全机模型模态局部化及频率曲线转向研究

研究了某机简化模型线性振动的模态局部化现象，以及与此现象密切相关的频率曲线转向现象，运用近频摄动理论中的缩聚方法，深入探讨了局部化和曲线转向现象的发生机理和规律，提出了一个简单判据，计算实例验证了理论分析所得的结果。     

碰撞阻尼器对机翼／外挂系统颤振半主动抑制分析

本文在碰撞阻尼器引入机翼/外挂系统的基础上,分析了碰撞间隙对机翼/外挂系统颤振速度的影响,建立了半主动抑制颤振模型,用增益调度控制方法对带碰撞阻尼器的机翼/外挂系统进行反馈控制。结果表明,机翼/外挂系统颤振速度大大提高。     

弯曲板固有振动分析的动态有限元素法

本文把Przemieniecki动态有限元的概念推广应用于弯曲矩形板的固有振动分析。文中构造了满足控制微分方程的静态形状函数阵,并对二阶修正形状函数阵加以某种限制。使得所建立之弯曲板的运动方程,在不计频率高阶项时,能退化到常规分析的形式。从而,克服了Gupta所建立之薄膜及平面应变板动态有限元不能与常规分析相协调的缺点。最后,利用所建立之矩形板元的动态刚度及质量矩阵,计算了悬臂板的固有频率,得到合理的结果,证明了方法的有效性。     

考虑结构对称性的测量振型正交化方法

提出了一种改进的飞机结构测量振型正交化方法，该法首次考虑了飞机结构对称性及测量指示函数高低的影响，算例表明，本文方法更符合实际，且能大大提高计算效率。     

碰撞阻尼器抑制机翼／外挂颤振的研究

对利用碰撞阻尼器抑制机翼／外挂颤振问题进行了研究，分析了碰撞阻尼器抑颤的机理，提出了“模态转移抑颤”的概念．针对碰撞阻尼器的非线性阻尼特性，在抑颤机理分析中采用了等效线化法和数值仿真法两种途径，并对一个带翼尖外挂的准三角机翼模型进行了抑颤风洞实验．实验结果及理论计算都证明了该方案的可行性：在机翼外挂联接处安装碰撞阻尼器后，系统的颤振速度提高了２９．４％，颤振品质也大获改善。     

尾翼气动弹性抖振模型设计与抖振试验研究

针对尾翼非升力型抖振问题,提出尾翼非升力型抖振试验气动弹性模型设计的经验性原则和一种实用的非升力型抖振特性指标。设计制作了某机尾翼气动弹性抖振模型,进行了不同俯仰角和偏航角下的风洞试验。风洞试验结果表明随着机身俯仰角的增加尾翼振动响应没有突变现象发生,偏航角的改变对尾翼振动响应变化趋势影响不大。     

考虑弹性机翼影响的旋转颤振方程的求解方法

在文献（１）所建立的系统不含阻尼的运动方程的基础上，引入结构阻尼，经过巧妙的推导和演算，将原系统方程变换成一个便于求解的广义复特征值问题。接着，我们首次提出了一种非常有效的双迭代算法对问题进行求解。应用本算法对某型螺旋桨飞机的旋转颤振进行了计算，并主要弹性机民办的影响。结果表明，本文算法合理，分析系统的强度及颤振问题极其有效。     

弹性支承对三维曲壁板颤振特性的影响

提出了一种在四边简支曲壁板上附加一个弹性支承来提高曲壁板颤振临界动压的方法,研究了弹性支承的位置和刚度对曲壁板颤振速度的影响规律。应用von Karman大变形应变-位移关系来描述曲壁板的结构大变形,用一阶活塞气动力理论计算曲壁板的气动力,采用虚功原理和有限元方法,建立起带弹性支承的圆柱壳曲壁板在超音速气流中的颤振方程。通过求解曲壁板系统的特征方程获得其颤振临界动压。运用频率重合理论分别分析了改变弹性支承刚度和位置对曲壁板颤振特性的影响。结果表明,与不带弹性支承的曲壁板颤振特性相比,弹性支承位于不同位置时,会对曲壁板的颤振动压产生明显不同的影响:1弹性支承位于曲壁板中心点附近区域或位于弦向中线上时,都会导致曲壁板颤振动压降低且随着支承刚度的增大而减小;在曲壁板中心点处,颤振动压降低幅度最大;2弹性支承位置沿垂直于气流方向且远离弦向中线变化时,都会使颤振动压提高,且随着支承刚度的增大而增大;3当支承位置在前缘和后缘部位顺气流方向变化时,颤振动压都会提高;4采用附加弹性支承的方法来提高曲壁板颤振动压时,应将弹性支承布置在曲壁板展向中线距边界20%弦长处。     

一类非线性颤振问题的奇异摄动解

本文将非线性振动理论中的多尺度奇异摄动法推广应用于以非定常气动力理论为基础的机翼非线性颤振分析,给出了系统颤振响应的渐近解析解,并对解的稳定性进行了分析,得到的稳定颤振边界与数值积分结果相吻合。用本文的方法对带立方型非线性刚度的颤振系统进行分析,具有既定性又定量的优点,有进一步研究的前景。     

二次矩阵特征值一种改进的有效算法

本文提出了二次矩阵特征值问题的一种改进的有效算法。文中,利用本算法计算了双层空间框架的模态特性,并与文献[3]中的算法和实验值进行比较。结果表明,本算法是很有效的。