微扑翼飞行器位置控制研究

研究了微扑翼飞行器位置控制系统设计.在完成气动力计算模型和运动参数(拍动平面夹角、拍动频率、拍动幅值、旋转幅值)对气动力影响基础上,建立了微扑翼飞行器纵向动力学模型,采用了切换控制策略,选择拍动平面夹角和拍动幅值作为控制参数,利用位置误差和速度误差线性组合作为反馈信号,计算平均力,确定切换参数,完成控制规律设计.对爬升和水平飞行的控制进行了仿真实验.仿真结果表明,在切换控制策略下,Y方向上经过0.13 s后进入平飞阶段,Z方向上经过5 s后进入平飞阶段,在一定的误差范围内,所设计的控制规律可以实现位置控制.     

仿生扑翼飞行器翅翼扭转机构设计

为了解决仿生扑翼飞行器翅翼的扭转机构难于实现悬停和后退动作等问题,建立了扑翼飞行器的空气动力学模型,采用曲柄摇杆机构和滑槽结构分别设计了机翼尾部可滑动调节拉杆机构和翅翼前端的转杆机构,得到了一种可实现悬停与后退复合运动的翅翼扭转机构.仿真结果表明:当扭转机构各杆件长度为5mm、12mm、86mm和90mm时,扭转机构摇杆角度调节范围为120°~200°,翅翼攻角变动范围为5°,线性度为8.36%;调节扭转机构摇杆角度实现翅翼扭转.     

滑翔式高超声速飞行器双环结构协调解耦控制

针对滑翔式高超声速飞行器飞行环境复杂,临近空间再入段俯仰、偏航和滚转通道之间存在强耦合和参数大范围不确定性的特点,研究了飞行器双环结构协调解耦控制系统设计。首先建立了飞行器面向控制的动力学模型,对模型中的耦合项进行分析;然后将基于慢、快变量的双环控制与协调解耦控制相结合进行控制系统的设计,给出了解耦增益选取的一般方法;最后通过参数拉偏仿真及大包线全轨迹飞行仿真,对控制系统的性能进行了检验,验证了控制系统设计的有效性。     

单翼损坏下的四旋翼飞行控制器设计

针对发生单翼损坏故障时四旋翼飞行器的常规控制失效问题,用反步法设计保证飞行器安全和一般飞行控制的控制器.根据单翼损坏下四旋翼飞行器的旋转与平移运动方程,将控制器划分成内、外环,使用反步法设计这两个环路.内环控制飞行器姿态,外环控制飞行器位置.用反步法设计此种控制器时牺牲飞行器的偏航控制能力,但能实现飞行器一定程度的正常飞行.即能实现飞行器以恒定速度绕其垂直轴转动,机体保持水平同时空间位置不变的近悬停状态,也能通过指令信号实现飞行控制和位置跟踪.经过仿真验证,证实了该控制器对单翼损坏故障下的四旋翼飞行器的飞行控制的有效性,飞行器的稳定性能良好.结果表明,偏航控制能力的丧失不会对四旋翼的安全造成威胁,也不会对飞行器的轨迹跟踪造成较大影响,即保证飞行器能在以恒定速度绕垂直轴转动的情况下进行稳定飞行,同时还能以较快速度跟踪简单的期望轨迹.该研究证实了单翼损坏下的四旋翼飞行器的飞行仍具有可控性.     

仿蝉翅膀气动力及扭矩特性的分析

为仿蝉微飞行器（MAV)设计了一款翅展33 mm的翅膀,并采用准静态模型对该翅膀的气动力及扭矩特性进行了仿真分析;同时还分析了以上特性与攻角幅度之间的关系.力特性仿真结果表明,在超前模式典型拍动参数下,一对翅膀能提供26 g左右的平均升力,足于平衡质量为十几克的仿蝉微飞行器;同时提供合适的剩余升力供机动.扭矩仿真结果表明,翅膀转动模式对转动扭矩的影响很大,而对拍动扭矩影响较小;攻角幅值对转动和拍动扭矩的影响均比较大,但是超前模式下的转动扭矩却几乎不受攻角幅值的影响.为检验仿真结果的可信度,与相关文献类似实验的测量数据进行了比较.结果表明,仿真所得气动力曲线与相比较的实验结果曲线形状相似,特征点位置和幅度吻合较好.     

仿生扑翼机构设计及仿真分析

仿生扑翼机构在设计时是要实现仿造动物的扑翼方式.本文提出了一种新型的仿生扑翼机构,来对鹰翅翼的扑翼方式进行模仿.使用UG进行实体建模以及通过动力学仿真进行该机构可行性的验证.使用ADAMS创建了扑翼机构虚拟样机,同时对其进行了仿真分析以及优化设计,从而获得了满足设计目的的最完善的扑翼结构.分析结果可以为扑翼机构进行快速制作实物以及对研制扑翼飞行器有所参考依据.     

再入飞行器横侧向耦合多变量姿态控制技术研究

结合多变量控制理论和定量反馈理论(QFT),设计了飞行器的横侧向耦合多变量姿态控制系统。通过飞行器的飞行仿真表明,多变量控制系统可以在存在较大不确定性的情况下,确保对横侧向指令进行精确跟踪,具有较强的鲁棒性。针对高速再入飞行器的弱气动条件下偏航控制不理想的问题,充分利用飞行器的多变量特性,利用副翼对偏航的耦合影响,用以协调控制偏航通道的姿态角。仿真结果表明,该方法达到了优化偏航通道控制的目的。     

微型扑翼飞行器虚拟设计与飞行仿真系统开发

介绍微型扑翼飞行器虚拟设计与仿真系统的总体结构和各功能模块的实现。根据拟合的仿生公式进行微扑翼飞行器的仿生学初步设计,进而建立了飞行器的三维结构模型,并根据飞行器的结构与扑翼运动规律进行了运动仿真。由飞行器的几种典型任务确定飞行模式,在建立飞行器动力学模型的基础上进行飞行姿态控制。采用随机分形技术生成具有真实感的地形,由此讨论了飞行器虚拟飞行过程中的静态与动态模拟方法。     

弧面分度凸轮机构刚柔耦合仿真模型的建立

阐述了在考虑凸轮轴柔性条件下实现弧面分度凸轮机构运动仿真的途径和步骤，结合有限元技术和虚拟样机技术，研究了如何在柔性体凸轮轴与刚体分度盘之间施加作用力的思想和具体实现方法，为该机构的刚柔耦合运动仿真提供了基础模型．     

基于Fluent的扑翼飞行器非定常空气动力学分析

在仿生扑翼飞行器的设计和研究中,扑翼所产生的升力系数和推力系数具有重要的意义.针对本课题所研制的一种仿鸟扑翼飞行器,利用Fluent分析了翅翼在不同控制飞行参数(包括飞行速度,扑动频率)下的升力和推力系数,其仿真结果与对气动模型进行定性分析的结果基本一致,验证了该法对扑翼飞行器进行非定常空气动力学分析的可行性,为扑翼飞行器的进一步研究设计提供考.     

基于Pro／E参数化建模技术的凸轮轮廓线精确设计

凸轮机构实现推杆预期的运动规律要依赖于凸轮轮廓曲线,凸轮机构设计的主要任务是凸轮轮廓曲线的精确设计．利用Pro／E软件方便快捷地设计平面凸轮和三维凸轮轮廓曲线．并通过运动仿真的分析结果说明设计的凸轮机构能够满足预期的要求．     

3D MHD simulation of the double-gradient instability of the magnetotail current sheet

Flapping motion of the current sheet(CS) is an important physical process in the Earth's magnetotail. The magnetic doublegradient model, which includes both the instability and wave modes, offers a reasonable explanation for the exciting and propagation of the flapping wave. In this paper, we apply an advanced numerical magnetohydrodynamic(MHD) scheme(conservation element and solution element(CESE)-MHD) to simulate the magnetic double-gradient instability in an idealized current sheet that mimics the magnetotail configuration. We initialize the simulations with a numerically relaxed magnetotail equilibrium, in which the normal component of the magnetic field has a tailward gradient. It is confirmed in our simulation that the instability develops in the current layer. The growth rate of the instability yielded from the simulation is very close to the prediction of theory, with a relative deviation of only ten percent. The results demonstrate that the CESE-MHD scheme is very powerful in numerical study of the double-gradient mechanism of the CS flapping mode, and can be used for further investigations of the flapping motion in more realistic CS configurations.     

基于ADAMS的凸轮机构分析与动态仿真

对凸轮机构进行理论分析,在ADAMS软件环境下建立凸轮机构仿真模型,并进行运动学仿真分析,揭示其机构运动规律和状态。通过仿真分析得出了凸轮机构的位移、速度、加速度和力随时间的变化规律曲线,为凸轮机构尺寸合理设计和结构参数的优化设计提供一种有效方法。使设计人员在物理样机建造之前能快速、直观分析其性能,提高了设计效率和质量,节省了时间和成本。     

基于Pro／E的ATC装置中弧面凸轮分度机构设计与仿真

弧面凸轮分度机构广泛应用于现代自动机械。ATC装置中的弧面分度凸轮的工作廓面复杂．而且是不可展曲面．难于设计和精确制造．应用CAD软件Pro／E，能够快速而准确地设计弧面分度凸轮。同时利用Pro／E的运动仿真功能．检查机构的设计缺陷，对结构进行优化设计。     

基于Pro/E的ATC装置中弧面凸轮分度机构设计与仿真

弧面凸轮分度机构广泛应用于现代自动机械。ATC装置中的弧面分度凸轮的工作廓面复杂,而且是不可展曲面,难于设计和精确制造.应用CAD软件Pro/E,能够快速而准确地设计弧面分度凸轮。同时利用Pro/E的运动仿真功能,检查机构的设计缺陷,对结构进行优化设计。     

仿生蜻蜓机构设计

为了研究蜻蜓拍动双翼飞行时产生的流场结构,根据以往的观测结果,设计制作了能够精确模拟蜻蜓翼运动的仿生机构,用于蜻蜓高升力机制的流体力学实验研究。经测试表明,该机构可精确模拟蜻蜓翼运动,且运动重复性高,完全满足蜻蜓仿生流体力学实验要求。     

用高副低代法快速求解偏心轮凸轮机构最大压力角

求解凸轮机构最大压力角 ,在凸轮机构的分析与设计中具有重要而实用的意义。由于凸轮机构压力角是凸轮机构位置的函数 ,传统的求法较为复杂 ,而利用高副低代法 ,可快速求解一类凸轮机构偏心轮凸轮机构最大压力角。该方法具有较好的工程实用价值和教学应用意义     

转动翼板的展向环量分析

展向环量的存在是扑翼飞行的特点,在扑翼飞行的仿生研究中必须注意对展向环量的分析。本文拟就扑翼的简化模型—转动翼板进行分析,利用理想流体的两旋点流动模型确定它的展向环量。     

微型扑翼飞行器机翼气动特性研究

依据微型扑翼飞行器产生升力和推力的机理,设计了一套能够快速、有效求得扑翼飞行器机翼气动特性的计算方法。计算程序通过V isual Basic和Fortran语言混合编程来实现,核心部分是利用改进的片条理论方法估算扑翼机翼的气动性能。计算结果与在西北工业大学微型飞行器专用风洞中所进行的吹风试验结果吻合良好,证明了该方法的正确性和有效性。在此基础上,研究了不同机翼平面形状、不同展弦比、不同上下扑时间比对微型扑翼飞行器机翼气动性能的影响,这些参数对微型飞行器的设计有一定的指导和参考意义。     

串联式凸轮-连杆机构组合系统的计算机辅助设计

为了实现方便针自动包装机执行机构的预期功能，在机械CAD环境下采用图解法确定了摆杆的最大摆角，根据机械运动循环图的要求绘制出了从动件位移线图，从而完成了凸轮廓线的设计。用解析法对该机构组合系统进行了设计，计算出了凸轮机构的最大压力角，并对凸轮机构进行了运动仿真。运动仿真结果表明该凸轮机构可以正常工作。给出了该机构组合系统中各构件的主要尺寸，并最终完成了凸轮-连杆机构组合系统的结构设计。