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。     

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.     

基于N-S方程的弹性机翼载荷分析方法研究

以N-S方程为控制方程计算机翼气动力，考虑机翼的结构弹性的影响，采用结构影响系数法建立结构平衡方程计算弹性变形，两个方程相互迭代耦合求解，计算弹性飞机飞行中的真实载荷，并在已知弹性机翼飞行时总载荷的情况下，确定结构弹性在飞行中对载荷的贡献。     

某支线飞机超临界机翼设计研究

文章在翼身组合体构形下,采用面向机翼的精细修形设计方法针对某支线飞机进行了超临界机翼设计.由于支线飞机机翼面积较小,在满足气动性能的前提下,能否满足结构设计的要求就成为本次修形设计所考虑的主要因素.设计实践表明,在合理的设计思想指导下,当初始外形与设计目标相差较大时,采用渐近修形设计技术仍然可以得到比较满意的结果.     

基于流固耦合方法的大展弦比机翼非线性颤振特性分析

针对大展弦比机翼的柔性大、变形大的特点,基于非定常涡格法求解机翼的非定常气动力,考虑了大展弦比机翼的几何非线性效应,提出了计算大展弦比机翼非线性颤振分析的新方法。以某平板机翼为例:计算了机翼静气动弹性变形、振动特性和颤振特性随着攻角增大的变化规律;比较了颤振结果线性解与非线性解的差别。相关的分析结果表明:大展弦比机翼颤振分析需同时考虑几何非线性效应和气动网格变形。     

基于控制理论方法的跨声速弹性机翼反设计方法研究

结合飞行器在真实飞行条件下受到气动载荷结构发生弹性变形的问题,进行了基于控制理论的跨声速弹性机翼气动反设计方法研究。气动载荷及结构静弹性变形量由气动/结构方程的耦合求解得到。目标函数对设计变量的敏感性信息通过求解相应的共轭方程获得。大展弦比跨声速弹性机翼气动反设计算例结果表明发展的设计方法是成功的,计及静气动弹性变形影响的设计机翼压力分布能够收敛于目标机翼的压力分布。     

机翼-机身-尾翼结构的跨音速颤振分析研究

利用无限插值方法(TFI)生成三维多块贴体运动网格，以Navier-Stokes方程为控制方程，求解机翼-机身-尾翼结构的跨音速非定常气动力，并与颤振方程耦合迭代计算，求解飞行器广义位移响应的时间历程，根据广义位移的时间历程的衰减、等幅和发散振荡等情况确定飞行器跨音速颤振临界条件。为了提高计算效率，研制了以多台微机组成的分布式计算系统。开发了颤振分析并行软件。经算例验证，计算结果与实验结果和理论分析相吻合。     

带副翼三维机翼粘性绕流计算的嵌套网格方法

严格考虑副翼端面和机翼切口流动而运用嵌套网格方法,生成了带副翼三维机翼的计算网格。流场计算采用雷诺平均Navier-Stokes方程和Johnson-King湍流模型。数值计算结果与实验值吻合很好。     

基于直角叉树切割网格的复杂外形N-S方程数值模拟

对于粘性绕流的数值模拟，在直角叉树切割网格的基础上，结合三角形非结构网格和矩形结构化网格，利用其各自的优势和特点，提出了一种生成混合染交网格的思路和方法，在物面附近生成了适合粘性流计算的大长宽比矩形网格，地远场分布直角叉树切割网格，快速离散计算空间。对于复杂的多体问题，采用三角形网格来连接 各体网格，并运用网格合并的方法，保证了各网格之间的光滑过渡过连接，提高了网格的质量，针对复杂多段翼型绕流问题，在上述网格基础上，采用B－L代数湍流模型和中心有限体积法，完成了Navier-Stokes方程（N－S方程）的数值模拟，计算结果表明，网格生成和流场计算都是正确的。     

采用非定常N—S方程的翼型颤振特性分析研究

以非定常N－S方程为主管方程,计算翼型振动的瞬时非定常气动力,并与颤振方程耦合求解,用时间推进的方法,计算了结构响应特性。经多个算例计算,研究了颤振的临界速度随马赫数的变化规律以及极限环振荡等非线性特性。计算结果与其它献计算结果吻合很好。     

无限长偏心旋转圆柱间Taylor涡动问题研究

对径向滑动轴承中润滑油膜从层流到湍流的流动状态进行了研究，分析了轴承中润滑油膜的速度分布、压力分布间隙比，偏心率等参数的影响。本文对滑动轴承润滑油膜流动的分析方法不同于以往的局部理论和小参数理论，采用原始变量的差分法直接从运动基本方程出发，绎运动方程中小是一项不作删减。     

惯性项对动静压浮环轴承推力部分静特性的影响

在假定油流为不可压缩、定常、层流的情况下 ,利用计入惯性项的N -S方程组 ,得出了计入惯性项的径向 -推力联合浮环动静压轴承雷诺方程 ,计算了其推力部分的静特性 ,并分析了惯性项对各静特性的影响 .数值解表明 ,在雷诺数不大的情况下 ,惯性项对承力的影响不大 ,而泄流量会随简化雷诺数的增加而增加 .     

基于松散式代理模型管理框架的亚音速机翼优化设计方法研究

基于N-S方程的三维气动外形的优化设计一直以来都因为存在众多的设计变量和庞大的计算量问题而无法实现,为了解决这些问题,文中发展了一套机翼气动优化设计系统,该系统基于模拟退火粒子群优化算法、松散式代理模型以及动网格和改进的HicksHenne函数变形技术,选取翼根、翼梢各18个设计变量进行参数化。按某型飞机设计要求,在给定设计指标下进行优化设计,研究了基于松散式代理模型管理框架下,训练样本采用拉丁超立方方法对Kriging代理模型的预测能力进行评估,以及应用该代理模型框架进行了亚音速机翼的气动外形优化设计,结果显示,优化后机翼的气动特性有着显著提高。     

粗糙表面间隙流动的近似解法

应用类似于Mangler变换,在考虑流体的惯性力和粘性力的同时,将具有正弦波粗糙度的平行平板间隙流动转换为光滑平行平板间隙流动,使问题得到了简化,从而获得了粗糙平行平板间隙流动的N-S(Navier-Stokes)方程的近似解。理论分析与实验结果基本吻合。     

微型扑翼绕流的N-S方程数值模拟

基于广义无限插值理论生成了适用于模拟微型扑翼粘性绕流的三维C-0型网格,应用有限体积法结合双时间推进技术求解了微型扑翼在低速、低雷诺数下的粘性绕流.控制方程采用预处理后的三维可压缩非定常N-S方程组,有效地克服了低速流动条件下求解常规可压缩N-S方程遇到的刚性问题.通过与参考文献结果的比较验证了文中方法的正确性,并研究了扑翼相关参数对其气动特性的影响.文中所得到结论对扑翼的气动设计具有指导意义.     

基于合体立领的男性颈部形态指标分析

文章基于人体测量学和服装结构原理,运用马丁人体测量仪对50名男性大学生(年龄20-25周岁,170 cm高)进行了接触式人体测量,获得以下四组静态数据:颈根围、颈围、肩颈夹角和肩斜角,以及九组动态数据:在颈部前屈45°、后仰45°、侧倾45°时的颈前高、颈侧高、颈后高。运用SPSS软件对以上数据进行分析得出了颈根围与颈围得回归方程,动态下的适合领高,以及领高、运动幅度、领斜角的函数关系,以期以上分析为合体立领以及基于颈部的其它款式的领型结构设计提供科学依据。     

Trajectory Optimization Design for Morphing Wing Missile

This paper presents a new particle swarm optimization (PSO) algorithm to optimize the trajectory of morphing-wing missile so as to achieve the enlargement of the maximum range. Equations of motion for the two-dimensional dynamics are derived by treating the missile as an ideal controllable mass point. An investigation of aerodynamic characteristics of morphing-wing missile with varying geometries is performed. After deducing the optimizing trajectory model for maximizing range, a type of discrete method is put forward for taking optimization control problem into nonlinear dynamic programming problem. The optimal trajectory is solved by using PSO algorithm and penalty function method. The simulation results suggest that morphing-wing missile has the larger range than the fixed-shape missile when launched at supersonic speed, while morphing-wing missile has no obvious range increment than the fixed-shape missile at subsonic speed.     

火灾下钢筋混凝土结构热弹塑性变形分析

为了研究钢筋混凝土结构在火灾作用下的力学性能,利用弹塑性理论,根据材料不同的屈服法则,分别给出了钢筋和混凝土材料考虑温度变形和徐变变形热弹塑性问题的增量本构方程。考虑钢筋和混凝土力学性能随温度的变化,编制程序对钢筋混凝土简支板进行了非线性分析,并利用相关文献的试验结果,对本构方程的正确性和适用性进行了验证。对火灾作用下1榀单层单跨钢筋混凝土框架进行了非线性分析,并给出了部分节点位移随受火时间的变化规律。结果表明,钢筋混凝土结构在高温下会产生很大变形,钢筋混凝土框架梁柱节点位移随受火时间变化的曲线并不是呈单调变化趋势,有拐点存在,梁柱节点竖向位移值小于梁跨中节点值。