复合材料前掠翼发散亚临界风洞试验方法

对复合材料前掠翼的亚临界发散试验和模型设计技术进行研究。采用测量结构应变的 Southwell 亚临界发散试验技术 , 对两个大展弦比复合材料机翼进行发散动压的亚临界预测。在亚临界风洞试验前进行了发散动压的计算 , 其后特别进行了临界发散风洞试验 , 以对 Southwell 亚临界发散预测方法进行验证。计算结果和临界试验结果均表明 , 利用 Southwell 亚临界发散试验技术进行大展弦比复合材料机翼发散动压的预测能够取得较好的效果。该亚临界方法可以推广到高速模型发散试验和飞行试验。同时也验证了模型发散速度随着前掠角的增大而减小的结论。      

基于AI技术的固定翼无人机集群分布式规避控制系统研究与设计

固定翼无人机集群是由多个固定翼无人机组成的群体,在飞行任务中协同工作。相比于单个无人机,固定翼无人机集群具有更高的综合性能和更广阔的应用前景。但由于固定翼无人机在恶劣环境作业过程中存在着很多风险,例如障碍物撞击、相邻无人机碰撞等,威胁无人机的安全性。故设计了基于AI技术的固定翼无人机集群分布式规避控制系统。系统硬件单元主要包括AI视觉传感器设计单元、激光雷达传感器设计单元、控制器设计单元与无线通信网络设计单元,通过上述硬件设备提供实时的环境信息,控制无人机飞行姿态,实现信息共享。软件模块基于AI技术解算无人机位置和姿态,计算障碍物位置实现形状感知,完成无人机集群分布式规避控制。通过硬件与软件的协同作业,实现了固定翼无人机集群的分布式规避控制。实验结果显示:应用设计系统获得的无人机位置感知结果、障碍物位置感知结果与实际位置相同,路径总偏离量数值为4m,充分证实了设计系统控制性能较佳。     

飞机机翼微小创伤修复模具的设计

针对飞机机翼被鸟击后的快速修复提出了简便、经济、精确的精模衬垫微敲修复法,该方法的关键是衬模设计,为此分析了机翼微小创伤的修复原理,提出了三种修复方案,并对比其优缺点,最终以木质叠板为衬模材料,三坐标测量仪为数据获取工具,数控铣床及磨床为加工设备的理念完成机翼衬模的设计,并得到实际应用验证,其结果良好能够满足修复要求。     

Experimental study on control fins of a small flying vehicle using piezo-composite actuators

A camber morphing control fin design and an all-moving control fin design using piezo-composite unimorph actuators are presented in this paper. The control fin of a small flying object is usually actuated using a servo motor system with an electromagnetic motor. Much research has been conducted to solve the structural complexity of servo actuation systems to convert the rotation of a servo motor to a linear actuation motion. To simplify this structural complexity, several types of smart actuators have been developed, such as bimorph or unimorph actuators with piezoelectric material layers and shape memory alloy actuators. In this study, a camber morphing type control fin and an all-moving type control fin actuated using piezo-composite actuators are designed to evaluate their ability to simplify the structural complexity of the gear transmission and electromagnetic servo motor system or hydraulic actuator system. Within the skin of the control fin, a piezo-composite actuator is mounted and the other end inserted in a slot of the control fin. As the piezo-composite actuator is excited by an electric field, the pitch angle of the control fin is changed. Experimental testing for the pitch rotation angle of a control fin in a 450 V electric field showed the deflection angle of the camber morphing control fin was 1.4° and the rotational angle of the all-moving control fin was 5.4°, which is obtained from the rotation angle magnification linkage structural system.     

典型损伤对复合材料机翼振动特性的影响

利用大型商用软件MSC.Patran建立了某型无人机复合材料机翼的有限元模型。在机翼中分别模拟了蒙皮分层、蒙皮与翼梁翼肋脱粘以及翼梁裂纹这3种典型损伤,通过与无损伤复合材料机翼固有振动频率进行比较,分析了损伤位置和大小对机翼振动特性的影响。结果表明:3种典型损伤一般不会引起机翼各阶振动模态的改变,但会使各阶振动频率发生变化;对各阶振动频率的影响既与损伤位置有关,也与主承力结构的损伤程度有关;蒙皮分层和翼梁裂纹出现在机翼根部时对机翼振动频率的影响最明显。     

一种折叠翼飞行器离筒性能分析

针对折叠翼飞行器发射离筒瞬间姿态变化及折叠翼机构展开性能问题,对影响飞行器离筒性能的主要因素进行了研究,对飞行器离筒过程进行了受力分析,分析了影响飞行器离筒性能的主要因素,建立了飞行器离筒过程理论模型和ADAMS仿真模型,对飞行器离筒过程中低头角变化、离筒时间、离筒速度、离筒最大应力、折叠翼机构展开时间和折叠翼展开同步性等参数进行了计算;对比分析了两种方法所得计算结果;分析了发射角对飞行器离筒过程中低头角和接触力的影响。研究结果表明,两种计算方法计算结果误差在5%以内,可以相互验证;水平发射时飞行器离筒低头角为0.49°、离筒时间为163 ms、离筒速度为14.12 m/s;随着发射角的增加飞行器离筒低头角减小,离筒过程最大冲击力减小;计算结果为飞行器发射性能提供了理论依据。     

后置翼墙加固框架柱抗震变形能力研究

为考察后置翼墙加固混凝土框架柱的抗震性能,结合已有研究中试验轴压比为0.31、0.36、0.40,原柱纵筋配筋率为0.82%~1.23%的18个后置翼墙加固试件的低周反复荷载试验,采用ABAQUS软件进行了675个后置翼墙加固试件在水平反复荷载下的有限元模拟。试验和有限元分析结果表明：由于后置翼墙作为原柱的耗能及加固部件有效保护了原柱,后置翼墙加固试件中原柱损伤相对较轻;后置翼墙一字形加固柱的损伤主要发生在两片后置翼墙端部区域,T形及L形加固柱原柱损伤主要发生在未后置翼墙一侧,且损伤区域较小;建立了翼墙加固柱极限层间位移角关于原柱轴压比、剪跨比、翼墙钢筋配筋率等关键参数的计算式。     

可变后掠机翼变形机理及气动特性研究

在飞行器的设计开发过程中,机翼后掠角的改变可以使飞行器在各个飞行阶段均保持较优的性能。本文提出一种局部旋转式变后掠机翼,并设计了相应的驱动机构。将此变后掠方案结合两种不同翼型分别构建三维模型后,基于FLUENT及SA湍流模型,对两模型分别进行了外部绕流流场的数值模拟,分析机翼在不同攻角及飞行马赫数下的气动特性差异。分析结果表明,通过改变机翼的后掠角改变可以显著改变机翼升力系数、阻力系数及升阻比,提高飞行器对不同飞行环境的适应能力。     

复合材料机翼结构相似颤振模型的设计与实验验证

为了进行颤振实验, 依据原始金属模型, 根据结构相似方法和刚度相等的原则, 提出了基于设计元素的复合材料结构设计方法, 建立了结构缩比和复合材料结构设计软件, 并分别设计了复合材料机翼盒段和机翼模型。采用低模量复合材料制造, 进行了模态实验和风洞实验。实验结果与理论值吻合较好。设计的梁架2蒙皮复合材料机翼模型实现了结构和动力学相似, 相对于传统的蒙皮不传递载荷的梁架-维形颤振模型有了质的飞跃。      

无尾飞翼式无人机飞行控制特性研究

依据高空长航时无尾飞翼式无人机的主要特点来分析飞机本体静稳定性以及高空巡航状态飞行时的动稳定性和操纵特性。用经典飞行动力学理论详细研究了无人机在16000m高空巡航状态的自然稳定性,并利用Matlab simulink对滚转-俯仰-偏航耦合运动的仿真来分析无尾飞翼式布局在纵、横航向上的耦合特性。基于以上的分析,采用主动控制技术设计纵向和横航向的控制律,阐述了无人机纵向定高爬升和横航向方位角控制时的操纵特性;并进行仿真分析,得到满意的结果,验证了采用主动控制技术可明显改善各项飞行品质要求。