提出了一种大展弦比机翼管路的抗大变形设计与优化方法。首先建立了大展弦比机翼平板-不同布局管路的装配简化模型;然后分析了在机翼大变形下,管道的弯曲位置、弯曲半径、横向距离、弯曲角度等几种不同布局参数,对管路根部应力、最大应力和卡箍处变形的影响关系。结果表明弯曲位置与横向距离对应力有较大影响,弯曲位置靠近机翼根部可以降低管道根部应力,但是最大应力显著增加,横向距离的增加可以降低管路根部应力以及最大应力;弯曲位置和弯曲半径对卡箍处变形有较大影响,随着弯曲位置从机翼板根部向变形处移动,卡箍处变形量均先减小后增加,弯曲半径的增加会降低卡箍处变形量。采用遗传算法得到在机翼大变形下最优的管形布局,结果表明,卡箍附近最大应力比直管降低了51%。

研究离心式叶轮的动力特性及流体激振下的稳态响应。讨论结构动态疲劳理论，认为流体激振激起了叶轮的共振，是动态疲劳，特点是激励频率高，幅值低，能量小，激起结构多个固有模态，主要是局部模态的共振。通过一个工程实际叶轮算例，研究动态疲劳破坏的机理。采用循环对称理论，计算叶轮的模态及离心力作用下的应力分布，对流体的压力脉动进行了频谱分析。将叶片表面的静压脉动作为载荷施加于叶轮上进行频率响应分析，得到叶轮在各频率成分激振力作用下的响应，最后根据频率响应的结果计算了叶轮的疲劳寿命，为叶轮疲劳破坏提供了分析依据和计算方法。

目前在使用遗传算法或神经网络方法进行结构动力学损伤检测，需要基于少量的在线测量损伤结构数据和大量的数值仿真数据来实现，其中通过有限元方法来获得仿真数据的巨大计算量是动力学结构损伤检测方法发展中所面临的一个重要问题。本文在建模方面应用近年来提出的调整单元刚度模拟损伤的先进方法，以保证在损伤前后结构自由度数目不变；在此基础上应用特征值摄动法来减少损伤检测中计算量，并通过对复合材料层合板响应信号的小波分析验证了使用一阶矩阵摄动在有效降低计算量的同时，可以获得对损伤检测而言足够准确的响应信号。

阐明了结构振动疲劳问题的概念和定义，并指出它的特点以及它与常规结构疲劳问题的区别，文中建议将疲劳问题分为结构静态疲劳和动态疲劳两类，对这两类问题统一按照静态疲劳方法进行处理，不但不符合实际问题本身的规律性，还可能造成分析和试验的较大误差。

利用Euler—Bernoulli梁理论（EBT）和Timoshenko梁理论（一阶理论，TBT）之间，梁的特征值问题在数学上的相似性，研究了不同梁理论之间特征值的关系。将特征值问题的求解转化为一个代数方程的求解，并导出了不同梁理论之间梁的特征值之间的精确解析关系。因此，只要已知粱的经典结果（临界载荷和固有频率），便很容易从这些关系中获得一阶梁理论下的相应结果。这些解析结果清楚地显示了横向剪切变形对经典结果影响的本质特点。另外，从这些关系中获得的含有剪切变形影响的结果，可以用于检验一阶理论下梁特征值数值结果的有效性、收敛性以及精确性等问题。

用分区加权残值法研究Reissner矩形板在几何形状、边界条件等有突变时的自由振动问题.将研究对象按照结构几何形状和边界条件的具体情况划分为若干子域,在每个子域内用不同的试函数代入该域内的控制方程到内部残值,并代入板的边界条件和各子域的协调条件得到边界残值和连续性残值,然后用最小二乘法消除残值,得到特征方程.文中讨论了该方法的收敛性和计算精度,求解了开孔矩形板的固有频率,并与已有结果进行了比较,结果表明:该方法收敛性好,精度较高,适用范围广.

地面颤振试验(ground flutter test,GFT)系统采用少量激振器模拟连续分布气动力,为实现气动插值点的缩聚,推导了地面颤振试验系统的控制方程,对比了GFT系统和原颤振系统控制方程在广义力项区别,定义了激/测振点位置优化的目标函数;为了提高插值精度,充分利用结构振动已知信息,提出了虚拟激/测振点技术;采用分群粒子群算法兼顾局部寻优和全局寻优,搭建优化流程,对插值点进行优化配置。基于平板机翼开展了GFT系统激/测振点位置优化计算,构建了地面集中气动力并进行了颤振特性测试试验。试验结果表明,本研究提出的方法精度较高,满足地面颤振试验的需求。

为实现机翼在驱动控制下弦向连续弯度变化,提出了一种刚柔混合式变后缘机翼。其中,机翼柔顺段结构采用柔性气动肌腱作为驱动装置。首先,推导了气动肌腱驱动力模型;其次,将柔顺结构等效为单关节机械臂结构,建立了其动力学模型;继而建立了基于名义模型的滑模变结构PI控制模型,并对比例系数、积分系数及滑模面参数进行了整定。在此基础上,搭建了翼肋柔顺段变弯度控制试验平台及典型机翼盒段综合偏转控制平台。验证了柔顺段结构在弹性变形范围内达到目标弯度的能力,翼肋实际变形曲线与目标变形曲线误差仅为8%;同时,对控制方法及参数的动态性能进行了测试,其作动响应时间为5.5 s,超调量为0,稳态误差为6%,表明了控制系统的合理性和有效性。最后,对翼盒进行了目标角度的综合控制试验,测试了整体系统的变结构性能。

常规跨超声速风洞进行马赫数4.5试验时,常常伴有空气液化现象,造成试验数据可信度低,在高超声速风洞研制马赫数4.5喷管,具有对气流加热的能力,可以提供更加准确的试验数据。目前国内0.5 m量级高超声速风洞还不具备马赫数4.5的试验能力。通过无黏流计算方法计算轴对称喷管型面,并采用Sivells-Payne方法进行附面层修正,然后进行数值验证,证明了计算出的型面满足国军标对马赫数的设计要求,可以投入加工生产。

研究群组中个体之间的非定常流动机理,可以为仿生飞行器集群运动提供理论基础。采用基于有限元的计算流体力学方法,对前飞状态的扑翼群组个体之间水平间距对气动性能的影响进行研究。研究发现,水平间距对扑翼气动性能具有显著影响。在一定的垂直间距下,群组中扑翼可以在较小的水平间距下获得最佳的推力性能,在较大的水平间距下可以获得最佳的升力性能。扑翼气动性能的变化主要与群组中前翼和后翼的脱落涡相互作用密切相关。