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实验用飞机图变后掠翼飞机变后掠翼气动布局的优点是 通过机翼角

发布时间:2019-06-17 12:21 来源:未知 编辑:admin

  实验用飞机图变后掠翼飞机变后掠翼气动布局的优点是 通过机翼后掠角变化 使得飞行器在低速和高速飞行时获得理想的升力【 】。飞行器起飞、着陆时速度较低 机翼产生的升力较小 此时采用机翼小后掠角飞行 以弥补机翼前缘升力不够的缺点 而当飞行器需要在高亚音速和超音速飞行时 采用较大的后掠角度 此时机翼的升力系

  实验用飞机图变后掠翼飞机变后掠翼气动布局的优点是 通过机翼后掠角变化 使得飞行器在低速和高速飞行时获得理想的升力【 】。飞行器起飞、着陆时速度较低 机翼产生的升力较小 此时采用机翼小后掠角飞行 以弥补机翼前缘升力不够的缺点 而当飞行器需要在高亚音速和超音速飞行时 采用较大的后掠角度 此时机翼的升力系数较低 但是飞行速度快 也能够使飞行器获得理想的升力 同时诫 、了空气阻力的影响 提高了飞行器的加速性能和高速飞行能力。变后掠翼机构设计变得复杂起来 操作也变的非常麻烦 故障率较高 最致命的是复杂的后掠翼机构往往占据了机身大部分空间 限制了飞行嚣的承载能力 隐身性等系列性能的提高。现代飞行器设计通常采用双三角翼设计、鸭翼、跨声速面积率曲线设计 翼身融合等现代技术 可咀很好的弥补后掠翼的不足 使飞机获得非常好的飞行性能。因此 变后掠翼在大型军用飞机上的发展遇到了瓶颈 大型飞机翼根处受力复杂 需要有一套加强机构 这就大大增加了飞机的自重 而且无法携带过多的载荷 加之很多其他设计改善了飞机气动性能 后掠翼渐渐泼出了大型飞机的设计中。现代战争的科技含量不断升高 无人机技术得到迅猛发展 其飞行性能也急需要不断提高。无人机在跨声速飞行时 同样遇到了激渡阻力的难题 于是变后掠翼技术被应用到了无人机上。无人机重量较轻 尺寸较小 将变后掠翼技术运用到无人机的飞行中 将会使变后掠翼的优点最大化。 美国启动的“变体飞机结构” 项目再次掀起了“变冀飞机”设计的新浪潮。 项目旨在通过飞行中改变飞机的气动外形使飞机在执行不同任务或在不同飞行包线时的飞行性能都保持在最佳状态。其长远目标是设计一种续航能力比“全球鹰”无人机更强、机动性比 战斗机更好的飞机其中就包括了变后掠翼技术。 在加州军用试验场进行了多次自主变形飞行 的飞行中该无人 一一 气第一章绪论机在保持姿态与航向叭及转弯过程中实现了机翼变形 实现了较好的气动陛能 从一种构型变形另一种构型约需 时间 变体飞机结构验证无人机之所以重提“变翼飞机”设计主要鉴于近年来发展的几项关键技术有望克服过去变翼飞机结构复杂笨重的缺点 充分发挥其优势。主动气动弹性技术可以大大降低机翼结构刚度要求 智能材料结构将驱动、传惑、控制和结构融为一体 为结构简洁、重量轻、可靠性高的智能变形机翼设计提供了物质基础。此外 髓控布局设计思想和主动控制技术的最新发展也为“变翼飞行”提供了相关技术支撑。 我国后掠翼结构设计现状国内对于后掠翼无人机的研究还处于起步阶段 更多是对其飞行气动性能的优化 关于其变形结构研究较少。近年来无人机技术发展突飞猛进 主要研究单位有中国科学技术大学、哈尔滨工业大学 以及西北工业大学等。在早期时候 我国曾进行过相关变后掠翼飞机的联合攻关研究工作 都是进行了概念的设计 基本上都没有成型的技术或者成型样机投入使用。研究的内容多是起步阶段 基本上没有开展实质的研究工作。从我国目前“变形”飞行嚣的发展现状来看 与国外的比较 存在着较大的差距。表现为 起步晚、基础薄弱、气动力基础研究不够等方面。此外在变形机构的设计以及材料的选择方面都是比较薄弱 “。目前国内固定翼无人机已经在军事应用上 并已有样机升空执行任务。后掠翼无人机现在还处于一个研究阶段 对于后掠翼无人机的研究尚属于起步阶段 无人机后掠翼设计中需要考虑到机构、控制、气动外形等一系列的关键技术要考虑 因此 对于无人机后掠翼技术的研究还需要有很长一段路要走。第一章绪论 课题来源及其研究内容 课题来源本课题来源于国家自然基金——无人机变后掠翼项目。无人机是近年来在军事装备上最热门的艟展项目之一 当前世界先进国家的无人机多以固定翼为主 尺寸较大 其续航能力较好 但是其机动性较差 无法适应各种任务的需求。而变后掠翼无人机能够满足这些要求 如果需要无人机进行高空低速 长时间续航 可以采用机翼小后掠角来增大自身的升力 满足飞行条件 如果需要无人机进行低空高速飞行 获取近地面情报时 可以采用机翼大后掠角 来提高速度 增加自身的机动性。 设计要求 翼展 ——低速约 ——高速约 展弦比 后掠角 相对厚度翼根 翼梢 整机重量约。机翼设计要求为 根部翼型选取 、尖梢翼型选取 翼根 翼型的最大升阻比为 迎角为 阻力系数为俯仰力矩系数为一 翼梢 翼型的最大升阻比为 迎角为 阻力系数为俯仰力矩系数为一 其机翼外形如图 所示 升力系数为升力系数为圈 机整体外形第一章绪论无人机变后掠翼设计难点与大型飞机相比较 无人机拥有着质量上的巨大优势 往往在几十公斤左右。但是随着质量的减轻 无人机在尺寸上也减小了很多 机身一般长约 米左右。在机构设计上同样存在着很多难点。传统的传动机构为液压式传动其传动效率和力非常高 但质量和体积非常大 无法应用于无人机变后掠翼。于是本文提出了一种轻便有效的曲柄摇杆机构 来驱动机翼的变后掠。由于机翼根部是活动的 在飞行状态下 翼根会承受非常大的力矩作用 如何合理的设计翼根的结构 来保障无人机翼根的可靠性 将会是一个难点。同时 由于质量的限制 给变形机构的动力输出装置提出了更为苛刻的要求 需要驱动机构的功重比较大。变形过程中两侧机翼的同步性决定了无人机的飞行稳定性 怎样合理的设计机构 来提高两侧机翼变形对称性和稳定性同样是难点。总结起来有以下几点。 根部铰链的设计 保证强度要求。 大功重比 质量较小的前提下 保证输出力矩。 杆件尺寸的优化 保证机翼后掠时的稳定性与对称性。本文以单曲柄双摇杆机构驱动无人机可变后掠翼为研究对象 设计了一种轴承上下对称布置的铰链结构 可以承受较大的扭矩和作用力 保证无人机的变形强度要求。 本论文主要研究内容本论文各章节主要研究内容如下第一章 介绍了无人机的发展历程、分类 变后掠翼的起源、概念、特点与应用 阐述了国内外的研究现状。根据课题来源和课题设计要求 提出了本文所采用的结构形式。阐明了本论文的研究对象 研究方法和研究目的、以及主要存在的难点。第二章 根据设计要求 列出了前期调研中所遇到的几种后掠翼驱动方案 通过分析比较 提出了最终的设计方案。给出了全尺寸后掠翼机构的驱动机构和传动机构的总体设计。第三章 给出了机构的数学模型和三维模型 以提高两侧机翼的运动对称性为目的 基于 优化工具箱 对单曲柄双摇杆机构的杆件尺寸进行了优化设计。介绍了具体的优化设计方法和优化过程。第四章 在上面章节的优化结果的基础上 设计了无人机可变后掠翼机构的 第一罩绪论 缩比模型包括机身 机翼 及其传动机构 连接方式的详细设计。缩比模型按照真实模型进行比例缩小而得到 具有一定得真实性。为后续的转角实验和风洞实验提供了模型。第五章 使用 软件对单曲柄双摇杆驱动机构进行运动学和动力学分析 得出了各杆件运动的参数 转动速度 两侧机翼转角误差等。通过对翼根承受力矩的估算 可以得到各杆件的相互受力曲线 对杆件进行了强度校核 为后面章节的进一步研究提供了有利条件。第六章 给出了制作加工好的整体模型 特别是机翼的加工方法。进行了模型的通电实验 测量了真实的机翼转动角度和转角误差。简要介绍了风洞实验装置 为进一步的风洞实验做好准备。第七章 结论与展望中对全文的工作进行了总结 列出了工作中的主要创新点 以及不足之处 还有待于进一步的改进。同时提出了对未来工作的展望以及后期目标。 第二章机构设计第二章机构设计无人机变后掠翼技术中的关键点是后掠翼驱动机构的设计 传统驱动形式主要是结构较为复杂、笨重 而无法直接运用在中小型无人机上。从某种意义上讲 驱动机构直接关系着无人机变后掠翼的优劣。本章列举了现有的变后掠翼机构形式 对它们进行了比较 最后提出了一种质量轻便 传动效率较高的驱动结构的总体机构设计。 机构方案的确定 机构的选择后掠翼飞行器两侧机翼的驱动结构很多 液压式连杆式 曲柄滑块式等。传统的大型、高速飞行器主要使用的是液压式驱动机构 这样可以保证大的输出扭矩和保持力 使飞行器在变形过程中维持两侧机翼的安全性和稳定性。但由于液压机构有着质量和体积都较大的缺点 将无法直接应用到中小型无人机后掠翼结构中 连杆机构、曲柄滑块机构因其自身重量较轻 较适合应用到无人机后掠翼的变形结构中。通过前期调研 与翻阅相关资料 目前有连杆机构、丝杠机构、滑槽机构等驱动形式。图 丝杠滑块机构丫、 第二章机构设计 、丝杠双滑块机构在 年的美国专利 】中采用了双滑块机构的一种衍变形式将双滑块的运动替代设计为一个圆柱体在直线导轨中的运动 如图 所示结构。弗吉尼亚理工大学也设计了类似的后掠翼驱动结构 如图 所示结构。如图 也是这类后掠翼机构。图 弗吉尼亚理工后掠翼设计【 后掠翼机械结构、滑块摇杆机构 年的美国专利 】中均采用了由曲柄滑块演变而来的滑块共享的两个滑块摇杆机构滑块推动摇杆驱动机翼的前掠与后掠 其中滑块与丝杠机 第二章机构设计构共线 如图 所示。囤 滑块摇杆机构建立了 模型如图 所示 滑块摇杆机构模型圈 两侧机冀转角曲线由曲线可以看出该机构可 非常好的保证两侧机翼的同步性传动装置为丝枉结构 不过滑槽减少为一个。图 低速小后掠角图 高速太后掠角 、转动导杆机构在 年的美国专利 第二章机构设计中均采用了以导杆上的滑块为主动件的转动导杆机构。在 年的美国专利 中同样采用了以导杆上的滑块为主动件的转动导杆机构 但为了同时能大幅改变机冀面积 设计了沿展向的滑动蒙皮机构 如图 所示。图 专利 中的变后掠翼机构和滑动蒙皮机构转动导杆机构本身不具备使后掠翼同步变化的能力需要其它辅助手段实现同步 例如控制两侧驱动器同步。 、曲柄摇杆机构该机构是由单个曲柄带动两侧连杆运动 其中曲柄的形状为半圆形 主要目的是避免干涉 增大机翼后掠翼的角度范围。图 正常状态 第二章机构设计图机翼后掠状态为了研究其变形的角度 我们给出了该机构的模型 对该模型进行运动学分析 可以得出后掠角度的变化范围。将该结构简化为 模型如图 所示 曲柄连杆机构运动仿真圈曲柄转动带动两侧连杆运动驱动两侧机翼的运动 该结构驱动机翼的后掠角范围以及后掠的过程中 两侧机翼运动的同步性 需进行进一步的杆件长度优

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