基于系统工程的巡航阶段机翼变弯度设计

针对大型宽体客机环保和经济性等方面的需求,提出在传统高升力控制系统实现起降增升、增阻的基础上,增加巡航减阻功能,通过机翼变弯度控制实现飞机在长时间巡航过程中的气动效能最优。首先,基于系统工程正向设计的思想进行了需求分析,提出巡航减阻的功能要求。随后,围绕需求和功能开展了物理架构设计,并分析了架构的安全性,提出了“集中式”和“分布式”两种设计方案;对比两种方案的优缺点,并从工程实现角度给出了方案的选用建议。最后,开展巡航减阻控制律的设计并进行了计算与仿真分析。计算表明,巡航机翼变弯度设计可提高航程、减少燃油消耗,满足飞机提出的环保性和经济性要求。仿真结果表明,在自动驾驶接通时接入巡航减阻功能,飞机构型变化过程平稳,满足飞行品质要求。

变弯度机翼后缘结构试验技术研究

本文针对全尺寸变弯度机翼后缘柔性蒙皮大变形的结构特点,对变弯度机翼后缘结构试验技术进行了研究。在对几种随动加载方法进行对比研究的基础上,提出了一种丝杠模组与力控作动筒联合主动控制的随动加载方案。通过变弯度机翼后缘结构地面试验对该随动加载方法进行了试验验证,试验结果表明,采用该随动加载方法,加载精度与测量结果均满足试验要求,可以实现气动载荷的准确施加。本研究为可动翼面的载荷施加提供了参考,试验数据为变弯度机翼后缘设计改型提供了依据。

机翼变弯度技术研究进展

通过改变机体结构气动外形,确保飞行器在不同飞行状态下持续获得最优气动效益,一直是航空领域的研究热点,而机翼变弯度(VCW)技术是其中一个重要研究方向。首先,分析总结了机翼变弯度技术所带来的综合收益,详细阐述了不同飞行器对机翼变弯度技术的具体需求;然后,分别从变弯度前缘和后缘回顾了过去数十年的发展历程,分析了当前面临的主要技术难点;最后,预测了未来发展趋势,并对机翼变弯度技术的未来研究方向提出了建议。

三维变弯度机翼前缘柔性蒙皮优化设计

光滑连续变弯度机翼前缘具有降低噪声和提升气动效率的优势.该文在二维翼型柔性蒙皮设计方法的基础上,提出了一种面向后掠机翼变弯度前缘柔性蒙皮的设计方法,其主要改进在于沿翼展方向对多个翼型进行同步优化、对目标函数进行修正从而解决了畸形变形问题,对现有带精英策略非支配排序遗传算法(NSGA⁃Ⅱ)进行修改以适应三维蒙皮的多目标优化求解.研究表明,与现有设计方法相比,该方法可使柔性蒙皮的变形精度提高27%,实现其在下垂状态下的高精度外形.

变弯度机翼前缘柔性蒙皮优化设计方法与变形机理研究

光滑连续变弯度机翼前缘具有降低噪声和提升气动效率的优势,针对其变厚度柔性蒙皮,目前的研究主要集中于优化方法设计,而缺乏对蒙皮变形机理和变厚度方案优劣的分析。因此,首先对变弯度前缘设计区域进行了定义,然后开展了变弯度机翼前缘的蒙皮变形机理分析,总结出理想条件下柔性蒙皮的变形机理、实际变形与理想变形产生差异的原因及变厚度柔性蒙皮方案的设计难点和局限性,最后以机理分析为基础,提出了后掠变弯度机翼前缘柔性蒙皮的优化设计方法,并以真实翼型的变弯度前缘翼段为研究对象,完成了变形仿真分析。数值模型实现了变厚度柔性蒙皮的高精度变形,验证了该设计方法的有效性。

一种适用于变弯度机翼后缘的蒙皮设计方法

蒙皮作为机翼的重要组成部分,其形变精度直接影响飞机在不同环境的气动性能。基于便于加工和易于形变的思想,提出了一种用于变弯度机翼后缘的变截面厚度蒙皮设计方法。利用所提方法优化设计了3~8段机翼后缘上、下缘蒙皮的各段厚度和长度,对不同分段蒙皮的变形结果进行了对比分析,通过叠层蒙皮实验验证了设计结果的正确性及所提方法的有效性。

后缘变弯度机翼设计优化中网格自动生成技术

基于CFD技术开展民机机翼后缘变弯度气动设计优化中,机翼后缘变弯度设计的几何参数化和网格自动生成是优化设计流程的前置处理子流程,也是研究开发重要方面。针对研究问题提出了机翼后缘局部网格变形策略,开发了基于自由曲面变形(FFD)技术的几何参数化和RBF-TFI混合插值技术的局部网格变形程序,在此基础上建立机翼后缘变弯度优化设计流程。为了提高网格变形效率,还提出了RBF插值基序列筛选方法,开发并集成于BRF-TFI混合网格变形程序。以某型民机为算例,开展机翼后缘变弯度气动设计优化数值研究,验证了变形网格自动生成技术在多方式组合复杂变弯度机翼设计优化中的适用性。

考虑几何非线性的变弯度机翼鱼骨结构分析研究

针对变弯度机翼柔性后缘结构的大变形问题,从几何非线性角度,开展变弯度机翼主要变形结构鱼骨形柔性肋的大变形分析研究。建立基于几何非线性的链式梁约束模型的鱼骨结构大变形理论模型并计算变形,与有限元仿真及试验结果对比参考。结果误差证明链式梁比线性理论方法精度更高的反映结构的变形情况。运用链式梁约束模型对鱼骨结构的非线性特性对结构产生的影响进行了分析,大变形时,位移对载荷的变化响应较大,结构稳定性与可控性较弱,所以结构设计功能变形应少占用非线性大变形区域。基于结构非线性特性的影响、轻量化及驱动载荷范围,对柔性鱼骨结构的中心板厚度的尺寸设计提出更为合理的设计方法。

飞行器机翼变形驱动机构研究

为了优化飞行器气动特性,提升飞行效率,研究用于连续变弯度机翼的多级连杆驱动机构。采用ANSYS流体分析功能研究最大弯曲角度下变弯度机翼的气动特性;采用ANSYS静力学分析功能研究极限载荷条件下驱动机构的结构强度;并通过仿真分析与样机测试对驱动机构的运动情况进行研究。研究结果表明:变形机翼获得升力系数为1.4,所受最大气流动压1 078 Pa,小于下表面屈服气流动压4 916 Pa;驱动机构所受最大应力37.3 MPa,小于结构屈服强度55.2 MPa;机翼弯曲变形角度可达±25°,满足了飞行器对改善飞行特性方面的需要。

刚性变弯度机翼设计及低速风洞试验研究

飞行器机翼变弯度技术可以实时调整机翼弯度来提高飞行效率,以适应复杂多变的任务环境,被认为是未来航空技术研究方向之一。考虑到当前技术成熟度和可靠性,设计了一款由四段刚性翼盒构成的变弯度机翼。变弯度机翼具有结构复杂,难以精确建模的特点,在初步设计阶段需要结合仿真计算和风洞试验开展研究。首先通过气动力计算软件XFOIL对刚性变弯度机翼进行仿真计算。然后设计变弯度机翼风洞试验平台,搭建测试采集系统,对刚性变弯度机翼进行低速风洞试验。仿真计算结果和风洞试验结果表明提出的刚性变弯度机翼作为变弯度机翼的一种设计方案,结构简单可靠且变形效果显著,在增升减阻,保证高升阻比和提供机翼配平力矩等方面具有优势。该方法设计的变形机翼风洞试验平台结构可靠,容易操作,其试验值和仿真计算值平均相对误差小于15%,能正确反映转角变化对刚性变弯度机翼气动力的影响,为设计方法的发展和未来实际飞行器的设计提供验证手段。

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。

基于交叉簧片式铰链的变弯度机翼机构设计

为了研究机翼弦向连续变弯度的设计问题,提出由柔性后缘机构与刚性连杆驱动机构组成的机翼变弯度设计方案以及建模分析方法.基于交叉簧片式柔性铰链设计机翼机构构型.采用链式梁约束建模方法,建立柔性后缘机构的理论力学模型,得到其受力和变形的关系,并利用有限元仿真对理论力学模型进行验证.在力学模型的基础上,采用NSGA-II多目标遗传算法优化机翼机构的相关尺寸参数,提升机翼的气动特性.经优化,机翼巡航阶段的升阻比提升1.09%,起降阶段的升力系数提高2.54%.经实验验证了设计的变弯度机翼机构变弯度的精度和变弯度的范围.

变弯度机翼后缘多电机分布式控制系统设计与验证

飞机变弯度机翼后缘通过机械机构和/或柔性结构变形驱动,根据飞行状态实时连续光滑调节机翼弯度,从而获得最优气动效率,实现减阻、减重、降低燃油消耗等目的。本文针对全尺寸变弯度机翼后缘多节转动模型设计并搭建了测控系统,选用改进的偏差耦合算法,实现了三台电机的协同控制,以角度传感器和光纤变形传感器融合的反馈实现机翼后缘偏转闭环控制;完成了系统软、硬件的设计,并对全尺寸后缘模型驱动系统进行了空载及地面加载试验。结果表明,测控系统可以实时控制电机间的角度偏差在允许的误差范围内,在有无载荷情况下,驱动系统工作无显著差异;在随动加载情况下,驱动控制系统能够使变弯度机翼后缘偏转到设定角度,控制系统超调量小于0.20°,三电机最大角度差小于30°,满足变弯度机翼的协同偏转要求,为下一步变弯度机翼实现三维变形提供了技术储备。

刚柔混合变弯度机翼控制方法研究

为实现机翼在驱动控制下弦向连续弯度变化,提出了一种刚柔混合式变后缘机翼。其中,机翼柔顺段结构采用柔性气动肌腱作为驱动装置。首先,推导了气动肌腱驱动力模型;其次,将柔顺结构等效为单关节机械臂结构,建立了其动力学模型;继而建立了基于名义模型的滑模变结构PI控制模型,并对比例系数、积分系数及滑模面参数进行了整定。在此基础上,搭建了翼肋柔顺段变弯度控制试验平台及典型机翼盒段综合偏转控制平台。验证了柔顺段结构在弹性变形范围内达到目标弯度的能力,翼肋实际变形曲线与目标变形曲线误差仅为8%;同时,对控制方法及参数的动态性能进行了测试,其作动响应时间为5.5 s,超调量为0,稳态误差为6%,表明了控制系统的合理性和有效性。最后,对翼盒进行了目标角度的综合控制试验,测试了整体系统的变结构性能。

变弯度机翼技术发展研究

飞机变弯度机翼通过机翼前后缘变弯度机构和/或柔性结构变形驱动,根据飞行状态实时连续光滑调节机翼弯度,从而获得最优气动效率,进而实现飞机减阻、减重、降低燃油消耗等目的。随着新材料、新结构技术的发展,光滑连续变形结构已成为飞机未来发展方向。变弯度机翼涉及气动总体需求分析、轻质变形结构设计、柔性大变形可承载蒙皮、智能材料驱动器、分布式协同变形控制等关键技术,以关键技术为牵引进行变弯度技术研究,是未来变弯度机翼工程化应用的重要途径。

基于双层弹性连接的气动变弯度机翼结构设计

变弯度机翼是未来先进飞行器的重点研究方向之一,机翼结构刚度和弯曲变形能力之间存在的固有矛盾是变弯度机翼结构设计的难点。本文设计了一种新型的结构与功能一体化变弯度机翼结构。基于自然界中含羞草的感性运动机理,一方面在变弯度翼肋的弹性变形区布置双层阵列M型弹性连接件,以兼容结构刚度和柔性变形的要求;另一方面在翼肋内嵌气动肌肉,满足翼型变形驱动的同时,维持整体翼型结构刚度。通过原理样机的仿真分析与实验测试,结果表明该变弯度机翼设计可满足实现向上13.5°以及向下9.5°的弦向弯度变化效果,从而验证了该变弯度机翼结构设计的可行性。

变弯度柔性机翼与多段翼型气动特性对比研究

随着民机飞行性能要求的不断提高,机翼变体技术逐渐成为研究热点,在柔性变形翼设计与传统后缘襟翼优化方面研究成果逐渐增多,而对于两种机翼构型在不同飞行工况下的气动性能对比则研究较少。本文以标准NACA4418翼型为基础,分别建立柔性变后缘弯度机翼及二段翼二维模型,通过求解定常不可压Navier-Stokes方程,研究了在飞行参数及后缘偏转角相同的情况下两种翼型的升阻力特性,并分别讨论不同迎角、不同后缘弯度对两种翼型气动性能的影响。本文结果对民机变弯度机翼构型设计具有一定的工程参考意义。

基于多目标载荷路径法的形状变形机翼后缘柔性机构拓扑优化

柔性机构具有易于实现连续光滑变形及重量轻、易于控制等特性,将其应用于变弯度自适应机翼可以实现机翼外形随飞行状态的改变而连续变化。由于柔性机翼在达到最优气动外形的同时受气动载荷的作用,因而设计的柔性机构应具有稳定的结构。笔者基于遗传算法,提出采用具有同时考虑变形要求和满足承载能力的刚柔多目标函数的载荷路径法对某机翼后缘进行拓扑结构优化,并对结果进行ANSYS仿真。通过载荷扰动对比分析,说明优化所得的柔性机构具有较好的稳定性。最后,对结构变形进行模型实验验证。结果表明笔者提出的方法合理、有效。

柔性蒙皮变体机翼多电机分布式驱动系统研究

针对可变弯度柔性波纹蒙皮后缘模型结构,采用了多电机驱动技术,设计并制备了机翼模型、驱动及测控系统;采用改进的偏差耦合算法,实现了驱动系统中3台电机的角度同步控制;完成了系统软、硬件的设计,并对后缘结构模型驱动系统进行了空载、地面加载及风洞等多组实验研究,结果表明:测控系统可以实时控制电机间的角度偏差在允许的误差范围内,在有无载荷情况下驱动系统工作无显著差异;承受风洞载荷情况下,柔性后缘结构偏转速度可达1.7°/s,超调量小于0.3°,电机启动阶段角度差小于20°,匀速运行阶段角度差小于10°。

变弯度机翼后缘滑槽耳片连接设计与验证

当前民用飞机的变弯度机翼主要通过机械式驱动实现机翼变形。在变弯度机翼后缘变形时,机翼蒙皮与驱动机构中驱动杆的相对位置关系会发生变化,往往导致驱动机构与蒙皮变形不协调问题。为满足变弯度机翼后缘变形设计要求,本文提出一种驱动机构与蒙皮的连接结构设计方案以实现变弯度机翼后缘变形协调。通过建立变弯度机翼后缘驱动机构运动模型,分析了变弯度机翼后缘在偏转过程中驱动机构与蒙皮连接点处机构点的运动特性,获得了机构点与蒙皮的相对位置关系。进而,通过研究蒙皮耳片开槽形式和开槽方法,对耳片及滑槽进行了设计。最后,通过对研制的变弯度机翼后缘试验样件开展变形和承载功能试验,验证了滑槽耳片设计方案可满足机翼变弯过程中的气动外形要求和承载能力要求。