不同尾翼鸭式布局远程弹在跨/超声速的气动特性实验研究

为了研究鸭式布局远程弹尾翼对气动特性的影响,设计了无尾翼,"T"型尾8翼,栅格尾翼三种尾翼布局,通过风洞测力实验研究不同布局在不同马赫数及迎角状态下对远程弹气动特性尤其是滚转特性的影响.实验结果显示:安装"T"型尾翼的模型和安装栅格尾翼的模型相比,在跨声速阶段,其升力特性优于栅格尾翼,也更利于滚转控制,但在超声速区域,栅格尾翼模型具有明显的升力特性优势,同时也容易进行滚转控制,而减小阻力是栅格翼将来需要解决的问题.     

航天器柔性多体结构锁定撞击动力学分析与试验验证

介绍了航天器柔性多体结构撞击动力学分析的工程背景和研究现状,阐述了撞击动力学分析软件FMIDASAD的理论模型和数值计算方法,并应用地面展开锁定试验验证了计算结果.研究表明:撞击动力学分析软件FMIDASAD能够合理模拟柔性多体结构在展开锁定撞击过程中的动力学基本特征,其预示的撞击载荷幅值与试验结果较为接近,可以满足工...     

自由浮动空间柔性机械臂在轨操作刚性载荷的组合控制

针对自由浮动空间柔性机械臂,讨论了在笛卡尔坐标系中机械臂对刚性载荷的轨迹跟踪控制和连杆柔性振动主动控制问题。基于拉格朗日法、假设模态法和系统动量守恒定律,推导了一种自由浮动空间柔性机械臂在轨操作刚性载荷的动力学方程。在此基础上,采用奇异摄动法将系统分解为慢变和快变两种尺度时标的子系统,设计模糊终端滑模控制器和Backstepping控制器分别对两个子系统进行控制,由此得到的组合控制使得机械臂按期望轨迹对刚性载荷进行精确在轨操作,同时抑制了柔性连杆的弹性振动。通过数字仿真验证了上述方法的有效性。     

高风速下介质阻挡放电等离子体气动激励抑制翼-身组合体失速分离的试验研究

在较高风速下研究介质阻挡放电等离子体气动激励对翼-身组合体绕流流动的控制效果.结果表明:在来流风速100m/s的情况下,介质阻挡放电等离子体气动激励能较好地抑制流动分离,失速迎角推迟约30%,升阻比最大提高80%.研究结果为等离子体流动控制技术的应用奠定重要基础.     

柔性翼微型飞行器垂直阵风响应特性的实验研究

微型飞行器因其体积小、重量轻、使用灵活、成本低,广泛应用于军民领域的侦查、通讯、搜救等领域.在制约微型飞行器发展的诸多因素中,阵风对微型飞行器的稳定、安全飞行影响很大.在南京航空航天大学非定常风洞内,研制了一套垂直阵风装置,进行了垂直阵风的流场测试.设计制作了一种柔性翼徽7型飞行器,并制作了刚性翼与其对比,在国内首次进行了微型飞行器垂直阵风实验.结果表明:柔性翼能够提高微型飞行器的失速迎角,且具有更好的纵向稳定性,有一定的垂直阵风缓和能力,有利于安全、稳定飞行.     

大柔性飞机起落架缓冲器参数设计

为解决现行飞机起落架缓冲器设计不考虑机体柔性存在的问题,以大柔性飞机支柱型起落架油气式缓冲器为例,采用三质量块飞机着陆模型和功量预估分配法选择缓冲器参数,并对其进行着陆响应动力学分析。研究结果表明,机体一阶模态频率和起落架与机体连接点位置是影响机体储存着陆功量的两个主要因素:机体一阶模态频率小于2 H z时,机体储存的着陆功量预估公式计算误差小于5%;机体储存能量的耗散效率较低。     

柔性混编预浸料制造热塑性复合材料加筋结构

PEEK树脂基复合材料具有突出的韧性和高损伤容限,但因成型工艺条件较为苛刻,且铺覆性能差,影响了曲面成型能力.利用柔性混编预浸料技术则可解决这一难题,高质量、高效率地实现复杂曲面结构件的制备.分别带有"L"型加强筋和帽型材的加筋口盖的制造,对此进行了充分的验证.     

联接翼气动／结构协同优化设计

联接翼是一种将前翼和后翼连接在一起的飞行器布局形式。针对联接翼气动／结构一体化的布局概念，通过结构有限元参数化建模、结构优化、试验设计和响应面模型技术，采用基于响应面的协同优化算法对其进行了气动与结构一体化设计，所获计算结果对大展弦比联接翼飞机构型初步设计具有参考价值。     

连接翼布局纵向控制特性

连接翼布局是高空长航时探测无人机的适宜布局之一。以某大展弦比连接翼布局为例,研究其前/后翼飞行控制特性,包括在纵向姿态和轨迹控制中单独使用前、后翼升降舵的特性和直接升力控制中的协调使用特性。结果表明,虽然定性而言前翼控制对于轨迹响应时间延迟降低有利,但由于内在的慢响应特性,单独前、后翼升降舵控制效果相当;前/后翼协调使用有利于消除俯仰姿态和轨迹的耦合影响,能够有效调整闭环系统零极点,从而调节时间明显缩短;另外,基于输出反馈的特征结构配置方法适宜于直接升力控制律设计,过程直接,得到的结果易实现。这些结果为连接翼飞机飞行控制律设计建立了基础。     

扇翼飞行器机翼布局研究

研究主要分为三部分:首先,建立扇翼飞行器机翼的数学模型.说明扇翼飞行器的增升原理;其次,使用CFD软件对扇翼飞行器的机翼进行数值模拟,得出可行的机翼模型设计方案;最后,设计风洞试验模型并进行风洞测力和粒子图像测速试验验证,结合理论计算和风洞试验结果,给出一套适合本模型的机翼布局方案.研究结果表明,适合本模型的参数如下:机翼风扇叶片偏角取值范围为5～10°,叶片宽度取20mm,风扇转速2000r/min左右,平飞速度5～10m/s,平飞时机翼迎角4°.