防空导弹翼面弹性支承边界参数识别

利用系统可测自由度上获得的不完全模态来识别尾翼的边界支承参数。直接由特征方程出发求解边界的未知位移和内力，借此计算边界动刚度，同时对带有一定误差的已知试验模态进行叠代修正，然后通过最小二乘法求解边界的支承刚度和附加质量。本文方法简捷。精度和效率都较高。在防空导弹及其他相关领域都有一定的应用价值。     

通用航空飞机的三翼面布局研究

本文对国外通用航空中三翼面布局飞机的研究概况作了简要叙述，并归纳了正常式、鸭式和三翼面布局相互对比的理论研究和实验研究状况。根据Ｐ－Ｍ理论，计算了五种三翼面飞机和试验模型的诱导阻力因子、升阻比以及翼面升力比等。通过计算分析，发现大前翼小间距的第一类三翼面布局和小前翼大间距的第二类三翼面布局的气动特性有明显的差别，且前翼与机翼间的水平间距对诱导阻力因子和升阻比的影响较大。     

自动化技术在飞机活动翼面结构方案论证中的应用

为了探讨飞机活动翼面结构布局方法 ,并提供一种基于现代集成设计技术的、具有良好操作性的、用于结构方案论证时的新方法 ,本文采用模块化策略和几种手段相结合的思想作为技术途径 ,具体表现为将CAD、CAE和结构拓扑优化组合使用 ,以UG作为CAD几何造型平台 ,以ANSYS作为CAE建模平台 ,利用作者提出的敏度阀值概念和约束补偿措施构造出一种拓扑优化新算法。以实际飞机型号作为算例 ,优化结果与真实的结构布局形式相比较 ,能够指出传统设计的不足之处 ,这既验证了本文建立的物理模型的合理性 ,又考核了该优化算法的有效性 ,同时 ,也说明了本文提出的“结构布局方法”具有一定的实用性。最后 ,从该方法的良好操作性可以预示出它对未来飞机活动翼面结构设计 ,会具有指导性     

基于余量修正原理的多翼面气动力反设计方法

 将Takanashi 的余量修正方法由只针对单独翼面发展到针对多翼面问题, 形成一种处理多翼面升力系统的余量修正设计方法, 以此为基础发展了一种跨音速多翼面升力系统气动力设计方法, 形成了相应的跨音速多翼面设计软件, 并将该软件与国外先进的CFD 分析软件相结合, 形成跨音速多翼面升力系统气动力设计软件系统。利用该多翼面空气动力设计方法, 以鸭式布局为例, 进行了双翼面升力系统的气动力设计。设计实践表明本文的设计方法和软件具有很高的实用价值。     

三翼面飞机前／后操纵面协调偏转对飞行载荷的影响

基于静气动弹性分析方法，对三翼面布局飞机进行飞行载荷分析，研究了平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系的变化和动压变化，对配平关系和气动面载荷分布的影响。结果表明：平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系对于配平和前翼、平尾的载荷分布有重要影响，在开展这类飞机的气动性能和结构强度设计时，有必要通过特殊方法（如优化方法）对协调偏转关系进行综合设计。     

飞机翼面结冰对飞行特性影响的研究

结合Y-12、Y-7、“双水獭”机型翼面结冰研究的部分成果,归纳出翼面结冰对飞行特性参量造成的影响,针对翼面结冰对飞行特性影响的分析方法提出建议。     

翼面隐身结构电磁散射特性稳健优化设计研究

隐身结构是指由蒙皮和多种内部材料组成的、能满足承载要求、并具有明显降低雷达散射截面(RCS)的结构.阐述了一种典型的翼面隐身结构方案.为了进一步挖掘该隐身结构减缩RCS的潜力和考虑到实际情况中作为设计变量的吸波材料、玻璃钢电磁参数以及内部几何形状会有一定偏差,应用基于代理模型的优化策略,对其进行电磁散射特性稳健优化设计.研究结果表明,经过优化设计后,能显著降低翼面隐身结构RCS及其对设计变量的敏感性.     

高速飞行器翼面结构热振动试验的TARMA模型方法

高速飞行器翼面结构的热振动试验研究对这类飞行器的设计和安全飞行具有重要的意义。采用时变自回归滑动平均(TARMA)模型方法建立了受热时变结构系统模态频率辨识的数学模型,并用一个数值算例进行了验证。将地面振动测试系统与瞬态热环境模拟系统相结合,设计了翼面结构热振动试验系统并模拟结构的瞬态温度场,同时对纯随机激振力激励下受热时变结构系统的振动位移信号进行测量,并用TARMA模型对时变固有频率进行了辨识,获得了前4阶固有频率随加热时间的变化规律,并将辨识结果与数值计算结果进行了比较,两者误差在5%以内。另外,在稳态均匀热环境下辨识得到的结构系统固有频率变化与数值计算结果也吻合得很好。通过将均匀温度场与瞬态温度场下的结果进行对比分析,指出了瞬态热环境下时变结构的固有频率随加热时间变化的趋势主要由结构材料属性的退化和结构内部不均匀热应力的影响共同决定。     

地面颤振模拟试验中的非定常气动力模拟

地面颤振模拟试验作为一种颤振研究的新方法,可以有效地弥补传统气动弹性试验的不足。对地面颤振模拟试验的主要难点,即非定常分布式气动力集成减缩加载的方法开展研究:基于亚声速偶极子格网法和活塞理论建立了亚声速以及超声速翼面的非定常气动力模型,通过曲面样条插值以及有理函数拟合获得了试验时域减缩气动力;提出以颤振关键模态的振型为优化目标,使用遗传算法搜寻气动力最优减缩位置的优化方法;建立了闭环系统的时域状态空间模型,使用颤振时域仿真结果与频域理论结果进行对比,对比发现二者误差可控制在3%以内。研究结果表明,该文提出的非定常气动力模拟方法可以很好地表征翼面非定常气动力分布特性,可以作为地面颤振模拟试验研究可靠的理论基础。     

考虑复合材料蒙皮稳定性的飞机翼面结构布局优化设计

 复合材料蒙皮稳定性是飞机翼面结构设计需要考虑的重要方面。由于翼面结构稳定性理论分析的复杂性,工程中,通常采用与理论分析相比拟的简化方法、使用简便可靠的经验公式在设计过程中进行稳定性校核。多墙式结构是当前翼面结构中普遍采用的结构形式,墙的布局和蒙皮的厚度对复合材料蒙皮的临界屈曲载荷有着重要影响。因此,针对多墙式翼面结构,以工程经验公式为基础,以蒙皮单位长度上的的重量为优化目标,以墙的布局参数和蒙皮厚度为设计变量,以临界失稳载荷为约束,建立了一种考虑复合材料蒙皮稳定性的翼面结构布局优化问题的数学模型,导出了目标函数敏度计算的解析式,并提出了优化问题的求解方法。以翼盒结构为例,验证了该方法的有效性。