高超声速气动热弹性分析涉及流场、结构场和热力场间的相互耦合,计算复杂且耗时长。根据分层求解策略提出了一种基于降阶模型的高超声速气动热弹性分析框架。分别采用系统辨识法和本征正交分解法对高超声速气动力和气动热建立降阶模型,并与模态叠加法耦合实现热配平状态下气动热弹性问题的快速计算。以典型高超声速三维机翼为例,预测热结构的颤振动压,并与全阶流⁃固⁃热耦合计算结果对比吻合较好。所提出的气动热弹性分析框架提高了计算效率,而且精度高,可应用于工程分析中。

针对几何非线性效应明显的大展弦比机翼，使用两种传统线性缩比方法（刚度和质量耦合下直接进行模态匹配与解耦刚度和质量后进行模态响应匹配的方法）与非线性的缩比方法对某大展弦比机翼进行了仿真计算与比较分析，得出传统的线性缩比方法得到的缩比模型与设计目标相差较大，非线性缩比方法误差较小，即非线性缩比方法更加适用于存在明显几何非线性效应的大展弦比机翼的结论。

基于结构刚度非耦合,设计了在扭转方向存在双线性非线性的全动舵面,并对其开展了数值仿真与风洞试验研究。用接触对模拟双线性非线性,基于CFD/CSD耦合建立了该舵面数值仿真模型,考虑了初始接触刚度、触点震颤和接触摩擦力等因素。结果表明:初始接触刚度变化,对数值模拟所得极限环幅值几乎没有影响;采用接触时间控制能够有效解决触点震颤,使流固耦合模拟过程数值稳定;接触摩擦力增大,数值模拟所得极限环幅值减小;数值计算所得极限环幅值随动压的变化规律与风洞试验吻合。

利用递归神经网络(RNN)模型具有时间记忆性,且会考虑之前的输入输出对当前输出影响的特点,以递归神经网络方法建立了NACA0012翼型在跨音速阶段的非定常气动力模型;利用CFD计算NACA0012翼型绕其刚心作变频俯仰运动的跨音速气动力系数为训练数据,建立跨音速非定常气动力模型。以建立的跨音速非定常气动力模型预测NACA0012翼型作俯仰简谐振动的气动力系数,并与CFD计算的气动力系数进行对比。结果表明,该模型具备优良的逼近非线性非定常气动力的能力;针对跨音速二维翼型,该模型相比CFD可以更快速地构建,并能迅速且较为准确地预测不同频率下作简谐振动时的气动力。