摘要：为了研究鸭式布局飞机的摇滚运动,设计了一种包括鸭翼、脊型前体、边条翼、主翼和垂尾的模型,进行滚转自由度释放、静态测力、动导数试验和烟线流场显示多种技术手段相结合的风洞试验。首先为了得到摇滚从发生到消失的全过程,进行了俯仰角范围为12°~52°、间隔1°测量的滚转自由度释放试验;结果表明对应于不同的俯仰角,鸭翼布局飞机的摇滚运动也具有不同的性质,其平衡点和运动形式均发生变化。接着静态测力和动导数试验证实:在翼体结构的多涡系影响下,摇滚可在零度平衡点和非零平衡点位置处发生;且运动可为极限环和非极限环形式。最后通过流场显示,分析了在不同迎角时鸭式布局飞机形成翼体摇滚的可能的流动机理。

摘要：针对压电振动除冰方法在工程上的可用性,以平面铝板为研究对象,采用有限元模型和结构动力学分析的方法,对平板压电除冰系统中压电元件的排布规律进行了研究。以平板长度方向上的截面为研究对象,用有限元分析方法研究了二维压电耦合模型的模态振型,选取了长度方向上三阶模态振型为最佳除冰模态振型,并以此振型为后续三维模型的基础振型。针对压电元件数量、压电元件相对贴片数量和压电元件贴片集中度这三个不同的排布参数,利用三维压电耦合有限元模型,以冰层与平板交界面处的弹性应变作为激励效果的直接体现参数,仿真分析了压电元件在平板宽度方向上的排布规律。仿真结果表明:压电元件在宽度方向上排布在中间位置和边缘位置,对结构均具有较好的激励效果,压电元件的布局要避开宽度方向上弹性应变较小的位置,因此对于分布在平板宽度方向边缘的压电元件,仍然可以在目标结冰区激励出较强的振动效果;在相同的接触面积下,减小压电元件的相对贴片数量,提高压电元件的贴片集中度,均可以提高压电元件对平板的激励效果,因此在实际应用中,在尺寸和粘接结构情况允许的情况下,尽可能选择尺寸较大的压电元件;并且当曲面上压电元件的贴片范围被限制的情况下,适当提升某一方向上压电元件贴片集中度,可以提高对平板结构的激励效果。灵活结合压电元件排布规律,可以设计出可行的压电元件排布方式,为压电除冰系统的工程研究提供借鉴和参考。

摘要：最大悬停效率(FMmax)作为衡量旋翼悬停性能的常用指标,反映了旋翼能达到的最大悬停效率,但不能反映旋翼在一定桨叶载荷范围内保持高悬停效率的能力,本文给出了旋翼悬停保持能力的定义。为更准确地反映桨叶涡量分布,建立了基于升力面理论的桨叶气动模型;考虑有弯度翼型的影响,将涡量布置于翼型中弧线,随后基于自由尾迹模型、耦合刚性桨叶挥舞运动方程、翼型动态失速模型以及二阶精度时间步进格式建立了升力面自由尾迹方法。通过计算模型旋翼在不同桨尖马赫数下的悬停效率,并与试验数据对比,验证了方法的准确性。相比于升力线自由尾迹方法,建立的升力面自由尾迹分析方法能显著提高旋翼悬停效率计算精度。最后分析旋翼关键设计参数对悬停性能的影响,得到设计参数影响旋翼悬停保持能力的新规律。

摘要：以对称分布四腿悬架式月球着陆器为研究对象,建立了着陆器软着陆过程六自由度动力学模型并改进了月壤摩擦系数模型;在以上动力学模型基础上,以月球着陆器为例编制了着陆器软着陆六自由度动力学分析程序,利用该程序分析了探测器全机月面软着陆性能,重点研究了动力学模型中的月面等效弹性系数、月面摩擦系数和月面倾斜角度等参数对探测器着陆性能的影响。研究表明上述影响因素对着陆器着陆缓冲性能影响显著,通过对以上参数的合理选择可以有效缓解月球探测器月面软着陆的着陆冲击过载。

摘要：提出了一种基于多输出高斯过程(MOGP)回归模型和模拟退火算法相结合的翼型优化方法。采用拉丁超立方抽样方法在设计空间内构造一系列样本点,其中优化设计采用CST参数化方法对翼型的几何外形进行参数化表示。通过CFD流体计算得到其响应值来建立初始的MOGP代理模型。以阻力最小化为设计目标,考虑面积、升力等约束条件。通过单点优化和多点优化试验表明,发展的翼型优化设计方法达到了优化设计的目的,同时也说明基于MOGP模型的优化设计方法在气动优化设计中的应用是可行的。

摘要：利用Lennard-Jones(6-12)作用势,设计GSS-3分子碰撞模型,通过与已有的分子模型及实验数值对比,该模型能够给出正确的气体输运性质.将GSS-3模型应用到非结构网格DSMC中,模拟二维超声速平板绕流和圆柱绕流.数值计算结果初步验证该分子模型的合理性与有效性.

摘要：为了提高数值计算效率和准确性,提出了基于多级响应面法的确定翼梢小翼气动外形参数的一种优化方法。建立某水陆两用飞机带融合式翼梢小翼的机翼参数化模型后,先用Plackett-Burman试验设计筛选设计参数,并根据设计参数对目标函数的影响将其划分为3个等级:显著因素、次显著因素和不显著因素。为了逼近存在最大响应值的区域,用最速上升法确定95%概率水平上显著因素的设计中心点。最后用多级响应面法确定各级设计参数的最优设计点。该方法以采用计算流体力学(CFD)的计算结果为基础,选择了8个设计变量,共进行了68次试验。优化设计得到的最大升阻比为20.68056,数值计算直接算得的最大升阻比为20.68031,相对误差0.001%,证实了优化模型的有效性。加装小翼后,最大升阻比增加了5.62%,总阻力减少了4.13%,翼根弯矩增加了2.88%。

摘要：开展了对载人航天器维修性设计体系的研究,明确了载人航天器维修性设计体系构成,包括维修性设计、维修性验证、维修性评价和维修性管理。维修性设计包括维修原则确定、维修需求分析、维修任务规划、维修模式设计等;维修性验证包括维修试验规划、分析仿真验证、实物试验验证和在轨飞行验证;维修性评价包括飞行工程师评价和航天员评价;维修性管理将维修性设计、验证、评价工作进行有机衔接并在工程上实施。本文可以作为载人航天器在轨维修性设计工作的参考。

摘要：按照连接设计准则及机身压差载荷水平,开展了复合材料机身壁板的纵向连接设计研究。为提高壁板多钉连接结构分析精度及设计效率,发展了一种基于Fastener单元的钉群载荷计算方法,在此基础上结合单钉失效分析模型,提出了一种壁板多钉连接区的失效评估方法。首先,通过与试验数据对比,验证了采用Fastener单元求解钉群载荷的可行性;然后运用Fastener单元分析壁板连接结构的钉载分配;最后基于钉载分析结果,对局部危险区域采用单钉模型进行失效载荷计算并进而评估壁板连接区的失效载荷。本方法特别适用于快速、有效地校核多钉连接区的连接强度。

摘要：提出了用于加速气动力形状优化过程的分级型Nash基因算法.分级型算法可以看作是并行基因算法的特例,后者使用了互相联系但独立进化的子群的概念.本文在并行基因算法中引入多层分级拓扑结构以提高算法的收敛性.这种拓扑结构混合使用不同精度的模型,低精度模型用于探索搜索空间,高精度模型用于对准优解进行提纯.将此方法与Nash博弈相结合,构造了多目标优化算法,并应用于气动力优化问题.针对喷管反设计问题与多段翼型高升力优化问题,在计算机集群并行环境下进行了计算,结果表明本文的算法具有较高的加速收敛特性.