基于动网格技术的柔性后缘自适应机翼气动特性分析

研究了带柔性后缘的可变弯度自适应机翼在自适应变弯度过程中的气动特性。自适应变弯度过程中的气动力计算采用了基于弹簧理论的非结构动网格技术,求解NS方程时采用有限体积的二阶迎风格式离散,时间推进为隐格式双时间推进方法。通过计算柔性后缘机翼的升力特性、阻力特性及升阻比特性,并与带刚性后缘机翼的气动特性进行比较,发现柔性后缘机翼在后缘偏转时,其最大升阻比对应的迎角随着偏转角增大而降低。在中等迎角及接近失速迎角情况下,柔性后缘机翼升力系数明显优于刚性后缘机翼,并且其升力线变化较为平缓,有效迎角范围更大。

简化自适应机翼的气动外形优化设计

自适应机翼技术的研究对于超声速飞机设计具有重要意义。本文在二维翼型自适应的研究基础上,用Powell法优化计算了对前缘后掠角为35°,展弦比λ=3.9,梢根比η=0.17,机翼剖面为NACA65006翼型的梯形翼的前后缘舵面偏转角,从而获得了在亚跨声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的简化自适应机翼的最优气动外形。本文采用了并行遗传算法,计算了要求亚跨声速升阻比大同时超声速阻力小的气动双目标优化机翼的外形。讨论了优化机翼相对于原始机翼的气动增益。与二维一样,三维数值算例也证明了自适应机翼可获得明显的气动增益。

自适应机翼技术的分类和实现途径

自适应机翼技术研究可分为通过机翼结构较小尺度变形的流动控制设计和较大尺度改变机翼几何构型的自适应结构设计两个范畴。改变机翼构型的自适应结构又包括可变前后缘结构、扭转机翼盒段结构、可变展弦比机翼结构这三种实现方式。根据目前自适应机翼技术的研究现状,归纳出了实现机翼自适应功能的两种途径,其中,采用智能材料结构进行驱动控制的研究代表了自适应机翼技术的发展趋势,而基于传统材料结构的自适应机翼技术则在现阶段更具有工程应用价值。

自适应机翼的控制系统设计及其试验研究

针对自适应机翼的特点和研制要求,研究了控制系统的设计与实现,较好地解决了飞行中机翼参数时变的问题,并使系统对控制律做了合理的约束,根据最优控制理论对具体方案进行了理论分析和物理试验。结果表明,采用具有辅助模型自适应控制理论的控制器能够有效、准确、快速地达到设计目标跟踪和设计状态回归两项重要指标,系统的鲁棒性、收敛性和稳定性都得到明显体现,且能很好地实现在线控制。

自适应机翼柔性翼肋的受控运动学规律研究

柔性自适应机翼技术采用了一种全新的材料/结构/功能一体化的设计思想,它是将传感单元、驱动单元、控制单元与机翼结构有机地结合,赋予机翼形状自适应等功能,从而改善飞机的飞行性能。本文根据DLR可变后缘自适应机翼概念,设计制造了这种自适应机翼的基本构件——柔性翼肋,分析了模型设计的关键参数,推导出了单输入驱动下柔性翼肋变形的运动学规律,并通过软件仿真和模型实验验证了柔性翼肋受控运动规律的正确性。

自适应机翼的发展现状及其关键技术研究

综述了近二十年来国内外自适应机翼技术的研究现状以及该领域需要解决的关键技术,对未来这一技术的发展和应用进行了展望。

基于智能材料与结构的自适应机翼技术在无人战斗机(UCAV)上的应用前景展望

简要介绍了自适应机翼的概述和智能材料与结构的功能特点。针对无人战斗机(UCAV)的设计思想和技术需要,详细阐述了基于智能材料与结构的自适应机翼技术在无人战斗机(UCAV)上的应用形式及其功能特点,从而展望了该技术的应用前景。

自适应机翼的神经网络控制系统设计与试验

随着自适应结构和机敏材料的发展,如何从结构设计角度来提高飞机的飞行效能受到了重视,其中的一个关键环节就是控制器的设计和开发。针对自适应机翼姿态控制的要求与物理特点,采用神经网络和自适应控制理论,设计了神经网络逆复合控制器,完成了相应的控制系统开发,进而进行了物理试验分析和研究。结果表明,系统能有效、准确、快速地在线满足设计目标跟踪和设计状态回归两项重要指标,系统的鲁棒性、收敛性和稳定性都得到明显地改善,具有良好的可靠性和工程实用性。

带有形状记忆致动器的自适应机翼

在由EU(EuropeanUnion)通过TMR(TrainingandMobilityofResearchers)进行"晶状固体中的相变"项目规划中,柏林工业大学热动力学专业开发了一种自适应机翼样品.它由一个可弯曲的基板和一个空气动力外壳组成.该自适应机翼的重要组成部分是集成到结构中的传感器和致动器.在这种情况下,电阻应变片用于测量机翼的形状,而由形状记忆线材制成的致动器组件则起调节结构的"金属肌肉"作用.利用相应的调整算法,可以获得大量不同要求的形状.

基于3—RPS并联机构的自适应机翼方法实现

针对自适应机翼飞行器设计了一种翼身连动机构,使机翼能够完成变前后掠、变翼展、变上下反角三种变形,从而在整个飞行任务过程中都能使飞行器达到气动性能最优。该连动机构以经典3—RPS并联机构为原型,通过3杆联动完成机翼姿态的变化。根据自适应机翼的变形要求,该结构对经典3—RPS机构进行改进,使机构在单一转动自由度和平动自由度的复合运动中,不会产生衍生自由度。且新结构截面外形与机翼截面的几何构型更为接近,较之经典3—RPS机构更适合应用于自适应机翼的连动机构。此外,电控系统设计也更利于系统未来优化升级。

展向自适应机翼总体气动特性分析

针对展向自适应机翼的气动特性随折叠角度变化的问题,以经典翼型NACA0012为基础,设计了内外段比例为7∶1的展向自适应机翼。基于结构化网格和雷诺平均N-S方程,采用自主开发的流场求解器,研究了自适应机翼在不同速域、不同折叠角度情况下的总体气动性能以及操纵特性。从升阻比和机翼表面压力分布两个方面,对比了外段机翼在不同折叠角度下的总体气动效率以及折叠角度对流场特性的影响规律。研究结果表明,自适应机翼的对称变形在合适的折叠角度下可以使亚声速和超声速飞行条件下的气动效率大幅增加,增幅高达28%;亚声速飞行时的高气动效率来源于升力增加和阻力减小的共同作用,而超声速时的高气动效率主要来源于阻力的减小;在跨声速飞行条件下的气动特性随折叠角度变化不明显;非对称变形可以产生明显的用于方向操纵的滚转力矩和偏航力矩。通过将外段机翼折叠到不同角度,展向自适应机翼可以适应不同的飞行工况,获得更好的气动效益,可应用于下一代亚声速或超声速飞机。

自适应机翼翼型变形的研究现状及关键技术

自适应机翼具有巨大的应用潜力,是未来飞机设计的必然趋势,已经得到了广泛的关注。分别从自适应变弯度前缘、自适应变弯度后缘以及变厚度机翼三个方面阐述了其变形原理,并对使用的蒙皮、驱动方式、研究方法等进行了归纳总结,指出了未来的发展趋势,提出了自适应机翼亟需解决的关键技术,包括兼具大变形和高承载功能的柔性蒙皮的设计、自适应驱动系统设计、协同控制系统的设计、分布式传感器网络,可为自适应机翼结构的设计与实现途径提供一定的技术参考。

下一代客机用自适应机翼

自适应机翼是戴姆勒·奔驰宇航公司和德国宇航研究院正在进行的一个重要研究项目,旨在提高客机的性能和节省燃油。飞机上即使小的表面不规则也会引起气流扰动,增加阻力和燃油消耗,机翼中的小孔可消除气流的扰动。在飞行中,自适应机翼可通过改变弯度改变它们的形状,这种适应性可使飞机的性能与不同的飞行条件相匹配。采用自适应机翼技术以后,只需要设计一对机翼就可用于一个飞机系列内不同尺寸的飞机,从而降低了制造费用。

柔性后缘自适应机翼的概念设计

对H.P.Monner提出的"可转动翼肋"自适应机翼概念进行运动学研究,推导了驱动位移量和偏转变形量之间的对应关系。这种可变形翼肋可简化为由平面连杆机构组合而成的单自由度系统,能使机翼后缘柔性偏转的同时保持翼面光滑连续。提出了基于曲线逼近原理根据后缘中弧线偏转轨迹优化转轴点布局的翼肋机构设计方法。对悬臂梁型、圆弧型和反悬臂梁型3种偏转距离相等但偏转轨迹不同的柔性后缘进行了方案设计和分析,从翼肋机构的实现、承载能力以及气动特性3方面进行了建模计算和比较研究。结果表明,圆弧型是3种柔性后缘中最佳的设计方案;柔性后缘自适应机翼的设计分析方法是切实可行的,可根据实际需要设计出满足任意后缘偏转要求的自适应机翼。

自适应与双目标优化机翼的气动特性比较

在二维翼型自适应的研究基础上 ,用Powell法优化计算了对前缘后掠角为 35°,展弦比为 3.9,梢根比为 0 .1 7,机翼剖面为NACA65 0 0 6翼型的梯形翼的前后缘舵面偏转角 ,从而获得了在亚跨声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的自适应机翼的最优气动外形 .采用了并行遗传算法 ,计算了要求亚跨声速升阻比大同时超声速阻力小的气动双目标优化机翼的外形 .讨论了优化机翼相对于原始机翼的气动增益 .与二维一样 。

自适应机翼控制技术新进展

最近，自适应机翼控制技术又取得了一些新进展，如主动吸气技术、自适应鼓包、柔性后缘及其它们的组合等。

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°。

实现机翼前缘形状连续变化柔性机构的拓扑优化

为了实现自适应机翼表面的连续准确变化和结构轻量化,将分布式柔性机构引入到机翼形状变化结构设计中。基于SIMP密度-刚度插值模型,以实际位移与目标位移之间的偏差最小为目标,建立了实现机翼前缘形状连续变化柔性机构的拓扑优化模型,采用Matlab编程对柔性机构进行了优化设计,并对不同参数变化的影响进行了讨论,最后使用Ansys9.0对其中一个优化结果进行了机构的仿真分析。研究结果表明:该机构可实现机翼前端0～8.14°的变化;不同的体积分数、驱动位置、权重因子将对优化结果产生不同程度的影响,从而证明了用分布式柔性机构实现机翼前缘连续形变的可行性和设计方法的有效性。

某无人机柔性机翼后缘变形机构的拓扑优化

以某型号的机翼后缘为研究背景,通过采用拓扑优化的方法,设计一种柔性后缘机构来达到减轻质量和实现其自适应变形的目的。以实际位移与目标位移之间的偏差为目标函数,表面所受到的分布载荷为约束,通过SIMP（密度刚度插值）法来建立拓扑机构优化模型,用OC（优化准则）法来求解模型。采用M atlab进行优化计算,然后用Pro/E把优化的结果转化成三维实体模型,并导入到ANSYS中进行验证分析,得到了可实现0~10.8°变形的柔性后缘机构,能够满足无人机从初始状态变化到气动效率最高状态的要求。