紧凑热交换器优化设计

对各种传热表面的板翅式紧凑热交换器进行了优化设计计算，建立了通用优化程序系统。此程序既适用于一般地面热交换器，也适用于飞机空调中的热交换器。与传统的设计计算相比较，优化设计的效果很好。热交换优化后，肋片的形状变得更加合理，芯体传热表面更加紧。通过各种肋片的计算得出，条状肋片为板翅式肋片中的最佳者。     

小型无人直升机传动系统的设计与研究

介绍使用在小型无人直升机上的带传动，非常规的弹性联轴节，楔块式单向超越离合器和新颖的尾传动轴设计的结构特点和工作原理。     

直升机机体－主减－旋翼耦合系统动稳定性分析

对单桨常尾桨铰接式直升机机体－主减－族翼耦合系统动稳定性进行了分析研究。在建立的数学模型中,除了考虑机体沿侧向和纵向的平动,机身的横滚、俯仰和偏航,旋翼的挥舞和摆振外,还特别考虑了机身的横向运动及主减的摆动和传动特性。以某型直升机为基础的研究表明：挥舞对耦合系统的动稳定性有一定影响;不考虑挥舞和主减支承特性时,对耦合系统动稳定性的分析偏于保守;在合适的主减支承条件下,主减对耦合系统的动稳定性影响不大;旋翼的挥舞与主减的摆动是耦合的,这使主减的固有频率提高。     

橇式起落架动刚度及阻尼特性试验研究

起落架动刚度及阻尼特性是研究直升机“地面共振”问题两个重要参数。刚进入国产化阶段的模式起落架迄今尚无可靠的理论计算方法来确定这两个参数．本试验研究利用某型直升机真实的模式起落架为试件，采用机械阻抗测量法来研究该起落架的动刚度及阻尼特性。试验使用电液伺服激振设备，对模式起落架进行不同频率的激振，实时测量相应的载荷及位移响应，从而得出了模式起落架的动刚度及阻尼。试验模拟了直升机完全停机及半升力卸载情况，在机场及冰面降落情况，以及３个不同方向的受载情况。试验结果已直接用于某型直升机的“地面共振”分析。     

飞机生产中产生不协调问题的原因及解决办法

根据笔者多年来从事工艺技术的经验，总结了在飞机生产中，由于协调路线设计不合理、铆接装配变形、温度影响、在重量作用下引起的变形以及误差积累所产生的不协调问题，并结合具体的实例对上述不协调问题产生的原因提出了解决的办法。     

GPS／DNS组合导航系统研究

通过误差分析的方法，给出了用卫星全球定位系统ＧＰＳ的位置、速度信息作为观测量的ＧＰＳ／ＤＮＳ组合导航系统的数学模型。在此模型的基础上应用卡尔曼滤波器，估计出导航参数误差并对系统进行校正，从而实现了ＧＰＳ与多普勒导航系统（ＤＮＳ）的组合。ＧＰＳ／ＤＮＳ组合导航系统克服了多普勒导航系统定位误差随时间发散的缺点，使得导航精度与时间无关，弥补了ＧＰＳ实时性的不足。仿真结果表明，该组合方案可获得高的导航定位精度。该系统丰富了组合导航系统内容，且体积小、成本低，便于工程实现，具有实用价值。     

FT300水陆两用型三座轻型飞机的研制

介绍了ＦＴ３００水陆两用型三座轻型飞机的设计特点和技术性能，论述了复合材料结构承受大载荷、螺旋桨与发动机匹配、水动参数选择和主要水动特性，前翼位置及升降舵舵偏对鸭式飞机的影响、水上飞机浮筒的结构型式、飞机复合材料的强度校核等主要技术关键，以及试验和试飞概况，给出了飞机的主要性能数据及总体参数，可供研制轻型飞机设计者参考。     

高超声速飞行展望

发展下一代高超声速飞行器的需求主要来自三个方面：第一方面是军用的高超声速飞行器，包括高M数的军用飞机和导弹，特别是跨大气层飞机，将使空中的作战平台提高到一个新水平，有可能在未来的高技术战争中起到杀手锏的作用；第二方面是高超声速客机；第三方面是水平起降的完全重复使用的天地往返运输系统。研制下一代高超声速飞行器面临巨大的技术挑战，在材料与结构、推进技术和空气动力等方面需要很大的技术发展跨度。高超声速飞行器的设计工具，即地面试验、计算和飞行试验，在模拟高超声速飞行方面都有其局限性。为了发展下一代的高超声速飞行器，必须一体化地运用这些工具。一体化设计方法论的关键，是用增量形式的计算流体力学结果，将地面试验数据外推到飞行条件。     

利用均匀抽吸地板进行高速列车模型地板边界层影响的试验研究

在KD－03低速风洞中研制了一种边界层可人为控制的均匀抽吸地板。研究了在各种来流速度下均匀抽吸地板上边界层与抽吸系数的关系。在该地板上对高速列车模型气动力与地板边界层的关系进行了实验研究。对实验的几种模型状态，边界层吸除使列车模型所受阻力、负向升力和低头力矩均有明显增加，其增量与模型底部形状有关；在有侧滑角时，边界层吸除对模型气动力的六个分量均有影响。在没有边界层控制的固定地板上进行高速列车模型风洞实验，会使实验结果固边界层的影响而产生较大偏差。利用均匀抽吸地板可有效地消除边界层的影响，从而较准确地模拟地面效应的影响，提高高速列车模型风洞实验气动载荷的实验精度。而且，它的实验结果可为没有地板边界层控制装置的风洞中同类模型实验的边界层修正提供参考依据。     

结冰飞机非线性稳定域确定及安全操纵方法

结冰会恶化飞机的动力学特性,造成飞行包线收缩,威胁飞行安全,研究结冰后飞机的非线性稳定域变化对于驾驶员操纵应对策略设计以及飞行安全的提高具有重要意义。以NASA的GTM为案例飞机,首先对飞机气动参数进行多项式拟合,同时结合结冰因子模型,建立了飞机在结冰条件下的纵向通道动力学模型;然后通过分岔分析方法对飞机在不同程度结冰条件和操纵指令下的飞行状态变化进行了研究,并将其用于指导驾驶员操纵,同时考虑到分岔分析方法的局限性,利用微分流形理论确定了飞行系统的非线性稳定域,并将其作为飞行安全边界;最后针对结冰情形,提出将分岔分析方法与微分流形理论相结合共同用于操纵指导,并进行了操纵时域验证。研究结果表明,结冰会使安全边界收缩,在小扰动的作用下都可能使飞行状态超出安全边界。随着结冰程度增加,飞机的稳定性质甚至会发生变化,此时飞行状态将很难维持在原有的安全边界以内,提出了通过指导驾驶员操纵指令变化使飞行状态到达新的安全边界。研究结果对于飞行安全操纵及边界保护都具有一定的指导意义。