以悬臂梁为研究对象,在其上进行损伤模拟.应用有限元程序进行模态分析,模态分析的结果表明第一阶振型改变率对不同位置和程度损伤的敏感性.提出以第一阶振型改变率作为结构损伤识别的标识量.应用神经网络,成功地识别了损伤的位置和程度,指出其可行性.

为了实现自动地利用虚拟样机技术来分析飞机起落架的地面载荷，讨论了如何采用Delphi软件作为开发平台，结合Adams软件的参数化功能，设计起落架着陆仿真分析系统。主要论述了仿真分析和参数化建模的原理，程序化语言编写起落架仿真软件界面的方法，以及模型和数据库之间连接的问题。经实践应用证明，系统能够实现起落架的仿真模型和全机装配模型的自动化建立和结果分析，通过对某型起落架模型的对比分析，验证了该仿真系统计算能力的可信度。

飞行器通风冷却系统的进排气口加设格栅有助于提高整个系统的气动特性和电磁屏蔽特性。以X-47B飞行器为研究对象,设计了内埋于机身的通风冷却系统四边形开口进气道和排气道及其格栅,基于CFD方法深入分析了进/排气口格栅的4个设计参数导流角、格栅厚度、孔径形状和孔径大小,对管道系统流阻特性的影响。结果表明,进排气道的格栅导流角越小,越接近常规进排气道,表现出更好的流阻特性;而对于进气道,格栅厚度越大,整流效果越佳,而排气道的出口需要适宜厚度的格栅兼顾整流和排气阻力;圆形孔格栅在进排气道口都表现出了较好的作用效果;进气道小流量需要使用较小孔径的格栅增加整流效果,抑制内外流干扰而排气道则小流量采用大孔径格栅,大流量使用小孔径格栅提高内流向外流的掺混整流效率。

采用涡格法对折叠机翼在不同折叠姿态角下的气动载荷进行了计算分析了气动力的施加方式并将其作为折叠机翼的动力学仿真时连续变化载荷的输入建立基于ADAMS的折叠机翼动力学分析模型对不同驱动方式下变形机构的扰动以及承栽情况进行了分析.结果表明分布气动载荷施加方式更为合理.在气动载荷作用下采用恒定角速度驱动方式可以降低变形机构的受力状况提高变形机构的运动平稳性.