变形飞机机翼折叠机构设计及折叠角度测量

针对变形飞机机翼变形机构的设计要求,设计由舵机、蜗轮蜗杆机构、平行四边形机构组合而成的机翼变形机构,并设计基于三轴加速度计和DSP处理器的机翼折叠角度的测量算法和控制系统。利用加速度计分别求得机身和机翼相对于参考坐标系的角度,相减即得机身平面与机翼的夹角,制作一架小型折叠翼飞机模型对测量算法进行验证。结果表明:机翼能够稳定折叠在任一给定角度,测量算法准确,机翼实际折叠角度误差在可接受的范围内。

一种变体飞机机翼折叠作动器的优化设计

作动器在变体飞机设计中占有很重要的地位,它要求重量轻,作动力强,安全可靠且适于安装在变体飞机内部。笔者针对折叠机翼变体飞机,设计了一种用于机翼折叠的作动器,并通过改进的遗传算法对其主要参数进行优化,使作动器在满足设计指标的情况下达到质量最轻。根据优化结果,试制出作动器并进行了加载试验,证明了将这种改进的遗传算法应用于该作动器参数优化的可行性与有效性。最后,制作了安装有作动器的全尺寸折叠机翼验证机模型,用来模拟机翼折叠功能,经验证达到了作动器设计指标。

机翼折叠运动的瞬态动力学响应分析

结合多体动力学中的浮动坐标系法和结构动力学中的模态综合法,建立了机翼折叠运动的动力学控制方程,预测了机翼折叠运动中的瞬态动力学特性。将有理函数近似导出的折叠运动中的非定常气动力引入到动力学控制方程中,获得了机翼折叠运动中在时变气动力作用下的瞬态动力学响应。结果表明:机翼折叠过程越缓慢,得到的瞬态响应越平稳;机翼柔性对折叠变形过程中的瞬态响应影响较大;在一定的来流速度范围内,来流速度越大,稳态时翼尖位移响应的振荡越小,越有助于机翼的折叠变形。

直升机翼折叠用无刷直流电机作动器机构设计

折叠式直升机由于折叠后体积小,便于地面或舰艇上停放、运输,展开后又具备飞行器的飞行功能,其应用领域不断扩大。折叠式直升机一项最关键的技术就是对机翼折叠展开作动器机构的设计。本文针对某单位提出的某型折叠翼作动器机构技术要求,设计了一种新的折叠翼作动器机构,后经有限元软件仿真,并对制造出来的实物进行了试验验证,其性能均满足技术协议要求。

机翼折叠机构的设计研究与动力学分析

对折叠机翼折叠系统的各类驱动方式进行了研究对比,选择液压直线驱动为动力源进行研究,设计了一套可大角度折叠的双轴旋转折叠机构,并设计了随动口盖保证机翼的气动外形。基于LMS Virtual Lab,对折叠机构系统进行了动力学分析,得到了机翼在地面7级海况下折叠所需要的动力。

不同折叠角下含间隙折叠机翼极限环振荡分析

折叠机翼作为变体飞行器的重要变体机构之一,其气动弹性响应规律研究为变体飞行器稳定性及操纵性的提升奠定基础。本文提出基于干风洞的含间隙折叠机翼地面颤振虚拟试验模型建模方法,其中折叠机翼翼面子结构采用Craig-Bampton方法建立其刚柔耦合降阶模型,子结构连接采用线性/非线性弹簧连接,气动力采用偶极子格网法获得并转化为激振器集中力,由于地面颤振试验中气动力建模需基于统一的模态振型,针对含间隙折叠机翼采用虚拟质量法获得统一坐标下的虚拟模态振型。仿真结果表明,基于Craig-Bampton方法建立的线性折叠机翼地面颤振虚拟试验模型预测颤振速度与商用软件相比误差低于2%。当模型中采用非线性弹簧连接时,折叠机翼在低于和高于线性颤振速度下均会形成极限环振荡,仿真表明由于间隙非线性的影响,极限环的临界速度比线性颤振降低。研究发现折叠角0°下间隙大小对极限环幅值具有显著影响,而折叠角30°下间隙大小则对极限环幅值几乎不产生影响。

无人机折叠机翼展开运动特性研究

采用两种分析方法对某无人机的机翼折叠/展开运动特性进行研究。建立该机构运动的微分方程,用龙格-库塔法进行求解;用M ATLAB非线性优化工具包对扭转弹簧的主要参数进行了优化设计;利用多体动力学分析软件进行机构的运动仿真分析。两种方法得到分析结果与实验吻合很好。

折叠机翼无人机的发展现状和关键技术研究

调查了近年折叠机翼技术在无人机上的应用和发展情况,对折叠机翼技术在舰载无人机、炮射无人机、潜射无人机和变体无人机方面的应用进行了分类研究,归纳出折叠机翼无人机多样化、智能化的发展特点。讨论了折叠机翼无人机的设计、制造和操纵控制等关键技术,在此基础上分析了折叠机翼无人机技术的应用前景和发展趋势。

基于Poly MAX法的Z型折叠机翼的模态实验

Z型折叠机翼在大气中飞行时会呈现不同的形态,其结构动力学特性变化明显,对其模态特性的分析是研究其结构特性的重要研究方法。首先,简要介绍模态分析技术以及PolyMAX法识别模态参数的基本原理;其次,结合试验模态分析和工作模态分析方法,对设计加工的Z型折叠翼模型在不同折叠形态下进行了模态实验;最后,对获得Z型折叠机翼实验模型的前5阶模态参数。结果表明,Z型折叠板在不同折叠角度下,各阶模态振动差异很大,其中折叠角度为90°时,结构更加稳定。

折叠机翼变体飞机非对称变形控制效率分析

折叠机翼变体飞机变形量大,变形引起的气动参数变化显著,提出一种将非对称变形作为操纵输入的控制方案,研究非对称变形的控制效率和有效区间。首先建立能够完整描述变形过程的非线性动力学方程和气动力模型;然后基于非对称变形控制方法建立一种非对称变形操纵模型;最后通过与常规操纵面效率对比和仿真的动态响应总结出非对称变形操纵的最大变形操纵有效区间。结果表明:在较低飞行速度下非对称变形操纵效率高,非对称变形操纵能够在基准折叠角度90°附近提供最高的滚转操纵效率。

Z型折叠机翼的气动力计算及非线性动力学分析

近年来,由于变体飞行器能够通过改变结构几何参数从而有效地改善飞行特性,成为了各国研究的热点问题.然而气动弹性问题一直是制约变体飞行器发展的瓶颈.所以,通过计算特殊形状变体飞行器的气动特性并分析结构的动态稳定性,能更多的了解变形结构的气动特性,也将推动变体飞行器中气动力计算的发展及相关领域的研究.本文主要研究了Z型折叠机翼的气动力计算及非线性动力学分析.根据亚音速下气流的特点,采用薄翼型理论计算Z型折叠机翼的环量分布,然后利用Kutta-Joukowski升力定理,推导了在理想不可压流体来流条件下定常气动升力的解析公式.将上述得到的气动力作用在Z型折叠机翼中,将Z型折叠机翼简化为以刚性铰链相连接的三块碳纤维复合材料层合板,应用Hamilton原理建立了在亚音速气动载荷作用下Z型折叠机翼结构的非线性动力学方程,并根据特殊的边界条件得到了结构的模态函数.利用Galerkin方法离散得到了结构带有折叠角度的常微分运动控制方程.利用数值方法分析了一定气动力作用下Z型折叠机翼结构在折叠过程中的非线性动力学特性,分析了折叠角度对变形机翼结构稳定性的影响.

某型飞机机翼折叠信号告警故障解析

本文对某型飞机空中发出机翼折叠信号告警故障进行了深入的机理剖析,结合地面试验验证,最终找到了引发该故障的真正原因,并提出了有效的解决方法。该问题的解决保证了飞机的飞行安全,解决了故障隐患,对后期的机翼折叠检查工作提供了新的思路,也为类似故障的排查提供了有力的技术借鉴。

考虑旋转颤振的折叠机翼非线性颤振分析

固定翼舰载飞机由于其使用环境的限制,通常采用可折叠机翼。对于翼下吊挂安装涡桨发动机的舰载飞机,发动机-螺旋桨系统与柔性支持系统相互耦合会产生旋转颤振不稳定现象。由于折叠机构间隙的存在,折叠机翼的刚度呈非线性关系特性,通常会引起机翼的极限环振荡。对于安装在折叠机翼上的发动机-螺旋桨组合体,旋转模态与折叠机构的非线性特性的相互作用会影响机翼的动力学特性,进而显著地影响机翼的气动弹性特性。通过在非线性气动弹性方程中引入桨叶气动力与陀螺力矩,采用离散时域状态空间法进行直接仿真的方法,对旋转颤振/折叠翼结构非线性颤振的综合分析方法进行了研究,并进行了算例验证。结果表明:旋转颤振与非线性颤振相互影响会提高旋转颤振临界速度,并且使得机翼的极限环现象消失;旋转颤振与非线性颤振相互影响使得结构的响应更为复杂。

折叠机翼的参数化气动弹性建模与颤振分析

针对折叠机翼的特点建立了颤振分析的参数化气动弹性模型。参数化的结构模型基于模态综合法实现;参数化的气动力模型采用偶极子网格法建立;并且阐述了基于Gram矩阵范数对于气动弹性系统颤振边界的预测方法。以折叠机翼完全展开和完全折叠构型为例,将文中方法获得的颤振边界与特征值法获得的结果进行了对比,验证了该方法的正确性。通过对不同折叠角度下的颤振边界的分析可以得出:颤振边界对折叠角度很敏感;随着折叠角度的增加,颤振模态发生了变化;较高的结构模态阻尼比可以提高颤振速度,推迟颤振现象的发生。

具有结构非线性的折叠机翼气动弹性分析

分析了具有铰链间隙的折叠机翼的非线性气动弹性响应。首先采用模态综合法建立了折叠机翼的结构动力学模型,其次基于偶极子非定常空气动力模型,由最小状态法有理函数近似获得了时域下气动力近似表达式,最后通过Runge-Kutta法获得了时域的气动弹性响应。分析表明:由于铰链处间隙的存在改变了折叠机翼气动弹性性能,使得结构在一定的速度范围内产生极限环运动,但是内外铰链对间隙大小的敏感程度有所不同;通过加入铰链间的摩擦来改善铰链间隙对气动弹性性能的影响,计算表明摩擦能够有效地降低振动幅值,是有益的非线性。

Z型折叠机翼的非线性动力学与模态分析研究

针对Z型折叠机翼这种复杂多体结构,运用多种不同的方法得到了结构的前4阶振动模态.将Z型折叠机翼假设为由三块碳纤维复合材料板组成,两板之间均以刚性铰链相连接.其中内翼左侧是固定端,并与机身相连接;中间翼以对边简支形式连接在内外翼之间;外翼的外端是自由端.在第一个铰链上施加驱动力矩M1为机翼提供折叠角速度,使中间翼进行转动;同时施加力矩M2于第二个铰链处,使外翼与内翼始终保持平行.本文首先利用Hamilton原理与von Karman大变形理论建立Z型折叠机翼的动力学模型,然后通过ANSYS软件设置合理的边界条件进行模态分析与谐响应分析,其次根据ANSYS模拟的Z型折叠机翼的振动形式,假设合适的模态函数,通过结构边界条件和系统动力学方程求出来的边界条件,求出三个板的横向振动模态函数,最后通过Maple验证得出的模态函数与ANSYS模拟的振动形式相符合.该研究不仅是Z型机翼的受迫振动响应分析的前提,而且对于Z型机翼的设计与实验也具有参考价值.

折叠机翼的结构动力学建模与降阶方法分析

针对折叠机翼的结构动力学建模问题,为了实现动力系统的可观性和可控性,结合有限元分析中的模态综合法,以及控制理论中的内平衡准则实现了对折叠机翼的模型降阶。对比分析了不同阶次的降阶模型的频率响应与在MSC.NASTRAN中建立的模型的频率响应发现:在频率较低时,两种模型的频率响应曲线基本吻合;在频率较高时,频率响应曲线具有一定的差异。但是通过提高降阶模型的阶次,可以改善高频时的频率响应的差异。对比结果表明,上述降阶方法是有效且合理的,得到的降阶模型不仅阶数较低,而且具有可观且可控的优点。上述低阶模型对于结构动力学特性的分析以及控制系统的优化设计均具有积极的意义。

模型降阶在折叠机翼主动控制中的应用研究

针对以主动控制为目的的模型降阶中的降阶精度以及控制系统的降阶设计问题,以变体飞机折叠机翼为对象,建立以模态综合法为基础的动力学模型,对该模型分别采用模态价值分析方法和平衡截断降阶方法建立结构的降阶模型;利用可控度、可观度对两种降阶模型的精度进行对比分析,对降阶模型进行设计并施加主动控制律,抑制翼尖的位移响应。结果表明:平衡截断降阶模型具有较高的可控度,模态价值分析降阶模型具有较高的可观度;两种降阶模型均可以快速精确地得到高阶动力学的降阶模型,并且该模型可以有效地应用于主动控制系统的设计。

变截面Z型折叠机翼振动特性的有限元与实验分析

Z型变截面折叠机翼作为一种可变体机翼结构,不同的折叠角对机翼稳定性有着重要的影响,因此研究不同折叠角度下的特性参数对机翼动态稳定性有着重要的意义.本文首先设计加工了Z型变截面可折叠机翼结构的实验模型,通过建立与实验模型相匹配的有限元模型,仿真得到不同折叠角度下机翼的前5阶固有频率和振型,针对不同折叠角度下机翼的固有特性,通过扫频实验得到机翼前5阶固有频率和模态振型,以及横向外激励作用下三段翼的频响曲线,对比分析有限元仿真与实验结果,验证结果的可靠性,这将对机翼结构设计以及特性参数的选取提供参考依据.

机翼折叠技术的应用及模拟分析

变形技术在飞机上的应用由来已久,已出现大量的研究项目。首先从美国和欧洲开展的变形技术相关的项目出发,着眼于折叠技术在变形机翼上的应用现状,从结构动力学、气动弹性和变形控制等三方面归纳并总结了机翼折叠技术的建模与分析方法,并对现有模拟方法进行评价。然后,指出了具有时变特性的非线性气动弹性模拟技术、考虑结构/气动时变耦合的变形过程动力学模拟方法和建模分析方法的验证技术等有待进一步解决的问题,以期为折叠技术在飞机上的进一步应用提供有益参考。