分析了高超声速飞行器机翼颤振问题及机翼颤振损伤随机翼应力的变化情况。首先研究高超声速飞行器的二元机翼模型，建立机翼颤振的动力学模型，运用活塞理论对机翼的非定常气动力进行计算，并针对一定飞行速度下的机翼的颤振情况进行分析。然后通过应力-应变σ-ε模型，应变与疲劳寿命的ε-N模型分析机翼颤振应力对机翼颤振损伤的影响。仿真结果表明，机翼颤振损伤与机翼的颤振幅度密切相关，为工程实践中的机翼可靠性分析提供了重要的参考。

为解决折叠机翼无人机在发射控制段受助推火箭阶跃力矩和展翼火箭旋转力矩双重干扰导致的控制效果不佳的难题, 采用基于最优二次型的状态最优控制算法来计算控制律接入飞控系统参与控制的时间范围, 并结合仿真试验, 最终确定控制律接入飞控系统实施舵面控制的精确时间。在此优化控制方案下, 飞控系统能够在最短的时间内结束振荡, 恢复稳定状态。经过仿真试验验证, 该优化算法将系统受到的双重力矩干扰共同作用的影响降低到较小, 顺利解决了折叠机翼无人机发射段的控制难题, 保证了无人机发射控制和飞行控制的品质。

分析了高超声速飞行器机翼关键部件的损伤演化及飞行器飞行动态对损伤的影响。在建立了高超声速飞行器机翼关键部件损伤动力学模型、飞行器动力学模型以及对机翼关键部件载荷应力分析的基础之上, 依次分析了飞行器飞行高度、速度、迎角以及控制舵面偏角等飞行器变量对机翼关键部件损伤动态特性的影响, 以确定影响损伤的关键变量。仿真结果表明, 相对于其他变量, 飞行器迎角对机翼关键部件损伤的影响是最大的。基于此结果可得出当飞行器进行高超声速飞行时, 从保证飞行安全与延长使用寿命的角度来看, 应尽量限制飞行迎角大小。所得结论为实际工程中结构可靠性设计提供了有价值的参考。

为了优化直升机升阻比, 研究了飞机设计过程中减小诱导阻力的措施, 提出了一种机翼几何扭转角的反向设计方法。该方法通过确定目标升力分布形式, 对沿翼展方向选取的设计点进行几何扭转角设计, 实现目标分布。基于升力线理论, 建立用傅里叶正弦级数表示的升力线理论积分微分方程的矩阵表示形式, 编制了低速平直机翼的气动力、气动载荷分布的计算程序和几何扭转角的反向设计程序。最后, 基于目标环量分布获得了几何扭转机翼, 并通过程序预测和数值模拟方法对优化结果进行了仿真。计算结果表明: 设计后的几何扭转机翼展向环量分布达到目标椭圆分布形式, 几何扭转机翼诱导阻力减小了17.07%, 总阻力减小了15.43%, 计算状态升阻比提高了6.5%。该方法对选取控制剖面进行设计, 可实现性较强, 具有一定工程应用价值。

研究了高速飞行器侧翼展开机构直线旋转作动器的最速展开问题。采用变分方法, 推导了最速展开槽线方程, 建立了直线旋转作动器的平面等效运动模型。推导的最速展开槽线方程虽与摆线方程近似, 但不同于以往任意一类摆线方程及其变种, 命名其为缩放摆线。给出了缩放摆线方程的一些基本特性并推导了基于该曲线方程的最速展开时间计算公式; 采用MSC.Adams运动仿真软件, 对缩放摆线方程和展开时间进行了动力学仿真验证, 仿真结果与理论计算吻合。与标准摆线展开时间的对比研究显示, 当缩放系数大于1时, 缩放摆线展开时间与标准线无明显提升, 但在缩放系数小于1的区间, 随着缩放系数的减小, 展开时间的缩短非常明显。当缩放系数为0.24时, 缩放摆线展开时间仅为原标准摆线的87%。

为提高无人机复合材料机翼蒙皮的强度, 应用遗传算法优化设计了蜂窝夹层结构蒙皮的铺层。针对复合材料结构优化变量离散化的特点, 设计了应用整数编码策略的遗传算法, 并根据Tsai-Wu准则提出了适应度函数, 参考复合材料的铺层原则给出了约束条件。然后, 通过优化设计得到了最佳的蒙皮复合材料结构铺层方案。最后, 通过有限元分析及静力试验验证了复合材料蜂窝夹层结构蒙皮设计的合理性。试验结果表明: 左、右机翼翼梢的最大变形分别为116.02 mm和105.36 mm, 小于性能要求的180 mm。探伤测试显示机翼复合材料结构没有出现损坏, 满足机翼结构的工程指标要求。此机翼结构的无人机已成功完成了首飞试验, 验证了设计结果的可信及工程可用性。

提出了一种新的近红外多光谱检测法对碳纤维复合材料结构机翼表面的残冰进行检测。建立了该方法的理论模型并进行了实验验证。首先，根据冰与水和除冰液在不同红外波段下具有不同反射光谱特性，提出了用于残冰检测的理论算法。然后对参考通道，低通道及高通道所测图像的灰度值进行比较分析， 总结得到了判断机翼蒙皮上残冰存在的对比度阈值C。最后，分析了误差可能产生的区间及消除方法。实验结果表明，对于白色涂层的复合材料结构蒙皮，当C>0.03时，就可以断定结构表面上存在残冰；当C<0时，可以断定表面上肯定没有冰；当C处于0~0.03时，为安全起见需要对蒙皮进行二次检查以消除不确定因素产生的误差。而对于其他颜色涂层蒙皮的残冰检测，要根据不同的颜色设定不同的对比度阈值C。本研究证明了可以将冰与水的近红外反射光谱差异特性应用到以复合材料结构为机翼蒙皮的残冰检测中。

为实现可变体机翼翼表温度的高精度的实时检测, 设计了一种基于长周期光纤光栅(LPG)的温度测试系统。该系统采用长周期光纤光栅作为温度传感元件, 高双折射光纤环镜作为边缘滤波器件。在边缘滤波理论研究的基础上, 提出了一种降噪增敏的算法。实验中将LPG粘贴在可变体机翼翼表材料的表面, 当外界温度发生变化时, LPG的谐振波长发生偏移, 经光纤环镜的调制后出射光强发生变化。实验结果表明, 长周期光纤光栅温度灵敏度为 0.053nm/℃,系统线性度为0.9997, 温度分辨率为0.05℃, 该系统具有较高的温度灵敏度和分辨率, 能够较好地实现可变体机翼翼表温度实时检测。

基于双激光器测量机翼弹性变形量的理论模型，应用误差分析理论，分析了飞机在飞行过程中双激光器测量方法的误差。以激光器的原始测距误差为出发点，依据误差传递公式，分析了测量机翼变形量的绝对误差和相对误差，并给出了计算仿真结果和相应的图形。研究结果对机载毫米波综合孔径成像系统的图像校正和相位补偿、机载导弹挂飞试验等具有及其重要的应用价值。

在飞机机身的上下位置分别安装一个激光器，提出了一种实时测量在飞行过程中机翼弹性变形量的方法。以激光器与安装反射镜的机翼顶端之间的测量距离数据为依据，得到机翼或机身上任意点的实时变形量。机翼或机身上任意点的实时变形量是从机翼变形数据库中提取的数据量计算得到。根据弹性薄板理论，利用理想二维梁为例说明了该方法的实现过程，并且进行仿真说明。该方法对实时测量机翼弹性变形量具有普遍意义和实际应用价值。