起落架弹性变形对结构强度的影响

通过某型飞机主起落架转轮机构的140连杆外场破坏及活塞杆上轴套使用中脱落下来的外场故障,清楚地揭示了起落架弹性变形引起的危害。人们应该对它引起关注。 本文给出了考虑弹性变形影响的支点载荷计算方法和系统内力的计算方法,还对特殊的弹性变形——缓冲器行程的重要性给予论述。     

某型飞机横向操纵系统的飞行安全评估及改进措施

在对某型飞机横向操纵系统分析基础上，列举出危害飞行安全的典型故障；针对该典型故障，进行了飞行安全评估；计算发现，飞行安全风险概率达不到安全标准。因此，提出了改进措施，建立了增设故障检测装置后的飞行安全评估模型．最后讨论了故障检测装置的可靠性对系统的影响。     

科曼奇直升机主自动飞控系统的设计和驾驶评估

本文介绍了PAH－66科曼奇侦察／攻击直升机自动飞控系统（AFCS）的设计和驾驶评估。1991年11月至1992年2月，采用动态模拟器通过预定的驾驶接受性试验，对RAH－6科曼奇控制规律进行评估。本文还介绍了设计要求、控制律说明以及依据ADS－33收集的操纵品质数据。     

提高机场道面水泥混凝土耐久性的措施

机场道面有两种主要类型：水泥混凝土道面(又称刚性道面)和沥青混凝土道面(又称柔性道面)。水泥混凝土道面与沥青混凝土道面相比，具有刚度大、强度高、稳定性好、抗侵蚀能力强、使用耐久和维护工作量小等优点。近年来，有关水泥混凝土道面设计、施工和材料等方面的科学研究和实践，使水泥混凝土道面在技术上日臻完善，经济上显示出优势，促进了水泥混凝土道面的迅速发展。     

改型设计中飞机普通框一种设计方法

为了能够合理地降低飞机结构重量系数,针对飞机改进设计,以普通框为研究目标,通过对“敏度阈值”的改进,提出“敏度变阈值”概念,并与“约束补偿”策略结合而形成拓扑优化算法,来用于普通框的轻量化设计。以某一轻型小飞机的后段一普通框为例,拓扑优化结果表明：(1)等材料设计时,刚度提高40％;(2)等刚度设计时,材料用量减少30％。由此可以得出：(1)基于“敏度变阈值”的拓扑优化算法用于飞机普通框改进设计,是可行和有效的;(2)给出了一种具有可操作性的设计方法,用以实现框结构“等刚度”的设计思想;(3)所给出的方法易于飞机结构设计人员接受与掌握,并且方便地用于将来的框结构改进设计之中。     

M5Ⅲ边三轮摩托车悬挂用减振器阻尼力力值的计算

通过M5Ⅲ边三轮摩托车所测得的前、后、边三悬挂的空、满载轴荷和各悬挂不同的结构、运动受力状况,分析并推导出各悬挂刚度的计算方法和公式,继而推导出在确保满足车辆使用要求时各悬挂所用减振器的阻尼力力值计算方法和范围。     

共轴式直升机半差动航向操纵的动态响应分析

根据经典的垂直飞行涡流理论及共轴式直升机半差动航向操纵的结构特征,推导了共轴双旋翼直升机垂直飞行的航向动力学方程.运用有关共轴双旋翼在悬停及垂直飞行状态时气动特性的理论和实验数据,得出了共轴双旋翼直升机垂直飞行航向动力学方程的解析式.分析结果与该型直升机飞行特性一致.     

基于干涉接触的前缘缝翼尾缘结构设计与分析

前缘缝翼是大型飞机起飞与降落阶段重要的增升装置,但受自身结构刚度及其支持刚度影响,承受气动载荷时缝翼易发生翘曲变形,与翼盒产生缝隙,影响到机翼的气动效率。为消除巡航状态缝翼的变形,提高机翼气动效率,提出前缘缝翼干涉尾缘结构设计技术。对影响前缘缝翼结构法向和弦向变形的主要因素进行理论分析。以国内某大型飞机前缘缝翼为研究对象,针对蒙皮等各结构尺寸对前缘缝翼本体刚度的影响,从质量和变形两方面进行详细论述。在保持原有前缘缝翼结构尺寸、质量的前提下,进行前缘缝翼干涉尾缘结构的设计。结果表明：所提的前缘缝翼干涉尾缘结构在巡航工况气动载荷下,可以保持与机翼不分离的状态,提高气动性能,且有效避免了质量的增加。     

设计参数对扰流片操纵效能、铰链力矩和尾流湍流的影响

进行了确定某些设计参数对扰流片性能和扰流片流场特性影响的风洞试验。测量参数包括力、表面压力、在垂直扰流片上的油流谱以及用双分离膜风速计系统测量尾流压力、尾流速度和湍流参数。测量结果为扰流片各设计变量的影响，例如：在相同投影高度下扰流片的偏度、铰链线缝隙、下表面通风和下表面偏转片、扰流片的后缘切口和扰流片的孔隙率。铰链线缝隙、孔隙率、下表面通风和下表面偏转片可以用来减小控制死区趋势。对尾流湍流的研究表明某些改变可用来减小尾流中的峰值频率。     

基于过失速机动动力学的控制方法

为设计过失速大机动飞行控制律，按飞行的逆稳态模型考虑非线性因素的影响，同时对于陀螺、 惯性耦合效应及重力影响进行补偿，并直接根据飞行品质要求按隐式模型跟踪法设计反馈控制器。初步设计实例证明，这种方法适用于过失速机动动力学特点，能够获得发挥飞机操纵潜能、较好地控制飞机实现过失速机动、具有满意飞行品质的控制解，并且控制结构易于工程实现。算例还表明，即使不加装先进的过失速操纵装置，通过对飞行控制律的改进可以进一步发挥飞机本身的气动潜力，使之在一定的过失速迎角不正常工作。