共查询到18条相似文献,搜索用时 125 毫秒
1.
利用分布粘帖在矩形机翼上下两面的压电驱动器,探索使用该类结构提高飞行器横滚能力的可能性。通过风洞模型设计、材料性能测试、模型固有特性测试、压电柔度矩阵测试等试验项目,保证了有限元模型的计算精度,最终通过模型的风洞试验验证了利用气动弹性效应,获得了附加升力与横滚力矩的方案。该原理性试验说明利用分布式压电驱动器改善横滚性能是可行的。 相似文献
2.
利用压电材料实现柔性机翼的主动形状控制,能够有效提高机翼结构效率和气动性能;要实现连续、光滑的高精确形状控制效果,机翼变形过程必须满足一定的动态要求。本文利用在上下翼面反对称铺设的新型压电纤维复合材料——宏纤维复合材料(MFC)提供驱动力矩,研究了机翼扭转变形的前馈轨迹跟踪控制。首先建立了机翼结构有限元模型和气动力载荷模型,采用载荷比拟法得到MFC作动器的控制载荷向量,给出了气动弹性控制方程及其状态空间表达形式。为跟踪预设的变形参考轨迹,以跟踪误差的时域积分为目标函数,对MFC作动器的电压加载历程进行了优化设计。结果表明,采用规划后的电压加载历程,机翼气动弹性响应很好地跟踪了预期参考轨迹,实现了连续、光滑的动态形状控制效果,提高了控制精度。 相似文献
3.
4.
压电纤维复合材料驱动器在形状控制、振动控制、颤振抑制与抖振控制等方面有广泛的应用前景。首先简单介绍了压电应变驱动的比拟载荷方法,并采用该方法讨论了压电陶瓷片状驱动器与压电纤维复合材料驱动器在驱动特性上的主要差异。在此基础上,对压电纤维复合材料在不同铺设方式、铺设角度与铺设层数下的驱动特性进行了分析,在刚度影响方面展示了不同铺设角度下模型刚轴的移动。分析结果表明:对称铺设反向电场可以同时获得弯曲与扭转变形,而反对称铺设同向电场主要获得扭转变形;两种铺设方式下45°铺设角均获得最大弦向转角,而0°铺设角将获得最大挠度;多铺层可以增加驱动载荷,但总体变形效果还取决于结构系统的刚度比例;对称铺设方式下铺设角对结构刚轴移动的影响非常明显,在气动弹性控制中应着重关注。 相似文献
5.
针对具有自适应后缘的跨声速翼型,基于代理模型和遗传算法相结合的优化方法,开展考虑自适应后缘结构约束的翼型气动优化设计研究。结果表明,低升力系数下翼面流场没有明显的能量损失,不同设计升力系数得到的自适应后缘翼型阻力相差不大;高升力系数下翼面附近存在激波,翼型阻力主要由激波强度决定。对于以低升力系数为设计点的基本翼型,通过后缘自适应变弯来调整载荷分布,可以降低翼面激波强度,减小翼型阻力;对于以高升力系数为设计点的基本翼型,可以直接通过气动优化来消除翼面激波,使得翼型阻力达到最小。因此对于带有自适应后缘的翼型,为了实现宽升力系数范围内的阻力最小,应首先以高升力系数为设计点完成基本翼型的气动优化设计,然后以低升力系数为设计点完成自适应后缘外形的气动优化设计。 相似文献
6.
利用分布粘贴在矩形机翼上下两面的压电驱动器 ,验证了使用该类结构提高飞行器横滚能力的可能性。针对常规的副翼操纵面与虚拟操纵面 (FictitiousControlSurface)两种方案 ,比较了在不同速压或不同刚度下两类方案的表现。分析结果表明二者有本质的差别 :对于常规的副翼操纵方案 ,气动弹性效应是不利的 ,必须保证机翼具有足够的结构刚度以防止副翼反效问题 ;但对于虚拟操纵面方案 ,气动弹性效应是有利的 ,可以使用较小的能量控制较为柔软的机翼达到要求的横滚性能。计算结果显示 ,利用压电驱动器的方案可以大大减少结构重量 相似文献
7.
利用分布粘贴在矩形机翼上下两面的压电驱动器,验证了使用该类结构提高飞行器横滚能力的可能性。针对常规的副翼操纵面与虚拟操纵面(Fictitious Control Surface)两种方案,比较了在不同速压或不同刚度下两类方案的表现。分析结果表明二者有本质的差别:对于常规的副翼操纵方案,气动弹性效应是不利的,必须保证机翼具有足够的结构刚度以防止副翼反效问题;但对于虚拟操纵面方案,气动弹性效应是有利的,可以使用较小的能量控制较为柔软的机翼达到要求的横滚性能。计算结果显示,利用压电驱动器的方案可以大大减少结构重量。 相似文献
8.
动态失速导致叶片气动载荷急剧变化,造成振动载荷激增,桨叶寿命大幅衰减。针对动态失速问题,从座头鲸胸鳍在动态倾转下取得良好的流动特性获得启示,据此模化出仿生正弦前缘翼面(包含3种波峰和2种波长),旨在实现动态失速控制。借助三维非定常数值模拟方法,采用运动网格技术,基于SC1095旋翼翼型,研究了仿生前缘动态失速流动控制机理及运动参数和来流速度的影响。结果表明:正弦前缘大幅度降低俯仰力矩系数峰值和阻力系数峰值;前缘波峰越大、波长越小,阻力系数峰值与俯仰力矩系数峰值的抑制效果越明显,虽然升力系数峰值减小,但其减小量远小于前两者,例如其中一种仿生翼使俯仰力矩系数峰值减小了47.7%,阻力系数峰值减小了36.4%,升力系数峰值减小14.1%;在最大迎角附近,正弦前缘能够缓和失速特性,使载荷变化更为平缓;在高平均迎角、低俯仰频率、低马赫数下,仿生翼动态失速控制效果更强,相比较而言迎角振幅的影响较小。 相似文献
9.
针对人展弦比柔性机翼,本文提出了一种考虑结构与气动相互耦合的静气动弹性分析方法,通过以下迭代过程得到结构变形和气动载荷的稳定状态:采用亚音速面元法年和核函数法计算气动影响系数和翼面升力:采用有限元技术计算结构变形:采用B样条函数实现结构网格变形到气动网格变形的插值;采用载荷等效的二角形方法进行气动载筒和有限元节点载荷的转换。最后,通过一个后掠翼算例计算了柔性下的静气动弹性响应,并与刚性情况进行了对比。 相似文献
10.
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 总被引:1,自引:2,他引:1
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。 相似文献
11.
Smart morphing wing, which is equipped with smart materials and able to change structural geometry adaptively, can further improve aerodynamic efficiency of aircraft. This paper presents a new integrated layout and topology optimization design for morphing wing driven by shape memory alloys (SMAs). By simultaneously optimizing the layout of smart actuators and topology of wing substrate, the ultimately determined configuration can achieve smooth, continuous and accurate geometric shape changes. In addition, aerodynamic analysis is carried out to compare smart morphing wing with traditional hinged airfoil. Finally, the optimized smart wing structure is constructed and tested to demonstrate and verify the morphing functionality. Application setbacks are also pointed out for further investigation. 相似文献
12.
13.
弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制 总被引:1,自引:0,他引:1
以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%~110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%。通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%。 相似文献
14.
为了提高反射面的精度,建立了压电智能反射面的形状控制模型,对该结构的力学建模方法、形状控制方法和作动器优化配置算法进行了研究。首先,将蜂窝夹层结构的压电智能反射面等效为多层复合板,根据虚功原理推导了结构的有限元方程。然后,根据建立的有限元方程,推导了反射面变形的均方根误差与作动器控制电压的关系式,以均方根误差最小为优化目标,建立了形状控制优化模型,将作动器控制电压的优化转化为约束优化问题的求解。最后,采用模拟退火算法对压电作动器进行了优化配置。为了验证形状控制的可行性及优化算法的有效性,以300mm口径的平面压电智能反射面为例进行仿真,分析结果表明,通过压电作动器的控制,可以使反射面的重力变形误差减小97%以上,对于给定数目的作动器,通过模拟退火算法优化,可使其布置在最佳的位置。 相似文献
15.
大柔性飞机在气动力作用下产生较大的弯曲变形,线性理论难以获得比较合理的载荷分析及优化解答。为了综合考虑结构气动非线性效应的影响,飞机结构由相互连接的几何非线性欧拉梁表示,升力面由顺来流方向沿展向分布的可压缩马蹄涡网络表示,通过多控制面协调偏转对飞行载荷进行优化。算例表明:随着变形增大线性分析结果将产生误差,最大误差接近20%;通过协调偏转升降舵与机翼上的4组控制面显著减缓了翼根弯曲载荷13.6%。得出以下结论:结构弯曲效应将导致升力损失,线性理论的分析结果将产生显著误差;多控制面协调偏转方法可有效减缓结构载荷。 相似文献
16.
An active control technique utilizing piezoelectric actuators to alleviate gust-response loads of a large-aspect-ratio flexible wing is investigated. Piezoelectric materials have been exten-sively used for active vibration control of engineering structures. In this paper, piezoelectric mate-rials further attempt to suppress the vibration of the aeroelastic wing caused by gust. The motion equation of the flexible wing with piezoelectric patches is obtained by Hamilton's principle with the modal approach, and then numerical gust responses are analyzed, based on which a gust load alle-viation (GLA) control system is proposed. The gust load alleviation system employs classic propor tional-integral-derivative (PID) controllers which treat piezoelectric patches as control actuators and acceleration as the feedback signal. By a numerical method, the control mechanism that piezo-electric actuators can be used to alleviate gust-response loads is also analyzed qualitatively. Further-more, through low-speed wind tunnel tests, the effectiveness of the gust load alleviation active control technology is validated. The test results agree well with the numerical results. Test results show that at a certain frequency range, the control scheme can effectively alleviate the z and x wing-tip accelerations and the root bending moment of the wing to a certain extent. The control system gives satisfying gust load alleviation efficacy with the reduction rate being generally over 20%. 相似文献
17.
18.
气动结构耦合是研究静气动弹性问题的关键所在。采用三维Euler方程为控制方程,以有限元方法计算结构弹性变形,用细平板样条法(TPS)实现气动结构数据间的转换,进行机翼静气动弹性数值的模拟。算例结果表明,本方法是一种具有很高计算精度和工程实用性的气动弹性模拟方法。 相似文献