双三角翼大迎角翼面压强分布与涡态相关分析

将双三角翼翼面测压试验结果与空间涡态观察测量结果进行了定性的相关对比分析,分析表明:垂直于双三角翼翼面的典型横截面上展向压强系数Cp分布与空间涡态有明显的对应关系,Cp分布的峰值数目反映了双三角翼的双涡态和单涡态,Cp峰值随α变化反映了涡强随α的变化,Cp峰值所在展向位置反映着涡核的展向位置,Cp峰形的平坦反映了涡的破裂.     

一种求解翼面类斜截面外形的简便方法

从飞机翼面外形设计的角度，利用顺气流截面弦长与任意斜截面弦长的相互关系，导出了一种求解翼面类斜截面外形的简便方法。本方法的优点是，可以方便地给出翼面类任意斜截面外形的相对坐标值。只要算出任意斜截面的弦长，就可以很快地得到对应外形的坐标值，而无需求解复杂的曲面方程。与传统的方法相比较，减少了计算量。这对于求解着于非顺气流方向的翼肋外形来说，尤其显得方便。文中以某型飞机机翼为例，分别用传统方法和简便方法进行计算，得到完全一致的结果。     

旋转弧翼身组合体空气动力特性实验研究

本文介绍了对两组弧翼身组合体模型及一组平直翼身组合体模型的旋转效应所进行的风洞实验研究。从滚转力矩和转速两个方面证实了弧翼的自诱导滚转特性,而且在亚音速和超音速时滚转方向不同。滚转换向马赫数在0.9和0.95之间。实验研究还发现,弧翼的马格努斯特性与平直翼有很大差别,值得进一步研究。     

远程火箭弹卷弧翼气动载荷工程计算方法

根据卷弧翼气动特性，引入各种干扰因素，利用刚体弹道方程计算出卷弧翼的最大气动载荷。经实例验证表明，该方法的计算结果与飞行试验结果是符合的。     

联翼布局多控制面纵向配平特性研究

采用多控制面配平是联翼布局临近空间长航时无人机提高升阻比、延长航时、降低起飞重量的重要措施。针对某联翼布局的临近空间长航时无人机,利用CFD计算和工程估算相结合的方式,研究了其多控制面纵向配平时的气动特性和对起飞重量的影响。结果表明,采用多控制面设计并选择合适的配平模式,可以保证在良好的配平姿态和配平纵向静稳定性下,有效提高配平升阻比,降低起飞重量。     

巡航导弹可折叠弹翼展开过程的力学分析与研究

根据巡航导弹可折叠弹翼支架的结构特点和展开过程的工作状态,分别对弹翼支架在巡航导弹正常飞行和地面试验两种状态下的受力进行了详细分析,指出了两种工作状态产生差异的原因,分析了目前普遍使用的地面试验设备所存在的不足,给出解决问题的基本思路。     

基于CFD的最优变后掠规律研究

为了探寻变后掠翼飞行器最佳后掠角的变化规律,基于计算流体力学计算技术,对变后掠翼身组合体进行了气动计算,结合遗传算法对计算结果进行全局寻优,探索最优变后掠规律.首先基于变后掠飞行器设计的要求与方法,建立了“旋转式”变后掠翼身组合体三维模型;其次通过在宽广速域绕流流场的CFD数值模拟,得到了气动数据;最后结合遗传算法对气动数据进行全局寻优,得出了升阻比最佳的后掠角变化规律.仿真结果表明,采用遗传算法对变后掠飞机最佳后掠角进行全局寻优,可以得到合理的最佳后掠角变化规律曲线:在亚声速速域内随着速度的增大,为了降低诱导阻力,提高升阻比,最优后掠角平缓增大;在跨声速速域内,为了延缓激波阻力的形成,最优后掠角急剧上升.     

伞翼无人机精确建模与控制

前缘切口以及后缘下偏是影响伞衣气动力计算的关键因素。为实现伞翼无人机（UAV）的精确控制，从提高翼伞系统动力学模型的精度入手，在升力线理论的基础上，基于计算流体动力学方法，综合考虑前缘切口以及后缘下偏的影响，计算了不同切口尺寸模型的升力、阻力系数。利用最小二乘法辨识了升力、阻力系数与迎角、切口尺寸以及下偏量的关系，实现了翼伞气动力的精确计算，改进了伞翼无人机的六自由度动力学模型。对改进的动力学模型进行轨迹跟踪控制的仿真，通过与空投试验数据的对比，验证了改进翼伞系统动力学模型方法的准确性，对于伞翼无人机的仿真和控制器设计具有重要意义。     

基于适航符合性的翼身融合布局客机客舱布置设计

基于适航符合性，结合结构空间限制，从过道宽度、最大并排座椅数、应急出口布置、应急撤离、乘务员座椅布置、洗手间和厨房布置等方面，对某翼身融合布局客机方案的客舱布置开展设计，得到了382座典型两舱布置方案，该方案具有2对机头A型出口和4个机腹A型出口，4条纵向通道和5条横向通道。该布局可以满足适航标准对过道宽度、最大并排座椅数、应急出口类型、应急出口均布性、应急出口通路、乘务员数量、乘务员视界等相关要求。通过与座级相当的常规客机对比，该布局纵向和垂向空间舒适性较高，公务舱座椅排距约多出58%，靠近舱室壁板的乘客头部空间约多出4%~18%；但横向空间舒适性稍差。通过应急撤离仿真系统分析，该布局满足"90 s应急撤离"要求。     

一种仿蜜蜂类昆虫扑翼悬停控制的仿真估算研究

基于准稳态气动力模型,推导了仿蜜蜂类昆虫扑翼气动力和力矩估算公式,建立了扑翼运动函数.将仿蜜蜂类昆虫扑翼视为空间运动刚体,在其动力学方程基础上,采用分层控制策略研究悬停控制问题.外层为位置控制,X和Y位置应用PD控制算法,Z位置应用切换控制方法;内层姿态控制采用切换控制方法,并选择了一套机翼运动参数用于切换控制.最后进行了仿蜜蜂类昆虫扑翼悬停控制仿真试验,试验结果表明所设计的控制策略是有效的,一旦昆虫扑翼受到干扰偏离平衡位置后,通过自动调节能够回到平衡位置附近.