摘要：为了提高充气机翼的刚度特性,需要采用较大厚度的翼型,但厚翼型气动效率整体上又不太高。探讨一种适用于低速充气类飞行器的排式双翼布局方案,并尝试给予后翼一定的初始安装偏转角,同时还研究了双翼相对位置以及翼型特性对该排式双翼布局方案的影响。数值模拟结果表明,后翼前缘驻点附近的高压区增大了前翼下表面的压力,使此种布局较普通单翼布局在中小迎角范围内可以明显提高飞行器的升力和升阻比,其中迎角4°时可将升阻比提高62.8%,而给后翼2°的偏转角可使将升阻比提高幅度达到70.5%。同时,双翼相对位置对飞行器气动性能的影响较为敏感。此外,翼型厚度越大,弯度越小,所提出的排式双翼布局方案提高升阻比的效果越明显。综合效果来看,文中探讨的布局可为充气飞机的设计提供一个新思路。

摘要：运用基于非定常Eu ler方程的气动力辨识技术,得到跨音速非定常气动力的降阶模型。基于耦合结构方程、主翼和控制面的气动力状态方程,在状态空间内建立了跨音速伺服气动弹性分析模型。运用基于输出反馈的次优控制方法设计控制律。算例首先分析了跨音速伺服气动弹性标准算例(BACT W ing)的开环结果,基于ROM技术的分析结果与基于Eu ler方程的数值仿真结果及实验结果作了比较。而后将基于ROM技术的闭环分析结果与基于Eu ler方程的伺服气动弹性数值仿真结果也作了对比,以验证控制律的设计方法和伺服气动弹性分析方法的正确性。次优控制方法设计的控制律可将颤振速度提高15%左右。

摘要：针对超音速飞行器在飞行过程中要承受的强激波带来的不利波阻,本文与传统单翼进行对比,分析了Busemann超音速双翼构型的减阻原理并充分利用了双翼间激波膨胀波的有利干涉和机翼厚度减小所带来的激波减弱效应。以常规气动布局的超音速导弹为研究对象,数值计算结果表明:设计巡航条件下,来流马赫数为2.5时,采用新型双翼气动布局能够使波阻减小42%。同时,为了消除非设计马赫数下Busemann双翼构型的壅塞问题,本文探索了一种转折变形翼面技术,计算结果表明:通过控制机翼前缘入口处和最大厚度处的面积比,该方案在非设计条件下能够基本消除阻力剧增问题。此外,在Busemann双翼基础上改进的上下翼非对称的超音速双翼构型可进一步改善实际有升力飞行条件下模型的气动性能,将所计算导弹模型巡航状态的升阻比提高了22%。综合以上结果表明,本文介绍的减阻技术可以为超声速导弹的研制和发展提供新的设计思路。

摘要：采用三维N-S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。在研究机翼的静气动弹性规律的基础上,对机翼进行型架外形设计,使之在飞行中满足飞机设计气动外形的要求,并以一后掠机翼为算例,计算结果与有关文献相吻合。

摘要：相对于光滑翼型,波纹状翼型的气动特性呈现出一些独特现象。为了深入探索这种布局的气动特点,在前期风洞试验的基础上,以NACA0030翼型为基础,设计了一组具有不同外形特征的波纹状翼型,开展了非定常数值模拟工作,详细研究了低雷诺数(Re=12×104)流动情况下波纹状外形对流场涡流结构和总体气动特性的影响规律。计算结果表明:相对于光滑翼型,波纹状翼型流动的分离流现象更明显,升力和升力线斜率有明显下降,但推迟了失速现象。波纹状翼型表面越光顺,气动特性越接近于光滑翼型。虽然波纹状翼型的压差阻力大于光滑翼型,但是波纹状外形产生的回流可以减小摩擦阻力。

摘要：分析了空间对接半物理(HIL,Hardware-In-the-Loop)仿真系统设计难点,将空间对接半物理仿真设计问题归纳为四个基本问题,即稳定性问题、动态复现精度问题、滞后补偿器的鲁棒性问题以及适应性问题。为了解决上述问题,作者阐述了空间对接半物理仿真系统设计思想,旨在空间对接频带范围内,消除或减弱仿真/硬件接口对半物理仿真系统的影响。在此基础上,确立了力和力矩传感器及其滤波器设计准则、数字控制采样频率的选取依据和运动模拟器的设计方案等。最后文章探讨了空间对接半物理仿真系统动态特性的验证方法。

摘要：通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了风洞实验中模型振动条件下的流场,以翼型振动对流场和气动力的影响为突破口,研究了模型振动对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响。研究结果表明:在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生,其提前量取决于振动的幅度、频率。风洞模型设计中的弹性轴所处的翼型弦向位置也对结果有一定影响。其研究结果对大展弦比机翼的风洞实验结果分析、模型设计有指导意义。

摘要：用三梁式、四梁式结构分别设计了用于测量微型飞行器气动性能的单分量、二分量和三分量应变天平4台。通过天平的地面静态校准给出了每台天平的使用公式,在专门设计建造的微型飞行器实验装置中,用软模型、硬模型、翼型进行了模型静态气动性能试验,用微型扑翼飞行器进行了单分量和二分量天平动态吹风试验,结果表明,所设计的天平具有较高的精准度和灵敏度,试验曲线光滑连续,实验数据可靠,为微型飞行器的研究提供了非常有效的测量手段。

摘要：针对AMD(active m ass damper)Benchm ark问题,将μ综合控制理论引入到结构控制领域.详细阐述了μ设计权函数的选取方法,建立了AMD系统的综合设计模型;根据μ理论设计了控制器,并通过平衡截断法对控制器进行降阶得到三阶控制器;最后对系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能进行了分析,仿真结果证明了μ控制器的有效性.

摘要：基于三维射影空间中点和平面间的对偶性,提出了计算机辅助设计五次样条上可展曲面的一种简单且有效的方法,通过采用该方法,可利用具有B啨zier和B样条基的控制平面设计可展曲面。基于将可展曲面作为平面单参数族包络面的思想,给出在B啨zier和B样条基下可展曲面的参数表示形式。讨论了所设计可展曲面的特点和几何构造,研究结果表明,所提出的设计方法具有现有曲线设计方法的特征,现有的对于曲线的一些几何构造技术可延伸到可展曲面的设计。