深埋洞室围岩破坏区域碎裂化的非均匀弹性分析

根据实验研究发现，在深部开挖的围岩中观察到的区域周期结构，是以巷道围岩中的破裂区域和相对完好区域交替出现，这种现象被称为区域碎裂化现象。区域碎裂化现象是深部岩体工程响应的特征和标志，在分析深部岩体工程围岩变形、破裂和稳定性时必须要考虑区域碎裂化现象和破裂区的残余强度，它决定了深部岩体工程开挖、支护方案特点和原理，同时，区域碎裂化现象的产生并不是岩石达到一定深度而产生的突变过程，而是蕴涵着地下工程变形破坏的一种本质特征，只是在一定的应力作用下的明显体现，因此对深部岩体工程区域碎裂化结构形成规律的研究不仅对深部开采具有重要的工程意义，同时也对浅部地下工程建设具有重要的实际意义，本文通过力学分析对区域碎裂化形成机理进行理论研究。     

精确复现机翼摇滚运动的控制技术

为快速、精确地复现自由摇滚实验得到的机翼摇滚运动，在控制伺服电机的传统PID参数基础上增加了基准速度修正系数Kv，并将其视作PID参数的一部分，在此基础之上给出了一种PID参数的快速估计方法。利用该方法可以快速得到不同试验状态下控制伺服电机复现机翼摇滚运动的PID参数，提高了调试反馈控制量的效率。同时，发现在进行PID参数调节之前对速度时序曲线进行光滑化预处理，能为进一步进行PID调节打下坚实基础，提高电机驱动模型复现机翼摇滚运动的精度。最后，通过风洞试验对给出的方法进行了实验验证。     

机翼涂敷吸波材料减缩雷达散射截面的研究

推导出了光滑凸体金属表面涂敷吸波材料时的后向雷达散射截面 ( RCS)公式。对一系列涂敷吸波材料的金属平板进行了 RCS测试和理论计算。为提高计算精度,给出计算 RCS的工程修正方法。在此基础上,对机翼前后缘局部涂敷吸波材料。研究结果表明,机翼前后缘涂敷吸波材料可以有效地控制 RCS     

舰面直升机旋翼瞬态气弹响应分析

建立了舰面直升机起动和停车过程中的旋翼瞬态气弹响应分析方法,在桨叶结构建模中考虑了桨叶的挥舞、摆振、扭转和拉伸变形并计入了桨叶重量影响和因旋翼速度变化产生的惯性力。桨叶气动力计算采用时域非定常空气动力计算模型,包括非线性分离和动态失速的影响。用实验数据对分析方法进行了验证。      

后掠翼身干扰区流动显示

在水槽中利用激光片光源及荧光素纳染色液显示方法,研究了圆柱、机翼与平板交接区及后掠圆柱、后掠机翼变迎角情况下的干扰流场结构、特性及参数影响规律.实验结果表明,除Re数之外,模型迎角、后掠角等参数对干扰区马蹄涡特性有很大影响.研究发现后掠圆柱及后掠机翼在一定条件下存在一类既不同于马蹄涡也不同于卡门涡的空间稳定发展的三维旋涡系即背涡.背涡在一定的迎角及后掠角条件下发生破裂;机翼背涡随迎角变化具有不同于圆柱背涡的特点.讨论了干扰背涡产生的机制及其与马蹄涡的相互关系.此外还给出了对于干扰流场典型截面的PIV测量结果.     

混合遗传算法在气动弹性多学科优化中的应用

利用遗传/敏度混合优化算法对复合材料前掠翼飞机进行气动弹性剪裁设计研究.在满足强度、位移、升力效率、副翼效率、发散速度和颤振速度等约束条件的前提下,以机翼复合材料蒙皮铺层的厚度为设计变量,对蒙皮进行重量最小化设计.研究表明,在飞机结构初步设计阶段单纯使用基于敏度的优化算法,很难满足设计上的要求;使用遗传/敏度混合优化算法可以取得较好的结果,该方法适用于飞机结构初步设计.还研究了偏轴角对优化重量的影响.分析结果显示,对于文中所研究的这类蒙皮使用由0°、90°和±45°纤维组成的铺层的复合材料前掠翼飞机,在满足多个约束条件的前提下,其优化重量对于偏轴角的变化相对不敏感.      

中等后掠机翼平面参数设计与实验研究

采用Euler数值计算方法,对60多种中等后掠角及展弦比的切尖菱形机翼、双三角机翼纵向气动力特性进行了计算、分析和比较,从中筛选出16种切尖菱形机翼、14种双三角机翼进行了全机高速风洞实验研究,给出了机翼的展弦比、前缘后掠角、根梢比(后缘前掠角)及几何扭转变化对全机升力、阻力及俯仰力矩的影响曲线和数据分析,在此基础上提出了用于定量估算两类机翼纵向气动力特性的关系式及修正因子。本文研究结果为建立战斗机机翼气动力设计数据库及飞机气动布局设计提供了实用的数据和设计参考。     

Correction method of airfoil thickness effect in hinge moment calculation of a folding wing

The influences of airfoil thickness on the aerodynamic loading distribution and the hinge moments of folding wing aircraft are presented in this work. The traditional panel method shows deficiencies in the calculation of folding wing’s hinge moments. Thus, a thickness correction strategy for the aerodynamic model with CFD results is proposed, and an aeroelastic flight simulation platform is constructed based on the secondary development of ADAMS. Based on the platform, the developed aerodynamic model is verified, then the flight-folding process of the folding wing aircraft is simulated, and the influences of airfoil thickness on the results are investigated. Results show that the developed aerodynamic model can effectively describe the thickness effect of the folding wing. Airfoil thickness, which cannot be considered by the panel method, has a great influence on the hinge moments during the folding process, and the thickness correction has great significance in the calculation of folding wing’s hinge moments.     

Optimization and design of an aircraft's morphing wing-tip demonstrator for drag reduction at low speeds,Part Ⅱ-Experimental validation using Infra-Red transition measurement from Wind Tunnel tests

In the present paper, an ‘in-house' genetic algorithm was numerically and experimentally validated. The genetic algorithm was applied to an optimization problem for improving the aerodynamic performances of an aircraft wing tip through upper surface morphing. The optimization was performed for 16 flight cases expressed in terms of various combinations of speeds, angles of attack and aileron deflections. The displacements resulted from the optimization were used during the wind tunnel tests of the wing tip demonstrator for the actuators control to change the upper surface shape of the wing. The results of the optimization of the flow behavior for the airfoil morphing upper-surface problem were validated with wind tunnel experimental transition results obtained with infra-red Thermography on the wing-tip demonstrator. The validation proved that the 2D numerical optimization using the ‘in-house' genetic algorithm was an appropriate tool in improving various aspects of a wing's aerodynamic performances.     

联结翼飞机主要布局参数对全机升阻特性影响研究

联结翼飞机具有重量轻、刚度大、诱导阻力低等优势。采用涡格法,研究联结翼主要布局参数(前翼后掠角、前后翼展向连接点位置、前后翼垂直方向高度差)的变化对升力系数、阻力系数和最大升阻比的影响。所得计算结果对联结翼飞机气动布局参数的确定具有参考价值。