变形翼舵技术在导弹领域的应用需求及技术发展路线

采用变形翼舵技术可解决导弹对发射平台尺寸强约束问题,改善导弹升阻比及弹道末段机动性能,实现飞行全程气动外形最优,适应多任务作战需求。对国内外变形翼舵技术发展进行了概述,介绍了变形翼舵方案组成,分析了导弹对变形翼舵技术的需求,提出了单次阶跃变形、往复伸缩变形、柔性连续变形三阶段技术发展路线以及各阶段的关键技术,为变形翼舵技术在导弹武器领域的深入研究及应用提供了参考。

基于多峰分布的大尺度变形翼机构时变可靠性分析

针对机构可靠性的工程问题,提出了一种基于多峰分布的时变可靠性分析方法(iTRPD),并应用于大尺度变形翼机构的可靠性分析。首先,将变形翼结构模型离散为几个瞬时功能函数,并将其转换为独立正态变量。然后,计算出不同时刻的瞬间可靠度与各向量间的自相关系数矩阵,得到对应的概率密度函数。最后,根据协方差特性与各向量间的相关性,利用1次高维高斯积分将独立标准正态空间的时变可靠度简化为大尺度变形翼机构整体的时变可靠度。结果表明:iTRPD在分析大尺度变形翼时变可靠性时,与蒙特卡洛仿真法(MCS)的相对误差仅为-2.842%,比常规方法TRPD好;对功能函数调用次数为415,远小于MCS的1×10^(9)次;对高维高斯积分的调用,常规时变可靠性方法为35次,iTRPD仅为1次。可见,iTRPD对涉及多模态分布的时变可靠性分析具有较高的计算精度和计算效率。

变形翼无人机纵向动力学建模及飞行力学特性分析

文章建立了变形翼无人机(Morphing Wing UAV, MWUAV)的纵向动力学模型并在此基础上对其飞行力学特性进行了简要分析。首先,针对MWUAV的参数变化特点,建立纵向非线性参数变化(Nonlinear Parameter-Vayring, NPV)模型;其次,分析了参数变化对其静态特性的影响,包括升阻特性、转动惯量特性以及飞行包线的影响;最后,在建立模型和静态特性分析的基础上,在其飞行包线内选择典型分析点,进行了配平和线性化分析,得出了其配平量随参数变化的关系,并计算了其纵向长短周期模态特性。建模和分析结果可以为MWUAV的飞行状态设计以及控制器设计提供设计依据。

基于Bouc-Wen前馈及模糊PID反馈的三层MFC-PBP并联变形翼大位移控制

三层预压缩压电宏纤维复合材料双晶片(MFC-PBP)并联变形翼存在较强的迟滞非线性,严重影响变形控制精度。为了实现对其的精确变形控制,本文提出了以Bouc-Wen逆模型为前馈补偿,以模糊PID作为反馈控制器的三层MFC-PBP并联变形翼的大位移跟踪控制策略。首先,利用遗传算法对Bouc-Wen模型进行参数识别,构建前馈模型并对变形翼进行开环控制;其次,加入模糊PID反馈控制器,得到可以自适应改变PID参数的闭环控制。变形跟踪控制试验结果表明,BoucWen前馈控制的相对误差(RE)约为13.5%,将Bouc-Wen前馈模型与模糊PID结合后控制的相对误差在4%以内,提高了变形控制精度。

平面折展变形翼机构运动学与动力学分析

平面折展变形翼机构是一种可兼顾高低速工况的变形翼机构,该机构可实现翼弦、后掠角和机翼面积的变化。基于平面折展变形翼单元机构的结构组成,采用复数矢量法对单元机构进行运动学建模,采用达朗贝尔原理对单元机构进行动力学建模。采用Matlab软件对机构的动力学模型进行数值计算,并绘制机构所需的速度、加速度、平衡力的变化曲线。将数值计算结果与Adams仿真结果进行对比分析。研究结果表明:运用达朗贝尔原理对平面折展变形翼机构的单元模块进行动力学分析,可以得到机构在变形情况下的运动副约束反力和平衡力。通过对比理论计算和仿真分析结果,验证了平面折展变形翼机构动力学模型的正确性,可为该机构动力学特性的深入研究提供理论参考。

基于遗传算法的水空两栖机器人可变形翼剪叉机构优化设计

针对水空两栖机器人可变形翼的剪叉机构拟合问题,根据最优化思想,构建剪叉机构的几何模型,提出了一种优化算法以及优化流程框架。应用遗传算法对剪叉机构几何参数进行优化设计,探究剪叉单元数量与拟合误差值之间的关系,分析了优化结果对变形翼的影响,对水空两栖机器人可变形翼剪叉机构的设计有一定帮助。

可变形翼战术导弹多体动力学特性

弹翼外形随飞行环境合理变化能提高导弹的飞行性能。为揭示变翼对导弹飞行动力学特性的影响机理,基于集中质量假设,利用动量及动量矩定理,构建了变翼导弹的多体动力学模型。首次提出一种基于Missile DATCOM的协同求解方法,以解决多体运动与瞬变气动的交叉问题。仿真研究表明,所提出的协同求解方法能快速有效地解算耦合快变气动参数的多体运动方程;变翼展与变后掠对应的移动质量及变翼速度因素对导弹飞行动力学特性有重要影响。

基于多点驱动式柔性机构的变形翼后缘拓扑优化

机翼翼型由特定飞行条件设计获得,其在各工况下的气动效率皆优问题亟待解决。研究变形翼柔性后缘机构,使其在连续光滑变形前提下,最大程度满足气动最优所需变形范围。采用变密度法拓扑优化方法,以某翼型实际位移与目标位移之间的最小平方差为优化目标函数,通过遗传算法优化确定柔性后缘多点驱动载荷作用位置,建立柔性后缘综合优化模型并采用移动渐近法求解。最后应用Ansys软件仿真对优化设计结果进行检验,表明该变形翼柔性后缘能够实现要求的连续变形,验证了优化设计方法的有效性。

基于微系统阵列的变形翼的控制研究

针对基于微系统阵列的变形翼控制问题,搭建了一种简易分布式的、电机致动的变形翼模型。针对此模型,提出了协同控制的算法,使翼型快速变形,且在变形过程中保持翼面平滑。用李雅普诺夫定理证明了协同控制算法的收敛性。利用了Matlab/Truetime工具箱,进行了无网络、网络无丢包以及有丢包情况下的系统仿真。仿真结果表明:协同控制算法能很成功地对基于微系统阵列的变形翼进行控制。

变形翼的分布式协同控制方案

搭建了一个基于相互作用的智能体阵列的变形翼模型。针对该模型,提出了一种分布式协同控制方案,以驱动翼面准确平滑地变形至期望翼型。分析变形翼系统在采样通信约束下的稳定性,给出了基于Lyapunov-Krasovskii稳定性理论的稳定性判据。利用锥补线性化方法,提出了控制器设计的算法。最后使用Matlab进行变形翼的仿真,结果证明了提出方法的可行性。

飞行器变形翼张开过程运动特性研究

变形翼机构是飞行器为寻求小型化而研发的系统,以便于箱(筒)式贮存、运输和发射,节省了飞行器的贮运空间,提高了飞行系统的空间利用性能。为了研究飞行器飞行时翼片动态张开过程的运动特性问题,基于燃气理论与结构动力学,研究了不同装药量的推进剂在药室里燃烧产生的压力作用在活塞上,进而撞击变形翼系统做旋转张开运动的动力学过程。分析了不同燃气压力作用下,内、外翼张开角度与角速度和时间的关系。研究结果表明,变形翼张开运动对初始条件敏感,并且不同燃气压力会体现出不同的运动特性。

可变形翼战术导弹的研究与发展

介绍了变形翼技术的应用概况,重点阐述了其在战术导弹上的研究现状,分析了可变形翼战术导弹所具有的若干技术优势,总结出涉及可变形翼战术导弹研究的几项关键技术,指出其研究与发展的新趋势。

可变形翼战术导弹飞行动力学联合仿真研究

基于集中质量假设发展的一套适于可变形翼导弹的多体运动模型,以附加惯性项及快变气动参数的形式来反映弹翼变形对导弹动态特性的影响,涉及交叉求解不同弹翼外形对应的气动特性及运动方程。由此提出的一种基于Missile DATCOM与MATLAB/SIMULINK的联合仿真方法,应用于典型轴对称导弹的变翼动态特性研究中,快速有效。

基于超弹性材料拓扑优化方法的变形翼结构设计

基于柔性机构设计的变形翼能够在飞机航行过程中随飞行条件的变化改变其形状,从而有效地改善飞机的气动性能并降低噪声。目前柔性机构的设计大多采用基于线弹性材料的拓扑优化方法,该方法设计的柔性机构变形较小,不能很好地满足机翼大角度变形需求。为解决上述问题,采用基于超弹性材料的拓扑优化方法来设计大变形机翼前后缘内部柔性驱动机构。另外,将机翼前缘蒙皮等效成多组悬臂梁模型,结合遗传算法设计变截面厚度蒙皮,利用弯曲成形法得到初始前缘蒙皮形状。根据机翼前后缘设计区域的特点,分别优化设计了合理的驱动力位置及大小。最后,根据拓扑优化所得的结果,设计制作变形翼样机并测试其变形效果。试验结果表明,变形翼样机具有良好的连续光滑大变形能力。

变形翼微系统阵列的协调跟踪控制研究

研究了变形翼的微系统阵列的协调跟踪控制问题。为了增强微系统阵列的协调运动能力,设计了虚拟模型跟踪控制方法。针对在外部干扰作用下的微系统阵列,研究了分布式鲁棒跟踪控制律设计方法,得到线性矩阵不等式形式的控制律参数求解条件,解算方便。理论分析与仿真结果表明:所设计的控制律能够在有外部干扰的情况下,使系统渐近跟踪期望的形状,并具有协调控制能力,使变形翼在跟踪控制的过程中保持形状平滑。

平行连杆式变形翼结构设计及分布式驱动配置

为提高飞机飞行效率和多任务适应能力,设计一种兼顾高低速工况的变形翼骨架,并研究变形翼内部分布式驱动器的位置优化和数量布置问题。基于翼肋摆动变形方式,设计变弦长、变后掠、变面积、变展弦比的平行连杆式变形翼机构,以单元尺寸为参数,对翼肋摆动程度与展弦比进行分析,得到机翼参数变化曲线;以包含机翼骨架、驱动器和柔性蒙皮的单元为研究对象,通过实验法测定柔性蒙皮的等效弹簧刚度,并基于虚功原理,采用准静态力学分析方法,得到单元的力学模型,以单元变形量为目标优化函数,通过matlab优化工具箱fmincon函数求解,得到最优驱动器位置和蒙皮初始状态,并进行实验验证;采用Ansys软件模拟多个单元机构运动与弹性变形的耦合作用,得到多种驱动器布局下机构的最终平衡状态;设计了变形翼详细结构,完成了样机加工装配。结果表明:机翼平衡时的变形量与驱动器布局和结构刚度有关,当机翼结构刚度增强时,分布式驱动与单个驱动所做的变形量均收敛在理想值。采用分布式驱动会最大化变形量,更适合低刚度结构机翼,设计的变形翼样机可以实现连续变形。

三维可变形翼展向变形气动力特性数值模拟研究

为探寻三维可变形翼展向变形对其气动力特性的影响规律,采用基于求解RANS方程的方法,结合k-ε湍流模型,进行三维可变形翼定常状态下静态展向变形和非定常状态下动态展向变形气动力特性及变化规律的数值模拟研究。通过开展不同攻角和不同变形幅度下的静态展向可变形翼系列模型、以及以不同变形频率和不同变形幅度做动态展向变形运动的可变形翼模型的数值计算,分别获得可变形翼静态展向变形和动态展向变形时升/阻力系数随各输入参数的变化情况。结果表明:静态展向变形对三维机翼气动力性能略有影响,影响程度与攻角有关;动态展向变形下机翼阻力系数和升力系数时历变化规律呈类余弦曲线形式,变化幅度均随着展向变形频率的增大而增大,且展向变形幅度越大,变化幅度越明显。研究结果可为展向变形翼的气动力性能预报以及优化设计提供技术支撑。

自适应滑模控制在变形翼飞行器上的应用

针对变形翼飞行器提出了一种自适应滑模控制算法。对形变造成的模型不确定性,采用自适应补偿算法消除其对系统稳定性的影响。将外界的扰动分解成匹配项和不匹配项,设计积分滑模控制完全消除匹配项对系统的影响,同时使不匹配项满足鲁棒性能指标。通过李雅普诺夫稳定性证明自适应积分滑模控制能使跟踪误差一致渐近稳定。最后,在含有不确定项的变形翼飞行器模型上进行仿真,验证算法的可行性和有效性。

一种变形翼的气动特性数值模拟研究

为研究可变形翼在动态变形过程中的气动特性,文中利用数值模拟软件FLUENT中的动网格技术,模拟了可变形翼在不同变形速度下的变展长、变后掠和变翼型等变形过程的气动特性。结果显示翼的不同变形方式和变形速度对翼的气动特性产生不同的影响,变展长受变形速度的影响不大,而变后掠和变翼型对变形速度比较敏感。分析结果对可变形飞行器的研究具有重要的意义。

变形翼飞行器姿态自适应控制及可视化验证

选择变形翼飞行器的巡航和俯冲两个飞行模态作为研究对象,给出变形翼飞行器的两个特定飞行模态对应的运动学数学模型。由于被控对象的非线性以及结构变化引起的参数不确定性,设计了自适应姿态控制律。基于Lyapunov稳定性定理证明了所提出控制方法的可行性,实现了对飞行器的姿态控制。并运用VC++编程语言结合OpenGL图形库,创建飞行器飞行环境;利用VC++/Simulink混合编程实现数据传递,较精确地实现了变形翼飞行器在两个不同模态间动态变化飞行过程,验证了所提出方法的有效性。