Relevance of zero lift drag coefficient and lift coefficient to Mach number for large aspect ratio winged rigid body

Synthetic analysis is conducted to the wind tunnel experiment results of zero lift drag coefficient and lift coefficient for large aspect ratio winged rigid body.By means of wind tunnel experiment data,the dynamics model of the zero lift drag coefficient and lift coefficient for the large aspect ratio winged rigid body is amended.The research indicates that the change trends of zero lift drag coefficient and lift coefficient to Mach number are similar.The calculation result and wind tunnel experiment data all verify the validity of the amended dynamics model by which to estimate the zero lift drag coefficient and lift coefficient for the large aspect ratio winged rigid body,and thus providing some technical reference to aerodynamics character analysis of the same types of winged rigid body.

基于“指节”驱动刚柔耦合式变弯度机翼后缘结构的设计方法

利用刚性机构驱动的变形翼,蒙皮易出现不光滑变形的现象,而用柔顺机构设计的变形翼,虽蒙皮曲线光滑,飞机的稳定性和机动性增强,但难以满足变形与承载双重优化。为此,基于“指节”驱动式仿生刚柔耦合的设计思想,本文设计了一种瓦特I型六杆驱动的变弯度机翼后缘三“指节”刚性机构,并建立了可承受气动载荷和光滑变形的柔顺机构拓扑优化方法。先设计了一种由单电机驱动的瓦特I型六杆操控机构,再改进了“指节”式驱动下变形翼后缘的变密度拓扑优化方法,后求解并给出了一种具有三“指节”式杆驱动特点的变弯度后缘柔顺驱动机构,最后对优化模型进行了刚柔体动力学、空气动力学以及流固耦合仿真,并搭建了试验平台和样机模型,对柔性变形翼的可行性及其设计方法有效性进行论证,结果表明该机翼可以光滑、连续地大变形,同时又具有较强的承载能力。

带有非均质刚柔耦合翼的无人机边界控制

随着无人机技术的快速发展及工程应用需求的不断增长,具有隐蔽性好、快速灵活及经济性能好等许多优点的扑翼无人机在国民经济生活中发挥着越来越重要的作用.然而,受无人机使用环境限制及自身快速机动运行的特点,扑翼无人机的机翼通常存在连续高频振动,这些不理想的振动会影响系统的稳定性及无人机使用寿命.因此,本文研究带有刚柔耦合翼的扑翼无人机的振动抑制及姿态控制问题.首先,考虑外部干扰对扑翼无人机系统的影响,运用哈密顿原理,将由均质刚性连杆链接非均质柔性连杆组成的扑翼系统建模为无穷维分布参数系统.随后,基于反步法,设计两个边界控制律来镇定系统.运用鲁棒控制策略,构建辅助输入信号及干扰自适应律来抵消外部干扰的影响.通过在无人机本体及刚柔耦合翼的链接处布置传感器及执行器来抵消柔性翼的振动并调节刚性翼及柔性翼的姿态至期望角位置.其后,运用李雅普诺夫稳定性理论严格证明了闭环系统的一致有界稳定性.最后,开展数值仿真实验来证明所设计控制方案的可行性及控制效果.

Influence of Autonomous Sailboat Dual-Wing Sail Interaction on Lift Coefficients

To analyze the influence of the chord length ratio and angle of attack on lift coefficients and explore the interaction mechanism between the two,we established a calculation model of the pressure distribution coefficient on the airfoil surface and lift coefficient of a dual-wing sail on the basis of the vortex panel method.Computational fluid dynamics was used in auxiliary calculation and analysis.Results revealed a reciprocal interference between the front-wing and rear-wing sails.The total lift coefficient of the dual-sail increased with an increase in the front sail chord length.The lift coefficient of the rear sail decreased with an increase in the front sail chord length or angle of attack.The front sail wake affected the pressure distribution on the upper and lower surfaces of the rear sail leading edge.

基于响应面法的刚性太阳翼可靠性分析

为保证刚性太阳翼的服役安全性,探明其运动过程中可靠度的变化规律,提出了基于响应面法的可靠性分析流程。首先,对刚性太阳翼的结构组成和工作原理进行剖析,明确了可靠性分析的评价指标;其次,对刚性太阳翼的结构进行仿真分析,并建立了以根部铰链阻力距、板间铰链阻力距、钢丝绳刚度以及时间为输入,帆板展开角度差为输出的响应面模型;最后,推导了刚性太阳翼帆板角度差阈值区间范围,并基于极限状态方程进行了可靠性分析。结果表明:所提方法能够有效地量化刚性太阳翼帆板角度差随时间的波动规律以及运动过程中可靠度随时间的变化规律,可为其进一步优化提供理论参考。

刚柔耦合仿生机器鱼传动轴动态疲劳可靠性分析

仿生机器鱼在水下工作时受载复杂,仿生机器鱼结构的可靠性对其综合性能有着重要的影响。基于扑翼推进理论,利用Matlab软件分析机器鱼尾鳍的瞬时负载。结合虚拟样机技术,建立以尾鳍传动轴为模态中性文件的仿生机器鱼刚柔耦合虚拟样机模型,分析确定传动轴的薄弱环节,结合随机载荷疲劳可靠性理论,构建以损伤量为指标的疲劳可靠度分析方法,得到了不同应力循环次数下的疲劳可靠度规律。将刚柔耦合虚拟样机技术与扑翼推进理论和随机载荷疲劳可靠性理论相结合,提出一种应用于水下仿生机器人的动态可靠性设计方法。

一种刚柔混合弦向变弯度机翼后缘设计

为实现机翼在驱动控制下实现弦向连续弯度变化,同时考虑材料变形能力,提出一种刚柔混合式变后缘翼型。通过对翼型中弧线进行几何分析,建立变弯度构型参数化模型,并以升阻比为优化目标,计算最优的刚性段下弯角度以及柔性段下弯曲线。利用计算流体力学计算,对比不同攻角下,刚柔混合偏转翼型和传统刚性偏转翼型的升力系数、升阻比等气动特性。以巡航时单位展长所要求升力为优化目标,分别求解低速巡航及降落两种工况下,两种不同后缘翼型的下弯角度及变形方式。对比两种下偏方式的压力分布、速度分布、气流分离位置等流场特性。根据优化构型制造刚柔混合式变后缘机翼模型,并进行变形能力测试。计算结果表明:刚柔混合后缘翼型在同等偏角下,具有更高的升力系数、升阻比,更优的气动特性;而在相同的飞行工况下,刚柔混合后缘翼型下偏角度要求更小,气流分离点更靠后,具有更高的气动效率。通过变形能力试验验证了柔性翼肋结构及蒙皮设计的合理性。

制导火箭弹翼张时间影响因素分析

翼张时间直接影响制导火箭弹的精确制导和快速机动能力。为了评估翼张机构性能参数对制导火箭弹翼张时间的影响程度,本文首先建立了制导火箭弹翼张机构的刚柔耦合动力学模型,然后采用单因素分析法筛选了翼张机构的主要性能参数,最后采用响应面法(RSM)研究了主要性能参数及其交互作用对制导火箭弹翼张时间的影响规律。结果表明:转动摩擦力矩、弹体飞行速度、弹簧力是影响制导火箭弹翼张时间的主要性能参数,且转动摩擦力矩对翼张时间的影响最大;交互项弹体飞行速度和转动摩擦力矩交互作用、弹簧力和转动摩擦力矩交互作用会导致翼张时间超出设计规定值;该制导火箭弹翼张机构的弹翼转动摩擦力矩应不大于2.5 N·m。本文的研究结果可以为制导火箭弹翼张机构的设计和优化提供参考依据。

柔性-刚性混合翼微型飞行器气动特性研究

提出了一种将柔性翼和刚性翼相结合的柔性-刚性混合翼微型飞行器新概念布局型式,通过与刚性翼微型飞行器的风洞对比试验研究了该新概念布局的气动特性。在此基础上,进行了柔性-刚性混合翼微型飞行器试验原理样机的飞行试验验证。风洞试验和飞行试验研究结果表明:柔性-刚性混合翼微型飞行器的新概念布局是可行的;与刚性翼微型飞行器相比而言,柔性-刚性混合翼微型飞行器具有更好的气动特性,对解决微型飞行器抗风稳定飞行问题是有效的。

提速道岔辙叉翼轨的加高值方案优化

为研究固定辙叉结构不平顺对列车过岔动力特性的影响,基于岔区轮轨系统动力学及轮轨接触关系理论,以12号提速道岔固定辙叉为例,分别建立了翼轨不同加高设计方案下的辙叉模型以及CRH2型车车辆模型,在此基础上,深入分析了翼轨加高设计对列车过岔动力特性、过岔速度以及行车平稳性的影响规律.结果表明:列车过岔时,随着翼轨向外弯折,其轮轨接触区域开始外移,并由此造成辙叉区轮对质心垂向位置的降低;通过设置合理的翼轨加高值,可有效降低辙叉区轨道的竖向结构不平顺,进而抑制轮对质心垂向位置的降低,提高列车过岔的平稳性及旅客乘车舒适度;固定辙叉翼轨加高设计,可有效改善列车直向过岔动力特性,但对侧向过岔效果有限;当加高值设置为3 mm时,翼轨加高优化的效果最佳,与无加高设计相比,加高后列车直向过岔第一轮对横向和垂向轮轨力最大幅值分别降低了45.8%和30.3%,车体横向及垂向加速度则分别降低了42.2%和26.1%;随着列车运行速度的提高,过岔时的轮轨动力响应也开始逐渐加剧,合理的翼轨加高设计将有利于提高列车的过岔速度.研究成果可为我国铁路线路道岔固定辙叉的结构优化设计提供理论参考.

超柔性太阳能无人机纵向操稳特性研究

针对高空长航时太阳能无人机的超柔性机翼气动弹性变形明显,与飞行动力学响应耦合,常规分析方法会引起较大误差的特点。本文首先采用拉格朗日方程建立了能够反映超柔性特性的结构/飞行耦合动力学模型;然后结合气动弹性引起的结构变形、全机构型变化和气动导数变化,采用根轨迹法深入分析超柔性太阳能无人机的纵向稳定性;最后研究了气动弹性变形对纵向飞行控制律的影响规律,提出了改进方案并进行了仿真验证。发现超柔性太阳能无人机的纵向特征根随机翼刚度变化很明显,尤其当刚度较小时将会出现短周期和一弯模态耦合、长周期不稳定等不利现象;采用刚性或静气动弹性模型设计得到的控制律增益偏小,同时控制机翼变形和飞行姿态可以得到更平滑的控制效果。

扑翼悬停飞行的刚体运动学建模与仿真

为了能够使昆虫悬停状态下翅膀的拍动过程用运动学方程进行表达,将扑翼飞行的翅膀简化为平面矩形刚体,翅膀的运动分解为"平动"和"转动"两种运动状态分别对其运动学建模,再利用运动的合成得到超前、对称、滞后三种不同悬停飞行模式下昆虫翅膀的运动方程。根据运动学方程,通过MATLAB仿真出昆虫翅膀悬停飞行时的拍动转角、翼尖速度和翼尖空间运动轨迹,从翼尖空间轨迹曲线可以看出,昆虫翅膀的运动轨迹是呈弯曲拉长的"8"字型,与自然昆虫观察研究结果一致。

折叠弹翼展开动力学仿真及优化

为了得到折叠弹翼展开所需的最佳装药量,采用基于浮动坐标系的多柔体系统动力学方法建立了折叠弹翼展开的刚柔耦合动力学模型,以作动力为设计变量,展开时间及弹翼最大应力为约束条件,以过载最小为目标进行优化设计,应用序列二次规划算法求解,得到了最佳作动力曲线,进而得到需用的装药量。仿真结果显示该设计方法有效降低了弹翼展开冲击,可为折叠弹翼设计提供新的思路。

新型航天器刚性太阳翼基板的平面度控制

文章对新型航天器太阳翼基板的结构进行简介,分析了刚性基板制造过程中影响其平面度的主要因素;根据这些影响因素提出了相应的工艺措施,使刚性基板的平面度得到有效控制,为新型航天器成功地经受多次飞行试验的考验奠定了基础。

新型航天器刚性太阳电池翼基板的平面度品质控制

简介了新型航天器太阳电池翼基板的结构进行,分析了刚性基板制造过程中影响其平面度的主要因素,根据这些影响因素提出了相应的工艺措施,使刚性基板的平面度得到有效控制,为新型航天器成功的经受了多次的飞行试验考验奠定了基础。

天宫一号目标飞行器电源分系统设计

介绍了天宫一号(TG-1)目标飞行器电源分系统的组成和主要技术指标。分析了国内在低轨飞行器上采用100 V高压母线、大批量使用国产氢镍电池、三结砷化镓太阳电池片和半刚性基板等关键技术。回顾了电源分系统研制过程中高电压元器件体系建立、半刚性帆板力学及空间环境设计与验证、氢镍电池在轨寿命和可靠性研究,以及高压电源系统可靠性及安全性研究等主要工作。给出了在轨运行情况。TG-1目标飞行器电源分系统的研制为我国后续空间技术的发展打下了基础。

飞翼布局飞行器结构特性分析

为研究飞翼布局飞行器结构特性,分别建立了半翼展和全翼展的静、动力学模型,以及相关试验。分析结果表明,结构弯曲与扭转变形主要发生在外翼面,内翼扭转为正,外翼扭转为负;梁轴力沿展向的分布表现为从内到外逐渐增加,在内外翼分离面达到最大,随后逐步减小的特点,并且轴力传递到内翼后,有较为明显的向后梁集中的趋势。结构弯曲刚度和扭转刚度不仅满足静力要求,同时也满足颤振要求,不会发生关于结构主要模态的颤振问题。

大展弦比机翼剖面刚度分析

通过对变截面悬臂梁在一端受载时,自由端的位移、转角和悬臂梁各剖面刚度之间关系的分析,推导出一种基于有限元模型的剖面刚度计算方法。针对某型飞机,对机翼结构进行适当简化,建立机翼主承力结构的有限元模型,采用所推导出的方法计算了机翼沿展向各剖面的刚度,其结果可为某型飞机机翼结构设计和气动弹性分析提供参考。

翼盒尺寸优化中的刚度约束法

翼盒为机翼主要承力部件,优化潜力较大,是机翼结构优化设计的重点对象。在翼盒结构尺寸优化设计阶段,考虑到计算效率和技术成熟度等因素,往往只重点考虑静强度和总体变形约束。优化结果存在不满足颤振和局部刚度要求的风险。基于刚度指标,通过HyperWorks脚本二次开发,建立了关联结构参数的机翼剖面刚度响应。实现了机翼结构尺寸优化设计中各站位处的刚度约束,为如何在机翼结构优化设计中考虑颤振刚度约束提供了新的方法。

折叠弹翼展开的刚柔耦合动力学分析

为了更精确的计算折叠弹翼展开的动力学响应,基于柔性多体系统动力学建模方法建立了弹翼展开的刚柔耦合动力学模型。引入固定界面子结构法并作适当修正来描述弹翼,有效考虑了边界处的效应,提高了计算的精度,并可使用模态应力恢复的方法得到弹翼的动应力。以某导弹折叠翼为例进行展开动力学分析,结果表明了该建模方法的有效性。