建立了“拍动+内折叠+外折叠+扭转”的三段式扑翼模型,运用流体仿真软件XFlow进行低雷诺数下的气动仿真,获得了折叠角个数,外折叠角折叠位置、内外折叠角幅值、机身迎角等因素对扑翼飞行器气动特性的影响。研究发现内折叠角是升力和推力改变的主要因素,而外折叠角对升力有小幅增益,对推力几乎无影响。为扑翼飞行器的进一步研究提供理论支持。

为了减小推矢装置的阻力,提出了一种楔形耳片燃气舵设计方式,采用CFD方法,对楔形耳片燃气舵装置进行仿真分析,将得到的结果与矩形耳片燃气舵组件的气动数据进行对比。结果表明:虽然安装在楔形耳片上的燃气舵升力相对减小,但由于楔形耳片本身产生一定的前向作用力,从而降低推矢装置的阻力并增加推矢装置的升阻比;楔形耳片燃气舵装置在相同升力条件下对导弹的控制力矩也有所增加。

由于新设计的仿生海鸥无人机机翼展弦比较大,机翼的振动和变形的气动力影响明显。为此,分别采用传统CFD方法和格子玻尔兹曼流固耦合方法对平直机翼和仿生机翼进行数值模拟,结果表明采用流固耦合方法分析机翼的气动弹性优势明显。在相同的计算条件下通过气动力、流场和结构响应对比找出仿生机翼的优势和不足。

根据大展弦比飞机机翼弯曲变形大、配平试验风速变化范围广等特点,在已有数据处理方式基础上,结合地面加载试验,基于数据聚类思想建立了一种新的快速数据处理方法。通过对某大展弦比柔性飞机风洞配平试验数据聚类分析,快速得到各风速下机翼的应变量,并与地面加载试验拟合函数进行插值,使得在风洞试验过程中可以对柔性机翼载荷进行快速计算,从而更好地指导不同车次风洞试验,提高试验的安全性与效率。与风洞天平试验数据处理结果的对比也表明:改进的聚类方法处理结果准确,对高频率的数据采集结果有较高效率和可靠性。

小型筒射无人机是一种新型的无人飞行器,在战场中有其特殊的用途。根据小型筒射无人机的特点,构造了具有串列翼特征的无人机气动布局并进行了数值仿真计算,分析了无人机的升阻特性、纵向静稳定性和横航向静稳定性。计算结果表明,该方案满足设计要求,可为小型筒射无人机总体设计及相关理论研究提供借鉴和参考。

为了获得组合结构在高过载环境中的加速度响应规律,进行了气锤过载冲击实验,得到带螺栓连接组合结构不同位置的加速度响应,并使用ABAQUS有限元软件对实验动态冲击过程进行仿真研究,验证了数值仿真的可靠性。利用验证的有限元模型对高过载环境中螺栓预紧力、气锤冲击速度对组合结构不同位置加速度的影响进行仿真分析。结果表明螺栓预紧力较小时,组合结构对加速度"削弱"明显,当1#和2#位置螺栓预紧力达到10 k N和15 k N时,组合结构对加速度"削弱"作用减小并趋于稳定;初始冲击速度增加,相邻位置加速度差值增加,差值基本呈线性关系,斜率分别为0.025 66和0.013 57。以上结论为实际工程应用抗过载设计提供参考依据。

针对非光滑气动弹性系统,结合增量谐波平衡方法和快速傅里叶变换,提出了改进的增量谐波平衡方法;通过对数值解进行傅里叶变换,确定响应中的主导频率,然后利用获得的主导频率建立增量谐波平衡方程,获得较少数目的线性化代数方程组,求解该线性化代数方程组,得到高阶近似解;以迟滞非线性和间隙非线性的气动弹性系统为例,将本文的方法获得了系统的响应与数值解对比,验证本方法的准确性,讨论了谐波个数对解精度影响以及两种非光滑系统中的参数对响应幅值的影响。

分析了高原靶场试验数据,利用C-K法辨识获取了弹丸那在不同海拔高度下的阻力系数、升力系数、静力矩系数等各气动系数(导数)变化规律,其与平原地区风洞试验数据(气动参数)差异恰恰是高原与平原地区的不同。在高原地区进行火炮射击决定射击诸元时必须考虑气动参数。