一种直纹渐变曲面展开的通用算法

根据微分几何的定理，对直纹渐变曲面的形成进行了分析，为了实现直纹渐变曲面的自动展开，又对曲面上的扭曲四边形的组成元素进行分析，利用曲线的参数方程，给出了计算扭曲四边形的展开元素长度的具体方法。为了实现直纹渐变曲面自动展开的算法，采用局部坐标系平移和旋转的方法，可方便地进行展开元素长度及求交点的计算，这一算法适合于一切用解析式表示的曲线形成的直纹渐变曲面的自动展开。最后，通过两个直纹渐变曲面自动展开的实例，说明自动展开通用算法的过程，并给出了相应的展开图。     

3维Minkowski空间中的特殊直纹面

研究了3维Minkowski空间中由非类光曲线的修正达布向量场生成的直纹面,证明了这些直纹面都是可展曲面.此外,对于该直纹面的微分几何性质进行了研究.     

空间曲线的从切线构成的可展曲面

给出曲线的从切面上的直线－从切线构成的直纹面Σ是可展曲面的充分条件，并根据曲线曲率，挠率的性质，得到几个结论。     

空间机构中直纹约束曲面的性质分析

采用微分几何学的活动标架方法研究空间机构中的直纹约束曲面的性质及不变量与不变式，得到了一般直纹面成为定斜，定轴和常参数三类直纹约束曲面的充要条件，为空间机构分析和综合提供了理论依据。     

三元叶片型面造型对离心压缩机叶轮气动性能影响的数值研究

以某一离心压缩机中的任意曲面叶轮为研究对象,将其"直纹面化"以降低制造成本,同时研究发现,直纹面化处理后任意空间曲面三元叶轮的气动性能下降。为了提升直纹面叶轮的气动性能,通过设计8+1套改型设计方案、调整叶片型线控制点、改变叶片前缘及尾缘坐标,并借助流体计算软件Numeca进行了数值模拟,由此求得了性能曲线及内部流场。结果显示:当直纹面叶轮叶片进口安装角扩大时,气动性能明显下降,反之亦然;当直纹面叶轮叶片出口安装角扩大时,压比的提升较为明显,叶片出口安装角缩小时,效率的改善更为显著;综合改进叶片前缘与尾缘的型线,可使直纹面叶轮的气动性能显著提高。研究表明,直纹面叶轮气动性能对叶片型线变化非常敏感,通过适当地改进型线可以有效提升直纹面叶轮的气动性能,使之不低于原任意曲面叶轮的气动性能。     

空间曲线的从切线构成的可展曲面

给出曲线的从切面上的直线——从切线构成的直纹面是可展曲面的充要条件．并根据曲线曲率、挠率的性质,得到几个结论．     

基于固定边界的直纹面构造近似可展曲面

对边界固定直纹面提出用重新参数化边界曲线的方法来提高直纹面的可展程度。首先对一类边界曲线为二次的直纹面，证明了用一次有理函数重新参数化边界曲线可以使直纹面真正可展，然后对其他的边界曲线分别为二次和三次的直纹面，给出了衡量其可展程度的目标函数，并用牛顿迭代法求出使目标函数极小的一次有理函数，用求得的一次有理函数来重新参数化边界曲线使直纹面实现近似可展。最后通过改进方法，对一些特殊情况引入了分段的一次有理函数来重新参数化边界曲线，使得直纹面的可展程度有了进一步提高。     

三维Minkowski空间中的圆纹曲面

在三维闵可夫斯基(Minkowski)空间中定义了以类时曲线为脊线的圆纹(canal)曲面,并对温加顿(Weingarten)圆纹曲面进行了分类.与三维欧氏空间类似,首先以类时曲线的伏雷内(Frenet)标架为基础,结合圆纹曲面的几何定义,得到了伪正交标架下以类时曲线为脊线的圆纹曲面的参数方程.然后,建立此类圆纹曲面的基本理论,包括第一、第二基本量,高斯曲率和平均曲率等.在此基础上,得到了高斯曲率和平均曲率之间的关系,并对Weingarten圆纹曲面进行了详细的讨论.得到了三维Minkowski空间中以类时曲线为脊线的Weingarten圆纹曲面是管道曲面或者旋转曲面的结论.     

与曲线或曲面有关的各种单参数直线族或平面族

本文讨论与曲线或曲面有关的单参数直线族或平面族,及它们生成的直纹面或包络面的各种几何性质,得到一些与经典定理平行或推广的结果。     

可展曲面及其母线的正交轨线

这篇小文是从直纹面母线及其正交轨线的角度研究直纹面成为可展曲面的条件,得到了一些有益的结果,同时对于可展曲面母线的正交轨线也作了讨论。     

后掠机翼跨音速静气动弹性特性研究

后掠机翼在飞行过程中受气动载荷影响,其机翼将产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机性能和飞行安全,不能将此种机翼当作传统的刚性机翼加以弹性修正的方法进行分析。针对这种弹性后掠机翼,应用发展的非结构动网格生成方法,以Euler方程为控制方程,耦合结构静平衡方程,采用结构影响系数法,对中等展弦比、大展弦比后掠机翼的气动力载荷和结构变形进行了求解,并对结果进行了分析。     

基于滑移网格技术的串列翼推进性能分析

以有限体积法结合Standard k ε湍流模型求解黏性不可压缩Navier Stokes方程,采用滑移网格技术实现了串列翼前后翼间的相对运动,分析了前翼拍动后翼静止的串列翼系统的推进性能.探讨了衰减频率、拍动振幅以及前后翼间距对串列翼推进性能的影响.计算结果表明,串列翼的推力主要由前翼产生,且在一定的衰减频率和拍动振幅范围内,串列翼均较传统的单翼拍动具有更高的推进效率,同时,前后翼间距对串列翼推进性能影响不大.     

变前掠翼无人机翼身连动机构设计

针对变前掠翼无人机设计了一种翼身连动机构,使无人机能够根据任务需求,在直机翼、前掠翼、三角翼之间进行气动布局转换,从而在整个任务飞行过程都能达到性能最佳.该连动机构为一环形卡槽式结构,在连接翼梁的卡槽两端布置有4个油腔,通过电磁活门控制高压油液驱动翼梁旋转,从而完成机翼的转换.该结构使翼升力在翼根的应力集中通过环形槽两侧的作用点被分散,避免了因翼根加固所导致的结构增重.     

一种超音速飞机三角机翼结构方案研究

针对某超音速飞机的三角翼,设计了带平行翼梁的梁式三角翼结构和带内撑梁的梁式三角翼结构两种方案;分析了三角翼两种结构方案的受力特点,并采用有限元方法对比分析了两种结构方案的强度和刚度特点.通过分析和比较得出了带平行翼梁的梁式三角翼结构受力特性更好,更适合于能够布置中央翼的三角翼飞机.     

FSAE赛车新型曲面前翼尾翼气动优化设计

通过优化设计大学生方程式赛车的空气动力学套件,可有效提高赛车的性能。在满足大学生方程式汽车大赛(FSAE)设计规则的前提下,率先采用曲面翼设计理念,优化设计了重庆大学方程式赛车的前翼和尾翼。结合翼形分析软件Profili与Xfoil,进行详细的翼型选型与攻角确定。基于计算流体力学的三维流场数值模拟,优化了赛车的前翼和尾翼。对比多种造型策略,确定了新型减阻曲面翼造型,选用"直主翘襟"尾翼和箭状曲面前翼的空气动力学套件。优化后的赛车整车负升力系数提升至1.68,负升阻比提升至1.91。     

折叠式主弹翼气动特性研究

针对制导航弹的气动设计要求,设计了一种前后折叠式弹翼.并使用数值计算和工程计算方法研究前后折叠式弹翼、钻石背弹翼以及后折前张式弹翼的气动特性.计算结果表明:前后折叠式弹翼与钻石背弹翼升力系数在攻角较小时接近,在攻角较大时,前后折叠式翼的升力系数大于钻石背弹翼;前后折叠式弹翼的升阻比最大;后折前张式弹翼的外形滚转阻尼力矩系数最小;钻石背弹翼的外形滚转阻尼力矩系数最大.     

斜置飞翼大型超音速客机气动设计研究

对一架巡航马赫数为1.41的斜置飞翼大型超音速客机进行了气动设计,包括翼型设计以及机翼模型的生成.采用翼型参数化控制方法调整机翼的平面形状、扭转、弯曲和厚度分布,使机翼具有一个近似的椭圆载荷分布和Sears-Haack面积分布.通过研究升力系数和后掠角对斜置飞翼升阻比的影响,得到一个无黏的最佳设计结果.     

串联驱动变弯度机翼设计与气动性能分析

针对飞行性能要求,采用NACA4412翼型设计了一种串联驱动变弯度机翼方案。将机翼沿弦向分为5个翼段,前缘部分为主承力结构固定段,后缘4段翼面由4个舵机实现串联驱动。偏转翼段内部采用空间五面体桁架结构,表面敷设复合材料弹性蒙皮。翼段间采用连杆止动以限制相对转角。建立了机翼的运动学分析模型,计算了变弯度机翼的作动速度。建立了机翼的气动分析模型,对4个典型飞行工况的气动性能进行了分析,并与传统舵面机翼性能进行对比。研究表明,在相同飞行工况下,弦向四级串联驱动变弯度机翼的作动时长仅为传统机翼的25%。起飞阶段升阻比增大71.94%,滚转机动时力矩增大12.46%,进近阶段升力增大11.19%,接地后减速阶段阻力增大104.83%。串联驱动变弯度机翼相对传统舵面机翼具有更优的操纵特性和气动性能。     

基于载荷设计的电动飞机复合材料机翼结构优化方法及试验验证

基于柔度法静气弹分析方法,对电动飞机复合材料机翼考虑气动弹性载荷的结构优化方法进行研究。以考虑翼型弯度的涡格法计算机翼气动载荷,并与CFD计算结果进行对比,验证其准确性。使用遗传算法对机翼结构进行铺层优化,以铺层度及铺层角度百分比为优化变量,结构重量最低为优化目标,强度及复合材料工艺性作为设计约束,对机翼结构进行优化,计算强度时考虑气动弹性载荷。最后通过静力试验验证仿真结果的准确性。研究表明直机翼考虑气动弹性载荷后翼根弯矩、剪力及扭矩均有增加,基于该优化方法可设计合适的机翼结构刚度,在满足强度设计要求同时能达到减重目的。     

蜻蜓滑翔时三维串列柔性双翼气动效能分析

为进一步揭示蜻蜓翼在被动的柔性变形和串列双翼柔性干涉作用下对气流的影响机制,本文基于STAR-CCM+软件,采用流固耦合方法对Navier-Stokes方程进行数值求解。研究了杨氏模量为3 800 MPa、泊松比为0.25时,蜻蜓柔性复翼的变形及其气动特性响应规律。研究表明：蜻蜓翼保持正向高置差气动布局均会带来相似且有益的影响。迎角5°时,1.2 mm的高置布局相比低置气动布局的升力系数提升了5.2%,当迎角增大到25°时,差值达到19%。双翼干涉效应下,前翼的气动特性会得到明显的提升,后翼虽会损失一定的气动力,但总体而言,动态干涉是有益的。从双翼气流分离下诱导的后缘涡强度来看,后翼的涡要明显强于前翼。9 m/s以后,蜻蜓滑翔时由前翼承担主要载荷的方式缓慢过渡到后翼,而且后翼翼梢处受载较明显,其最大变形达到16 mm;扭转变形方面：速度一定时,随着滑翔时失速迎角增大,后翼的动态弯扭变形明显强于前翼,验证了蜻蜓翼大迎角下利用后翼机动滑翔的观点。