲劳裂纹,每个试验件承受拉伸载荷直到破坏,记录破坏载荷,得到不同裂纹几何平板的剩余强度。试验结果表明主裂纹长度增加使平板的剩余强度减小;对相同的主裂纹长度,主裂纹与相邻MSD裂纹之间的韧带（b）减小,试验件剩余强度也减小。以试验数据为基础,提出了一种改进的塑性区连通模型。用塑性区连通准则和改进的塑性区连通模型分别计算了多处损伤平板的剩余强度,结果表明对不同的主裂纹长度和不同的韧带长度,塑性区连通准则预测的平均误差为23．39％;而改进的塑性区连通准则的平均误差为7．57％,大大提高了预测结果的精度。还研究了主裂纹长度和b对剩余强度的影响。     

腐蚀环境下的概率裂纹扩展分析

给出了裂纹扩展的概率方法，完成了3种加载频率的腐蚀疲劳裂纹扩展试验。用概率方法研究了加载频率对腐蚀疲劳裂纹扩展速率的影响，给出了在给定时间内的裂纹尺寸分布和在给定裂纹长度时的寿命分布。结果表明随着频率的增加，腐蚀的影响减小。预测结果与试验结果比较吻合，可以为飞机结构的损伤容限设计提供参考。     

随机振动疲劳频域分析方法的对比研究

研究了随机振动疲劳寿命估算中窄带过程和宽带过程的不同机理,并通过广泛的数字算例对比研究,以时域计算结果为批准分析丁多种频域方法（包括作者提出的一种简化双模态法）的精度,得到这些频域方法的适用范围。另外,对于工程中通常遇到的总均值为零的稳态高斯过程,通过理论分析和时域数字算例对比,证咧儿啦个应力循环均值的综合影响是互相抵消的,可以忽略不计。     

基于混合建模的带外挂飞机固有振动特性与颤振分析

飞机改变外挂后,需对全机带外挂结构进行地面振动试验或动力学分析以获得带外挂结构的动力学特性,用于重新评估飞机的颤振特性。以无外挂飞机的GVT模型与经验证的外挂FE模型为基础,通过混合建模,利用自由界面模态综合法,得到带外挂飞机的固有振动特性,并以此为基础进行颤振分析,为现役飞机带外挂改装带来极大的方便。工程算例表明了该方法的可行性。