简介：提出了采用不同静定支持方式的全机及大型部件结构静力试验约束点载荷计算的通用化求解方法，以Matlab为平台编写了求解程序；总结了一种利用约束点载荷误差判断试验设计与加载准确性的方法。在型号静力试验中的应用结果表明了计算方法与程序的准确及可靠性，可为判断试验的设计与实施过程是否准确提供重要依据。

简介：通过一个带结构刚度非线性的全动翼面的算例计算研究了三种典型的结构刚度非线性（间隙型、转折型、三次型）对机翼振动特性的影响研究。计算结果表明：间隙型的刚度非线性使得颤振速度下降；转折型刚度非线性能提高颤振速度；三次型刚度非线性对机翼颤振的影响尚未得到理想的结果，还需进一步的研究。

简介：宏微观双尺度弹塑性模型通过宏微观联系因子获得微观尺度上的塑性应变，它是探讨高周疲劳损伤累积及其破坏机理的有效理论方法。本文基于双尺度弹塑性模型基本理论，研究了宏观载荷作用下具有塑性强化机制的微观应力应变演变规律，编写程序算法实现了比例混合塑性强化微观应力应变滞回曲线的求解。利用有限元软件Abaqus建立了三维实体模型，通过弹塑性分析获得相应的应力应变及其等效应力应变滞回曲线。对比有限元与本文算法结果，校核了双尺度模型算法的有效性。

简介：通过设计并运用一种直流电子束轨迹简易测量方法,开展了永磁约束电子束轨迹实验研究,得到了永磁铁环对60~80keV电子束约束作用的实验数据。结果表明：该测量方法方便有效,结果较为准确;永磁铁对电子束聚焦作用明显,并呈现出一定的规律性。对永磁铁约束电子束研究工作奠定了基础。

简介：基于主动约束层阻尼结构及独立模态振动控制方法，利用压电驱动器／传感器和粘弹性材料与薄板构成的复合层压阻尼结构，在理论研究的基础上^[1]，对一组悬壁板结构进行了试验研究，给出了部分试验研究结果，分析总结了主动约束层阻尼结构的主要优缺点。

简介：介绍了用HAJIF（X）软件进行线性屈曲分析的方法，包括屈曲分析的理论，屈曲分析特征值方程的推导，特征值问题的解法，屈曲分析的步骤，屈曲分析有限元数据的准备，随后，给出了几个例题，包含输入数据和计算结果，并同理论解作了比较，最后讨论了实际工程结构进行屈曲分析要注意的一些问题。

简介：基于广义层级优化的思想，提出了本文基于模型的狭义多约束分级优化技术。结合带开口加筋壁板结构优化算例对本文狭义多约束分级优化技术进行了验证。优化结果表明本文分级优化技术可行，具有工程实用价值。

简介：本文作为非线性有限元分析的一个重要应用,着重讨论接触非线性问题。既研究弹性接触问题,也讨论弹塑性接触问题。所提供的方法除运用于边界非线性问题的分析外,还适用于单独非线性弹塑性问题,具有普遍意义。

简介：文章介绍了预测学中的计算方法-线性连锁法，并结合实例，讨论了该方法在情报研究中的应用，预测了2000年先进战斗机的航空电子设备占飞机总成本的百分比，说明该方法所得的结果与实际情况较能吻合，是开展情报定量研究的有效手段。

简介：直升机作为一种特殊的飞行器,其非线性运动特性强,稳定性差,各通道的耦合性严重。针对直升机的特点,将非线性反馈线性化的方法运用到直升机的控制中,通过该方法得到解耦的直升机伪线性模型,采用经典的LQR线性最优二次型设计方法设计状态反馈控制器。仿真结果表明,设计的控制系统具有良好的性能,满足控制要求。

简介：本文作为非线性有限元分析的一个重要应用,着重讨论接触非线性问题。既研究弹性接触问题,也讨论弹塑性接触问题。所提供的方法除适用于边界非线性问题的分析外,还适用于单独非线性弹塑性问题,具有普遍意义。

简介：推进剂利用系统调节器最初设计为非线性调节。鉴于非线性的一些缺陷,后来改进为线性调节。本文介绍了这种线性调节器的设计方法.本方法避开了复杂的解析计算,借用非线性调节器的试验数据,用半经验的工程方法解决了原认为难以解决的设计问题,在实际应用中取得了良好效果。

简介：为了解决复杂空间曲面的热流加载问题，提出了一种基于多元线性回归插值的数据转换方法，并以MSCPATRAN为平台，建立了热流载荷自动加载的流程。通过算例验证可以得出，本文提出的方法在热结构分析中具有较强的应用价值。

简介：建立不同结构参数的柱面气膜密封跑道数值分析模型，基于FLUENT软件计算密封的泄漏率和气膜浮升力，采用正交试验法确定柱面气膜密封性能仿真试验方案。根据多指标正交仿真试验计算结果，采用多元线性回归方法建立人字槽柱面气膜密封跑道泄漏率性能指标的目标函数；运用MATLAB软件在各结构参数限定范围内求解其极值，并得到极值对应的结构参数；将优化后的结构参数构造的数值分析模型输入FLUENT中，对计算结果进行检验，证明了优化设计的可靠性。

简介：主要针对线性摩擦焊制备整体叶盘的方法，利用在研发动机结构形式，设计了模拟样件；结合焊接设备、焊接夹具现状，设计了多种焊接接头，并进行了分析择优；采用强度分析和振动分析等手段，确定了焊缝位置范围；通过模拟样件的振动疲劳试验，对不同焊缝位置进行了性能评价，获得了较优的焊缝位置，为后续开展整体叶盘线性摩擦焊研究提供技术支持。设计和性能考核试验表明，焊缝位置在43mm处较优。

简介：大展弦比柔性机翼在升力平衡状态下会产生很大的变形，而机翼内部应变却较小，属于典型的几何非线性。利用等效线性化思想，构造了一种考虑几何非线性影响的大展弦比柔性机翼在升力平衡状态下的振动特性计算方法，并设计实施了验证试验，验证了该方法的有效性。通过计算及试验研究了几何非线性对柔性机翼振动特性的影响，结果表明：大变形会造成柔性机翼自身振动频率明显降低，并且这种降低作用会随着翼尖变形的增大而加剧。如果不在研制中考虑此因素，将严重影响大展弦比无人机的飞行安全。

简介：首先通过对旋翼桨叶叶素的受力分析,建立了适用于大入流角和大挥舞角的非线性旋翼桨叶挥舞方程。为了使所建立的挥舞方程具有更好的通用性,首次将Snel失速模型应用于直升机旋翼失速状态下升力系数的确定问题,并通过对特定翼型进行仿真试验,验证了Snel失速模型在旋翼问题研究中的有效性。试验表明该模型具有很好的准确性,且由于该模型中不含任何试验参数,实用性强。

简介：针对某复材与金属连接件高温下由于热不匹配产生高水平热应力的问题，建立了包含多接触约束的有限元模型，对该连接件进行纯热和力热联合作用下接触分析，比较了不同间隙参数下计算结果，确定了复材与金属基座之间的初始间隙大小，从而降低了连接区域热应力水平，提高了连接强度和可靠性。

简介：针对直升机的悬停飞行状态,建立了一个基于线性规划的旋翼性能优化分析模型。应用该分析模型,以四叶模型旋翼为算例,对优化前后桨叶扭转角和环量值的分布进行了对比,并讨论了它们之间的关系。计算结果表明,应用所建立的优化方法对旋翼几何参数进行优化,可在保持旋翼拉力不变的情况下,显著减小旋翼消耗的功率。

简介：针对无人直升机非线性、强耦合的特点,将轨迹线性化的方法应用到无人直升机的轨迹跟踪当中。首先对无人直升机的六自由度刚体模型进行简化,将其转化为四个等效的仿射子系统;然后以位置运动学子系统为例按照轨迹线性化的方法通过开环前馈求伪逆和闭环反馈调节跟踪误差进行控制律的详细设计;最后给出某型民用无人直升机跟踪两种典型轨迹的仿真结果,验证了应用轨迹线性化方法进行轨迹跟踪的有效性。