基于欧拉方程的一种机翼气动弹性计算方法

利用一种双时间方法求解三维非定常欧拉方程，采用无限插值理论生成O－H型代数网格，考虑了机翼变形时的网格生成问题，通过与气动力方程的联立求解，在时间域内用二阶龙－库塔方法求解机翼弹性运动方程。计算结果表明，本计算方法具有较高的计算效率，所计算的颤振临界速度与风洞实验一致。     

复合材料后掠机翼的气动弹性剪裁方法研究

提出了一种混合多级结构优化算法,以大展弦比复合材料后掠机翼为研究对象进行了气动弹性剪裁设计。在满足强度、变形约束等前提下,以梁、肋、蒙皮厚度,对结构重量进行最小化设计;继续以减重为目标,满足颤振速度的约束,优化蒙皮各铺层的比例,并分析了优化中铺层比例对颤振速度的影响;采用遗传算法优化蒙皮的铺层顺序,以增大机翼的颤振速度。研究表明:混合多级结构优化不仅可以减轻机翼的结构重量,还能大大提高机翼的颤振速度;铺层比例优化结果表明较高的±45°铺层比例能使刚度分布更加合理高效。     

亚音速、时间域内机翼的气动弹性分析方法

本文在时间域内,利用亚音速完全非定常气动力计算方法和机翼运动方程的联合求解,计算了机翼在不同速度下的动态响应,且可根据机翼振动状态的衰减和发散来确定机翼的颤振速度。算例结果表明,本文方法得到的颤振速度与其它方法是一致的,且可明显地给出亚临界及超临界等各速度下机翼的运动规律。     

带结构刚度非线性的超音速弹翼颤振分析方法研究

提出了带结构刚度非线性的超音速弹翼的颤振分析方法。以非定常可压三维N-S方程为基础，利用NND-LU混合差分格式，Baldwin-Lomax紊流模型，C-H贴体运动网格计算非定常气动力，并和变系数颤振方程耦合，用时间推进求解的方法计算带非线性结构刚度的翼面颤振特性。通过一个带结构刚度非线性的导弹全动翼面的算例，计算研究了3种常见的结构刚度非线性(间隙型，转折型，三次型)对颤振特性的影响。计算结果表明，间隙型的刚度非线性使颤振速度下降。转折型和三次型刚度非线性能提高额振速度。在一定的速度范围内带结构刚度非线性的颤振系统可能出现极限环振荡。     

智能复合材料机翼的气动弹性剪裁

通过含有位移和电自由度的四节点板元,利用哈密尔顿原理,推导了含有压电传感器和作动器的智能复合材料机翼的机电耦合动力学方程.采用西奥道生非定常气动理论结合片条理论构建气动力模型,获得机翼的颤振方程,并利用v-g法分析了复合材料的铺层方式和反馈增益对颤振速度的影响.结果表明:复合材料的铺设方式和反馈增益系数是在相互影响下改变机翼颤振速度的.     

结合定常CFD技术的当地流活塞理论

结合定常CFD技术和超音速非定常气动力工程计算方法——活塞理论，发展了一种基于超音速、高超音速定常流场求解非定常气动力的当地流活塞理论。适用于超音速、高超音速飞机颤振中的小振幅非定常气动力计算。通过与非定常Euler方程求解结果的比较，发现在马赫数不太高或大迎角的超音速流动中，其精度比原始活塞理论高得多，也能够计算超音速、高超音速下大钝头和考虑机身干扰的复杂外形非定常气动力，扩大了活塞理论的应用范围。与非定常Euler方程或N-S方程的数值求解相比，计算效率很高。     

考虑气动弹性影响的机翼复杂气动外形设计研究

根据气动-结构一体化设计思想,结合机翼在真实飞行条件下受到气动载荷产生弹性变形的问题,进行了一种考虑静气动弹性影响的复杂机翼气动外形反设计方法研究.气动载荷及机翼结构弹性变形由基于非结构网格的三维Euler方程耦合结构力学平衡方程求解得到;用Takanashi余量修正方法作为机翼反设计方法,进行"复杂机翼气动弹性分析-简单光滑机翼反设计"循环迭代设计.以某型带有挂架及翼梢小翼的支线飞机大展弦比机翼作为设计算例,设计结果表明发展的设计方法是可行的,具有很高的工程实践意义和实用性.     

柔性翼型的气动弹性建模与颤振特性分析

运用Hamilton原理推导了柔性翼型的沉浮-俯仰-弦向弯曲三自由度运动方程,给出了考虑弦向弯曲变形的平板薄翼作简谐运动时非定常气动力的解析表达式,建立了柔性翼型的气动弹性模型．在此基础上,研究了柔性平板薄翼的颤振特性．结果表明:对于平板薄翼而言,单一的弦向弯曲运动是不稳定的．对于给定的沉浮和俯仰振动频率,平板薄翼的颤振速度和其弦向弯曲振动频率有着很大关系．当弦向弯曲振动频率小于俯仰振动频率时,发生颤振的是弦向弯曲分支,颤振速度远小于沉浮-俯仰经典模型的预测值;当弦向弯曲振动频率为俯仰的2.5倍时,弦向弯曲和俯仰分支同时发生颤振;当弦向弯曲振动频率大于俯仰的2.5倍时,发生颤振的分支转为俯仰;当弦向弯曲振动频率大于俯仰的5倍时,沉浮-俯仰-弦向弯曲模型与传统二自由度模型的预测值几乎相等．     

基于近似边界条件的三维机翼气动弹性数值模拟研究

物面边界条件采用一阶近似边界条件,计算网格采用静止的笛卡尔网格;通过求解Euler方程,得到三维机翼的非定常气动力,耦合机翼运动方程进行气动弹性的计算;流场和结构之间的数据通过无限平板样条法(IPS)进行交换.使用文中方法计算了三维气动弹性标准模型AGARD445.6机翼的颤振边界,计算结果与实验结果吻合,表明该方法可以准确高效地求解三维机翼的气动弹性问题.     

超音速引射器的优化设计

将CFD分析与优化构架相结合,建立了一个能够快速优化在不同工况下引射器构型设计的工具。首先对引射器构型进行参数化研究,确定需要优化的设计变量。然后用多目标排列遗传算法建立了包含建立和验证点的最优拉丁超立方体,其设计点的响应均由CFD计算分析得到。接着用移动最小二乘近似法建立工作流体和卷吸流体流率的描述模型。最后用遗传算法和顺序二次规划法对一系列的引射器设计进行优化,得到其全局最优值。通过使用这个优化方法,让不同适用范围的引射器设计得到了最优Pareto前沿,即其对应的最优化设计。     

超临界机翼静气动弹性特性研究

采用三维Euler方程为控制方程，计算机翼所受的气动力与静气动弹性平衡方程耦合求解，研究超临界机翼的静气动弹性规律，并以超临界弹性机翼和普通弹性机翼为算例，计算弹性飞机飞行中的真实载荷和扭转变形，并在已知弹性机翼飞行时总载荷保持不变的情况下，确定超临界机翼结构弹性在飞行中对载荷的影响。     

基于面积律概念的超音速减阻设计方法

在分析基于线性理论的跨、超音速面积律设计方法的优点与不足的基础上,依据CFD方法在流场分析和气动力计算方面的优势,提出了面积律概念指导下的CFD技术减阻设计方法。与传统的超音速面积律方法比较,该方法给出了面积律作用的物理原因,直接建立了横截面积分布与流场品质之间联系,修形设计目标直观明确、减阻效果明显,且设计工作量小,具有进行复杂外形超音速减阻设计的能力。算例表明,该方法对复杂外形的强约束减阻设计具有很好的适应性,对现役飞机改型是一种工程上简单、易行、外形改动小、结果可靠的修形设计方法;对新型飞机设计具有方案颠覆性小、周期短的优点。具有良好的工程实用性和可操作性。     

一种空空导弹可攻击区快速算法

提出一种空空导弹可攻击区快速算法。该算法将空空导弹可攻击区的快速积分计算和可攻击区多项式拟合相结合,用可攻击区多项式拟合结果作为积分计算的初始值,进行可攻击区计算。计算结果表明:该方法大大提高了积分计算的速度和空空导弹可攻击区的精度。文中成果已成功应用于某重点型号火控系统空空导弹可攻击区计算中。     

抑制高超声速飞行器级间分离气动干扰的预置舵偏设计方法

高超声速飞行器级间分离时,飞行速度约为6 Ma,动压约为70 kPa,前后体之间会有较强的气动干扰,造成飞行器出现姿态偏差。为了抑制这种气动干扰,提出了一种基于CMAC神经网络的预置舵偏设计方法。该方法利用CMAC神经网络的非线性映射作用,并对CMAC神经网络结构进行改进,不以网络输出量为网络自适应学习的输入,而是以分离后的攻角为网络学习的输入,计算不同的分离干扰所需的预置舵偏值。通过仿真验证,文中提出的预置舵偏设计能够有效抑制分离气动干扰对攻角和侧滑角的影响,能使角度偏差由4°减小到0.02°。     

惯导对准过程中陀螺仪漂移测量研究

惯导对准过程中陀螺仪漂移率的测量是一个重要的工程实际问题，经典的闭环测量在测量精度和快速性等方面存在缺点。研究了开环测漂的方案，利用递推的最小二乘法获得了陀螺漂移的计算公式。实验证明，开环测漂方案既能满足精度要求，又能保证快速性，切合工程实际的需要。     

机翼数控定位器布局及行程优化

针对机翼部件装配后姿态调整和精加工的需求, 研制了可用于支撑多种机翼的三坐标数控定位器, 并对定位器在数字化调姿及精加工平台上的布局及其在平台内投影的行程进行了分析;根据定位器行程在平台上的投影为长方形的特点, 建立了数控定位器行程的优化函数, 利用遗传算法计算出定位器的最优布局和行程范围;最后, 通过实例对分析方法进行验证.结果表明:所提出的方法是可行的, 为机翼柔性支撑中定位器的布局和结构设计提供了依据.