基于绳系并联机器人支撑系统的SDM动导数试验可行性研究

详细给出了在低速风洞中,采用绳系并联机器人(WDPR)支撑模型,用强迫振荡法进行标准动态模型(SDM)动导数试验可行性的研究。试验中将杆式六分量应变天平内置入模型中以测量模型的气动力和气动力矩,建立了适用于绳系并联机器人支撑系统的模型运动控制子系统和数据采集子系统。采用绳拉力作为参考信号,对气动力矩信号与位姿信号进行数据的同步处理,解决了绳系并联机器人支撑系统应用于动导数试验时所测力矩信号与位姿信号之间的相位差确定问题,给出了WDPR支撑下模型动导数的计算方法。整个试验样机置于某开口式低速直流风洞中进行了俯仰、带偏航角的俯仰以及升沉的动导数试验,通过测量和计算得到各动导数。试验结果与参考文献相比较具有合理的一致性。研究结果表明,采用绳系并联机器人支撑模型进行动导数试验是可行的,至少对于SDM是这样的结果;使用一套绳系并联机器人支撑系统,可以完成多套硬式支撑系统才能完成的动导数试验,从而提高试验效率,降低试验成本。     

低速风洞飞行器模型编队飞行绳系并联支撑机构

设计了一种用于飞行器双机编队飞行的风洞试验模型绳系并联支撑机构，模拟在周边有障碍物的有限空间通道中的飞行运动。以直升机为例，根据工况参数设计了双绳牵引并联机构作为飞行器模型的支撑，建立了基于可移动的滑轮铰点与直升机模型编队协同飞行的运动学模型，对系统的静刚度进行了分析，并通过试验验证了旋翼转动对该绳系支撑系统动刚度的影响，给出了在有限空间通道中模拟双机编队飞行与着陆过程中绳与绳之间、绳与模型之间的干涉算法，并对该支撑机构的绳系结构进行了干涉分析。结果表明，所设计的支撑机构能有效解决模拟飞行器模型双机编队在有限空间中飞行运动时的支撑干涉问题，而且系统刚度达到低速风洞试验的稳定性要求，是低速风洞中支撑飞行器模型进行编队飞行试验的有效解决方案。     

稳定性导数计算方法研究

稳定性导数的准确计算对于飞行器的操稳特性具有重要意义.应用计算流体力学(CFD)方法中的非结构化动网格技术建立能够模拟飞行器做周期性俯仰运动的强迫振荡法,以国际动导数标模Finner导弹为验证算例,获得不同马赫数下俯仰力矩系数的迟滞环曲线,进而计算Finner导弹在不同马赫数下的静稳定性导数和动稳定性导数.结果表明:本文计算得到的俯仰静稳定性导数与试验数据非常接近;在亚音速和超音速范围内,动稳定性导数计算结果与试验值很接近,但在跨音速范围内,本文计算结果与试验曲线的规律性一致,但误差较大.     

飞行器大迎角下俯仰静、动导数的数值计算

 采用一种适用于非定常流动计算的逐次超松弛（SOR）时间推进方法耦合求解非定常Navier-Stokes方程和强迫运动方程,数值模拟了NACA0012翼型、弹道外形(HBS)和有翼导弹等飞行器在不同初始迎角下做强迫俯仰振荡的黏性动态流场,给出动态气动力及力矩系数的时间历程;采用积分法获得飞行器的静导数和动导数,将计算结果与实验结果及半经验理论预测方法进行比较并分析飞行器在大迎角下动态特性的非线性特征;计算结果与实验值相吻合,表明本文采用的非定常数值模拟方法在大迎角下能够较准确地模拟飞行器的动态特性,具有工程应用价值。     

动导数数值预测中的相关问题

动导数是飞行器动态稳定性分析、弹道设计和控制系统设计的重要参数,其预测方法主要有工程近似方法、数值模拟和风洞试验。基于动导数、交叉导数的概念,介绍了强迫振荡法、自由振荡法等预测动导数的数值模拟方法,重点就超声速、高超声速动导数数值预测中存在的问题开展讨论,包括时间步长、子迭代步数的选取;振荡频率对辨识结果的影响;强迫振荡法和自由振荡法辨识动导数可能存在差异的原因分析;交叉导数和交叉耦合导数的辨识问题以及飞行器构型对动导数预测的影响等。并结合算例进行了具体分析,在总结现有研究经验的同时,针对当前研究中存在的困惑和难题,提出了相应的改进建议。     

应用于飞行器风洞试验的绳牵引并联机构技术综述

首先概述了法国航空局SACSO项目关于绳牵引并联机构应用于飞行器风洞试验的研究工作,然后从六自由度绳牵引并联机构的结构设计、运动学及性能分析、工作空间的分析与综合、静刚度分析、运动控制和力控制等六方面,详细分析了六自由度绳牵引并联机构应用于飞行器风洞试验中的关键技术。分析结果表明:六自由度绳牵引并联机构必须根据飞行器的类型,以工作空间大小为依据进行构型设计;其运动控制方案可借用PID控制或自适应控制,其优点是便于动力学模型的线性化和解耦;其力控制方案可借用经典的阻抗控制和力/位置混合控制,但适用于飞行器风洞试验的六自由度绳牵引并联机构的更完善的力控制策略还有待进一步的研究。     

基于阶跃响应的飞行器单独静、动导数数值求解方法

基于阶跃响应方法,结合刚性动网格技术,对飞行器的单独静、动导数的精细化数值计算进行了研究.以纵向为例,通过给物面施加恒定附加攻角,求解得到阶跃响应运动过程的非定常气动力,求导得到静导数.同样给物面施加恒定的俯仰角速度,并同时强迫物面平动以抵消俯仰转动产生的附加攻角影响,可由非定常气动力求导得到动导数值.分别利用NACA0012翼型和三维SACCON飞翼无人机进行了计算验证,各攻角下的静、动导数值与文献、试验结果吻合得很好,最大误差不超过5%.结论表明:基于阶跃响应的单独静、动导数直接模拟方法计算耗时仅为传统强迫振动方法的21%,效率相对较高,且可推广到横航向的动导数计算,为飞行器的稳定性研究提供参考.      

飞行器动态稳定性参数计算方法研究进展

动态稳定性参数（简称动导数）是飞行器控制系统设计、飞行器动不稳定发生边界分析及相应动态稳定性判据研究的关键气动参数。在对飞行稳定性问题进行概述的基础上,介绍飞行器动态稳定性参数数值模拟的国内外研究进展。并按照理论方法、工程近似方法及计算流体力学（CFD）模拟方法的动导数发展方向对近年来主要的动导数计算方法进行了综述,评价了各种动导数预测方法的优缺点,指出了动导数数值模拟在理论基础、非定常气动力建模、预测方法精度和效率等方面存在的问题。最后对动导数数值模拟的发展趋势进行了展望。     

超音速、高超音速飞行器动导数的高效计算方法

将超音速、高超音速气动力工程计算方法综合起来,推广到非定常气动力的计算,并用于求解任意外形飞行器作强迫运动时的非定常气动力.在此基础上进一步发展了一种适合于超音速、高超音速大迎角状态的飞行器动导数计算方法和程序.计算结果与国际标准实验数据作了比较,证明了该程序的正确性和精度.研究了减缩频率和基本迎角对动导数的影响,结果表明基本迎角对动稳定性导数影响较大,而减缩频率在小迎角范围内对动导数影响很小.     

低速风洞绳牵引并联支撑系统的机构与模型姿态控制方案设计

首先介绍作为风洞试验中新型"软式"支撑系统的绳牵引并联支撑系统;其次,在给定的设计要求下,依据缩比模型所需运动,探讨绳牵引并联支撑系统的设计原理,并提出详细的设计步骤,得到了一个8根绳牵引的RRPM:WDPSS-8,使缩比为1∶40的F-15E模型可实现的俯仰角达-79°~71°、滚转角达-90°~90°、偏航角达-38°~39°;最后,在建立系统的动力学模型的基础上,采用基于绳长关节空间的驱动力矩控制器的位置控制方案来进行缩比模型的姿态控制,并用Lyapunov函数证明缩比模型在该控制规则下的运动稳定性。     

低速风洞绳牵引并联支撑系统的模型气动试验研究(英文)

根据绳牵引并联机构的优点,建造了一种新型的用于低速风洞试验的飞机模型绳牵引并联支撑系统,研究该系统中模型的空气动力参数的测量与计算方法。文中对机构进行了静力学分析,建立了描述实验模型气动载荷的数学模型,提出了通过测量绳系拉力求得模型空气动力参数的解算方法;设计并构建了绳系拉力测量及数据采集系统;将该系统置于开口式回流低速风洞中进行了吹风试验,采集了模型在不同姿态和不同风速下的各牵引绳的拉力数据,并对数据进行了处理分析,通过解算得到了不同吹风条件下模型的气动载荷参数曲线。研究结果表明,绳牵引并联机构用于低速风洞试验的支撑系统是可行的。     

风洞试验绳牵引并联支撑技术研究进展

新型飞行器的研制越发强调先进的飞行性能,这对风洞试验模型支撑技术提出了高的要求,为扩展风洞试验的能力,迫切需要研究新型的智能支撑技术。绳牵引并联支撑是基于机器人技术的一种新型机构,具有刚度较大,动态性能良好等优点,为风洞试验提供了一种新的手段。首先,全面论述了绳系支撑在风洞试验中的应用,并给出动态分析;进一步根据绳牵引并联支撑技术的特点,将其分为可实现受迫运动的冗余约束支撑,以及可实现受迫+自由运动的欠约束支撑;其次,重点阐述了冗余约束与欠约束两类支撑系统的若干关键技术问题及其研究进展;最后,指出绳牵引并联支撑技术的发展方向是具有可重构性和智能化。可为绳牵引并联支撑技术在风洞试验中的工程应用提供一定的理论指导与技术支持。     

基于刚度优化的绳牵引并联支撑系统力/位混合控制

针对应用于风洞试验的八绳牵引并联支撑系统高性能运动控制问题,开展绳索张力实时优化与力/位混合控制技术研究。基于动态试验需求和系统刚度矩阵,选择主刚度加权和最大为目标函数,将其转化为线性规划问题,采用二维凸多边形张力可行域顶点法进行实时求解,并根据绳索张力变化约束进一步提出连续可行域,确保解的连续性,实现其优化分布;设计一种基于电机转角和绳索张力反馈的力/位混合控制策略,其中位姿控制环采用计算力矩法,并利用实际绳索张力补偿惯性力和非线性力等,进而开展稳定性分析。以风洞试验中典型的推力模拟、俯仰振荡等线位移和角运动轨迹为例,在原理样机上开展控制验证实验。研究结果表明该控制策略能够实现对末端飞行器模型位姿和绳索张力的有效跟踪,且具有较高的精度和良好的稳定性,可以为绳牵引并联支撑在风洞动态试验中的应用提供技术支持。     

风洞试验绳牵引冗余并联机器人的刚度增强与运动控制

 以一种应用于低速风洞试验的6自由度绳牵引冗余并联机器人为研究对象,解决飞行器模型在风荷作用下动态定位误差大、力学测量精度不高的问题。运用微分变换推导了该机器人的刚度解析表达式;分别建立了末端执行器和驱动系统的动力学模型;针对系统冗余驱动、强耦合和非线性的特点,设计了基于刚度增强准则的关节空间比例微分（PD）修正前馈控制器,实现了以提高飞行器升力方向、顺风向和俯仰转动方向刚度为目标的绳系张力优化分配。数值仿真算例表明,与基于张力极小准则的控制器相比,前者有效地提高了飞行器的动态定位精度。     

全模颤振双索悬挂系统刚体模态频率研究

研究绳系结构和绳索预紧力对全模颤振双索悬挂系统刚体模态频率的影响。首先，基于绳索并联机构理论，对双索悬挂系统进行静力学建模，引入加权矩阵，推导了双索悬挂系统静刚度模型；其次，建立双索悬挂系统无阻尼振荡方程，分析双索悬挂系统刚体模态频率变化规律；进而，搭建了双索悬挂系统地面样机，开展系统模态频率测试试验，研究系统刚体模态频率的影响因素及其变化规律；最后，参考试验结果修正所建数学模型。结果表明，随着绳索预紧力的增加，系统刚体模态频率呈上升趋势，但各阶刚体模态的固有频率上升速率不同，平动模态的固有频率受绳索预紧力影响比转动模态小得多；在转动模态方面，滚转模态的固有频率最大且上升快；在平动模态方面，升沉模态的固有频率大于横侧滑模态的固有频率；双索经过的机身前后滑轮与飞机模型质心之间的相对位置变化会不同程度地影响支撑系统俯仰模态、偏航模态的固有频率，但几乎不影响其滚转模态的固有频率。研究发现，通过控制悬挂绳索预紧力的大小，合理设计机身上的滑轮安装位置，能够有效降低双索悬挂系统刚体模态频率。研究结果对于优化设计全模颤振双索悬挂系统具有指导意义。     

橡胶隔振器黏弹性5参数分数导数并联动力学模型

以辅助动力装置(APU)橡胶隔振器为研究对象,建立了橡胶隔振器非线性分数导数动力学模型.提出了橡胶隔振器5参数分数导数频率相关性和振幅相关性并联模型.该模型能够使用较少的参数描述APU橡胶隔振器在宽广频率范围内的黏弹性特性.还分析研究了各参数对APU橡胶隔振器储存模量和损失模量的影响,利用数值求解的方法给出定量结果.研究结果表明并联模型能更好地描述APU橡胶隔振器宽广频率范围内的动态特性.为橡胶隔振器设计应用提供了理论基础.      

悬吊式微低重力环境模拟技术研究现状与展望

宇航空间中的微低重力环境使得所处其中的航天器和宇航员表现出与在地面重力环境下不同的受力状态和动态性能,因此需要在地面对这种微低重力环境进行模拟。综述了目前常用的几种微低重力模拟方法,其中悬吊法因为模拟时间长、模拟范围大、不引入附加惯量的优势被广泛采用。从微低重力模拟原理角度对现有的悬吊式微低重力模拟系统研究成果进行了分类和国内外研究现状的综述。根据微低重力模拟的需求归纳了悬吊式微低重力模拟系统的2条设计准则和3个关键技术,详细综述了这3个关键技术的研究现状。探讨了未来悬吊式微低重力模拟系统设计方面和3个关键技术方面的发展趋势。