变体飞机动力系统技术要求

变体飞机可以随着外部环境和飞行任务的变化，自主连续改变外形，实现在不同任务模式下机翼效率的最大化，充分发挥飞机飞行性能，满足其任务需求的动力装置也是关键因素之一。     

伸缩机翼变体飞机气动特性研究

伸缩机翼变体飞机通过机翼伸缩调整机翼展长,从而改变机翼面积和展弦比,改变飞机的气动布局和机翼的气动特性,满足多任务点的设计要求。简要介绍伸缩机翼变体飞机的发展历史,重点研究一种采用伸缩机翼设计的超音速飞机的气动特性变化。研究结果表明：亚音速时机翼展长伸长,展弦比增大,飞机诱导阻力降低,升阻比提高,可以明显提高飞机的航程;超音速时机翼展长缩短,展弦比减小,飞机的波阻降低,升阻比增大,提高了超音速飞行性能。伸缩机翼概念用于超音速飞机设计时能很好地兼顾亚音速巡航和超音速冲刺。     

机翼滑移过程气动力与稳定性分析

为适应不同飞行状态,设计了一种机翼可纵向滑移的变体飞机,并分析了在变体过程中的纵向气动特性与纵向稳定性。通过FLUENT UDF动网格技术,计算得到飞机机翼以不同速度滑移的变体过程中纵向气动力和力矩系数的变化情况,据此定性分析机翼滑移速度对纵向气动力和力矩系数的影响;通过研究飞机变体过程中焦点与重心的位置变化曲线,分析飞机在变体过程中的稳定性。结果显示:变体过程中机翼低速滑移时,滑移速度对纵向气动力和力矩系数影响不大;飞机在变体过程中由纵向稳定飞行状态变为不稳定飞行状态。     

伸缩机翼变形技术研究

变体飞机可以根据需要改变气动外形,以便在不同的飞行状态都能获得最佳的气动性能,提高飞机的任务适应能力。伸缩机翼变形技术在国外已经过几十年的研究和探索,是变体飞机技术的主要发展方向之一。本文综述了伸缩机翼技术的发展历史及国内外研究情况,阐述了伸缩机翼变形原理及其优缺点,提炼了设计伸缩机翼所涉及的关键技术,展望了伸缩机翼技术在飞机、导弹、地效翼飞行器以及飞行汽车等方面的应用前景。     

Review on Key Technologies Progress of the Morphing Aireraft

阐述了变体飞机发展动机、发展过程及最新研究现状,主要介绍了国外主要变体飞机方案的变体模式研究进展和应用情况。在此基础上重点介绍了可变前/后掠翼,可变弦长机翼,、可变展长机翼,可变弧度机翼等方案的实现原理、研究情况,研究难点和应用情况。围绕变体飞机涉及的总体综合设计,气动布局仿真与试验智能结构与材料、传感器与驱动器、自适应变循环推进系统、飞行控制和变体可靠性监测等核心关键技术进行了重点分析,并对研究难点和研究进展进行了阐述。     

一种柔性蒙皮设计技术及其在后缘变弯度机翼结构中的应用

变体飞机可在飞行包线内的不同飞行状态下获得最优气动效能,增强执行多种任务目标的能力,实现变体飞机结构的关键技术之一是柔性蒙皮的设计。本文介绍一种基于可变形蜂窝的柔性蒙皮结构,并研究了这种柔性蒙皮在后缘变弯度机翼结构上的应用,通过仿真分析和全尺寸原理样件地面试验验证,该结构满足真实飞行载荷条件下对变形能力和承载能力的要求。     

Z型翼变体飞机的纵向多体动力学特性

机翼变形时,变体飞机的翼面积、惯性特性、全机焦点和重心位置等均会发生较大的变化,从而引起飞机的动态特性也随之改变。为此对机翼变形过程中的Z型翼变体飞机进行了纵向多体动力学建模仿真;推导了变形过程中变体飞机的六自由度非线性动力学方程,并通过简化得到了解耦后的纵向动力学方程。机翼折叠动态过程的气动特性数值模拟结果表明,不同折叠角速度下飞机的气动力相差不大。在机翼折叠角速度较小且忽略非定常气动效应的情况下,采用气动力准定常假设对变形过程中不同机翼折叠角速度下变体飞机的纵向响应进行了数值仿真,并研究了重心位置移动和气动特性变化对飞机变形过程动态特性的影响规律。结果表明,折叠过程中气动特性的变化是影响飞机动态特性的主要因素,机翼折叠后飞机的速度和迎角增加,且飞行高度下降较大。     

基于双程形状记忆合金驱动器的可偏转翼梢小翼控制

<正>1962年,美国海军武器实验室的Buehler等发现等原子比的NiTi合金具有优良的形状记忆效应~[1],并成功研制出廉价且力学性能优异的形状记忆合金"NiTinol"~[2]。形状记忆合金材料因其具有形状记忆效应而可用于制作驱动器,SMA驱动器具有结构简单、驱动力大、功率重量比高、响应迅速等优点,在实际中特别是在飞行器机翼变体结构中得到了大量的应用~[3],然而单向形状记忆效应不适用于形状记忆合金丝的重复驱动~[4],因为驱动器在冷却后不会恢     

伸缩机翼变体飞机气动布局初步研究

针对侦察-打击一体化飞机的性能需求,提出了一种伸缩机翼变体飞机气动布局概念方案,采用气动力计算、风洞试验、缩比飞行模型研究等手段,对其机翼展开与收缩等不同状态的气动特性进行了分析,验证了机翼展开状态升阻比高、续航时间长和机翼收缩状态阻力小、加速冲刺性能好的设计思想。研究结果表明,伸缩机翼变体飞机能够适应侦察-打击一体化飞机的需要,具有广阔的应用前景。     

飞翼布局折叠机翼变体飞机操稳特性研究

为了研究飞翼布局折叠机翼变体飞机的操稳特性,自行设计飞翼布局折叠机翼变体飞机,建立研究模型并进行简化处理。采用涡格法和工程估算法对机翼折叠过程中飞机的纵向和横航向静稳定性进行分析;采用小扰动假设,将飞机扰动运动沿纵向和横航向解耦,分别得到纵向扰动运动和横航向扰动运动对应的模态,分析机翼折叠过程对飞机动稳定性的影响;结合工程估算法和CFD仿真分析机翼折叠过程对飞机操纵性的影响。飞行试验结果表明:在飞行中机翼折叠后,飞机有进入俯冲的趋势,随着配平舵偏角的增加,俯仰运动逐渐不够灵敏;在操纵杆量相同的情况下,机翼折叠状态的俯仰运动响应较快。     

折叠翼变体飞机的传动机构设计和驱动方式优化分析

变体飞机能够在飞行过程中显著地改变外形和尺寸,从而使单一的飞行器能够实现在起飞、俯冲、巡航等多种飞行状态下都具备优良的飞行性能.折叠翼变体飞机的折叠传动机构对折叠翼的结构动力学和传力特性具有显著的影响.本文设计了一种轴/轴套式的折叠传动机构,利用ANSYS有限元软件建立了有限元网格模型,采用DYNA求解器,详细求解分析...     

变体机翼前缘结构优化设计及力学分析

正变体飞行器是指在飞行过程中根据环境及飞行任务的变化自主改变外形,从而在各种飞行环境下实现最优飞行性能的飞行器。1995年,美国国防部高级研究项目机构(Defence advanced research projects agency,DARPA)启动了智能机翼项目。研究者尝试使用自适应材料驱动系统以实现高性能的变形控制。研制了由形状记忆合金驱动的、无铰链的、轮廓光滑的机翼后缘,风洞实验数据表     

智能材料和结构在变体飞行器上的应用现状与前景展望简

 变体飞行器可以根据不同的飞行条件改变自身形状以获得最优的气动性能,大大提高飞行器的综合性能,是未来飞行器发展的重要方向之一。新型智能材料和结构具有驱动、变形、承载、传感等特点,为变体飞行器的设计提供了新的技术途径。本文根据不同可变形机翼结构分类,详细阐述了智能材料和结构在自适应结构、智能驱动器和变形蒙皮等方面的研究现状。变体飞行器的实现亟需解决变形/承载一体化蒙皮技术、轻质大输出力驱动器技术和自适应结构技术等关键技术,本文还对智能材料和结构未来在变体飞行器上的应用前景进行了展望。     

用于翼面的一种柔性驱动结构的数值仿真分析

变体飞机是通过机翼的柔性、连续变形,使飞机可以实现在不同飞行环境下都具有最佳气动外形。本文提出了一种新的弹簧网状柔性机翼驱动结构模型。在小变形假定的条件下,建立有限元模型,计算得到了典型受力条件下的变形特征,通过数据分析,对比了理论模型解与仿真解的差异,并总结出网状弹簧柔性结构驱动设计的优点与可行性,为模型后续研究提供了指导方向与依据。同时该研究结果对于变体飞机驱动结构的设计具有一定的参考价值。     

柔性机翼后缘结构变形重构研究

<正>随着航空技术日新月异的发展,传统飞行器的开缝式后缘襟翼已不能满足军用及民用领域的更高要求。现代变体飞行器主要通过变面积、变后掠角和变弯度等方式实现飞行器结构连续变化。柔性机翼后缘是一种重要的柔性变体结构,它将传统开缝式后缘襟翼结构替换为可连续偏转的柔性材料,实现机翼后缘的连续变形,实现机翼减重、降油耗和提高气动性能等目标。在可连续偏转柔性机翼后缘,使用过程中相对于传统的机翼,会产生较大的弹性变形,因此必须对其变形进行实时的监测和重构,在     

智能材料和结构在变体飞行器上的应用现状与前景展望

变体飞行器可以根据不同的飞行条件改变自身形状以获得最优的气动性能,大大提高飞行器的综合性能,是未来飞行器发展的重要方向之一。新型智能材料和结构具有驱动、变形、承载、传感等特点,为变体飞行器的设计提供了新的技术途径。本文根据不同可变形机翼结构分类,详细阐述了智能材料和结构在自适应结构、智能驱动器和变形蒙皮等方面的研究现状。变体飞行器的实现亟需解决变形/承载一体化蒙皮技术、轻质大输出力驱动器技术和自适应结构技术等关键技术,本文还对智能材料和结构未来在变体飞行器上的应用前景进行了展望。     

机翼机动减载策略与效果评估

飞行载荷设计是飞机平台设计的重要组成部分,是飞机能力需求与结构强度实现的桥梁。面向高机动飞机较为突出的机翼载荷大的问题,以一种常规布局飞机本体特性和飞行载荷特性为研究对象,通过典型极限动作的机动过程仿真,初步探索机翼机动减载的方式和可实现性,并使用测压风洞试验数据和结构有限元模型评估了减载效果。研究结果表明,通过合适的策略,可有效实现飞机机翼的机动减载,并且不会增加飞行负担对于飞机的疲劳损伤也起到一定的减轻作用。     

电热除冰复合材料层合板拉伸性能试验研究

<正>当飞机在寒冷或多云的天气条件下飞行时,大气中的过冷水滴撞击在飞机表面,在飞机的气动表面很容易形成冰层。这种条件不仅增加了飞机的重量,而且还会导致机翼表面气流分离,造成飞行阻力上升、操作性下降、稳定性减弱,对飞行安全形成很大威胁~[1]。为了减少相关的安全事故,飞机上的除冰防冰系统起到了关键性的作用。其中,电热除冰系统因其低能耗、易控制,越来越广泛地应用于飞机机翼除冰。相比于传统的复合材料层合板,电热除冰复合材料层合板继承了其优异的力学     

机翼整体油箱密封变形机理分析

<正>现代高性能飞机普遍采用机翼整体油箱结构,机翼整体油箱可以增大飞机燃油贮量,增加飞机续航时间、飞机航程,改善飞机的飞行性能。机翼整体油箱的结构除了满足结构设计的强度刚度要求外,还必须满足整体油箱的密封要求,油箱的密封设计与飞机的安全性能是紧密相关的,因此对整体油箱的密封变形进行深入分析,具有非常重要的工程实际意义。1典型盒段整体油箱缝外边缘变形分析整体油箱结构主要由上下蒙皮、桁条、前后梁、普通翼肋、加强翼肋等结构通过铆钉连接而成。由于复合材料整体油箱中蒙皮和桁条采用整体固化成形,不存在密封变形问题,因此主要考虑的是蒙皮壁板和梁、肋骨架之间密封     

复合材料机翼结构静强度适航符合性验证分析

正机翼是飞机在飞行过程中受力最严重的部件,其结构强度是否满足适航要求关系着飞机的飞行安全。因此,需要采用准确可靠的验证方法对结构强度进行适航符合性验证,确保结构的安全可靠。由于是通用飞机机翼,本文主要依据民用航空规章CCAR-23R3部相应的适航条款进行飞行载荷的计算,通过Patran/Nastran进行建模分析,验证复合材料机翼在极限载荷作用下的强度符合性。