低轨道带可变翼的平板型极高真空分子屏 被引量：4

1

作者 达道安 张华林 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第4期44-49,共6页

本文计算了在低轨道自由飞行的平板型分子屏（ＷａｋｅＳｈｉｅｌｄＦａｃｉｌｉｔｙ）加了可变翼后，分子屏后实验区的压力分布。计算中考虑了分子屏和翼材料出气对实验区压力的影响。本文并对加可变翼和不加可变翼、考虑出气和不考虑... 本文计算了在低轨道自由飞行的平板型分子屏（ＷａｋｅＳｈｉｅｌｄＦａｃｉｌｉｔｙ）加了可变翼后，分子屏后实验区的压力分布。计算中考虑了分子屏和翼材料出气对实验区压力的影响。本文并对加可变翼和不加可变翼、考虑出气和不考虑出气几种情形进行了计算和比较。我们的结果表明：给轨道分子屏加上可变翼后，其实验区的压力可比不加可变翼降低一个数量级以上，压力达１０－１３Ｐａ。本文的研究表明，这种给轨道分子屏加可变翼的模型对更好的利用分子屏环境是非常有利的。 展开更多

关键词 轨道分子屏 可变翼 航天 极高真空 低轨道

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新型四导叶可变翼波浪能发电装置水动力性能研究 被引量：2

2

作者 于通顺 宋文复 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期860-866,共7页

首先,建立三维数值波浪水槽,确定可变翼装置达到最优转动效果时导叶的最大张开角度;然后,在波浪水槽中进行试验考察波浪作用下可变翼装置的转动特点;最后,比较不同波浪条件下装置的转速,并总结影响转速的主要因素。通过数值模拟及试验... 首先,建立三维数值波浪水槽,确定可变翼装置达到最优转动效果时导叶的最大张开角度;然后,在波浪水槽中进行试验考察波浪作用下可变翼装置的转动特点;最后,比较不同波浪条件下装置的转速,并总结影响转速的主要因素。通过数值模拟及试验研究发现:1)导叶最大张开角度达到39?时,装置达到最优的转动效果;2)波浪作用过程中可变翼装置的转速不稳定、波谷时刻叶轮位置处水质点的速度小于0.232 m/s时装置会出现间歇性停转;3)波高过小、周期过大、模型入水过深都会降低模型的旋转速度。 展开更多

关键词 波浪能发电 可变翼 水动力特性 数值水槽 试验

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基于回馈递推的可变翼高超声速飞行器智能非线性控制 被引量：10

3

作者 吴雨珊 江驹 +1 位作者 甄子洋 顾臣风 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第7期963-968,共6页

针对可变翼高超声速飞行器的外环稳定跟踪控制问题,考虑可变翼对建模的影响、模型参数不确定和外界未知干扰对跟踪控制性能的影响,提出基于回馈递推的智能非线性控制策略。本文首先利用巡航段气动参数的插值数据建立精确的纵向模型;然... 针对可变翼高超声速飞行器的外环稳定跟踪控制问题,考虑可变翼对建模的影响、模型参数不确定和外界未知干扰对跟踪控制性能的影响,提出基于回馈递推的智能非线性控制策略。本文首先利用巡航段气动参数的插值数据建立精确的纵向模型;然后采用输入-输出反馈线性化方法对飞行器纵向模型进行非线性映射,并根据状态变量特性将飞行器划分为三个子系统,利用回馈递推依次求取控制信号,采用RBF神经网络对未知干扰进行逼近,保证鲁棒性能。针对回馈递推设计过程中微分膨胀的问题,加入动态面控制思想进行改进。通过仿真表明,该方法可以保证闭环系统的全局稳定,并且拥有良好的跟踪性能和鲁棒性能。 展开更多

关键词 可变翼 高超声速飞行器 回馈递推 RBF神经网络 动态面 鲁棒性能 微分膨胀

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空间可变翼飞行器小翼伸缩自适应滑模控制 被引量：5

4

作者 杨铭超 江驹 +1 位作者 甄子洋 李腾 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第9期1420-1425,共6页

近空间可变翼飞行器具有可伸缩小翼结构,针对小翼伸出和收回状态变化过程中,存在参数摄动,可能造成飞行器状态以及控制量的大范围跳变,影响飞行器的稳定性的问题,本文提出一种快速双幂次趋近律滑模与神经网络结合的自适应滑模控制方法... 近空间可变翼飞行器具有可伸缩小翼结构,针对小翼伸出和收回状态变化过程中,存在参数摄动,可能造成飞行器状态以及控制量的大范围跳变,影响飞行器的稳定性的问题,本文提出一种快速双幂次趋近律滑模与神经网络结合的自适应滑模控制方法。应用该方法设计快速双幂次趋近律滑模控制器,并利用神经网络充分逼近复杂的非线性关系能力,得到小翼伸缩全过程的滑模趋近律。对比分析传统滑模控制方法和快速双幂次滑模与神经网络结合自适应控制效果,仿真结果表明快速双幂次滑模控制与神经网络结合方法具有良好的控制效果。 展开更多

关键词 近空间可变翼飞行器 小翼伸缩 模态切换 参数摄动 神经网络 滑模控制 快速双幂趋近律 自适应控制

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近空间可变翼飞行器小翼切换自适应控制方法 被引量：4

5

作者 杨政 甄子洋 +1 位作者 蒋烁莹 陶钢 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期886-891,共6页

针对近空间可变翼飞行器在小翼切换时存在参数不确定性的问题,本文设计了基于矩阵下三角对称(LDS)分解的小翼伸缩自适应切换控制器,以实现小翼伸缩的平滑切换。对近空间可变翼飞行器的非线性模型进行线性化处理,建立含有小翼伸缩变化的... 针对近空间可变翼飞行器在小翼切换时存在参数不确定性的问题,本文设计了基于矩阵下三角对称(LDS)分解的小翼伸缩自适应切换控制器,以实现小翼伸缩的平滑切换。对近空间可变翼飞行器的非线性模型进行线性化处理,建立含有小翼伸缩变化的不确定线性模型;依据线性化的近空间可变翼飞行器模型,设计状态反馈控制器,并确定参考模型。然后设计自适应补偿控制器,消除参数不确定性的影响。将小翼切换自适应控制问题转换为参数不确定性问题,并且从理论上证明了小翼切换过程的稳定性。研究结果表明:提出的基于矩阵分解的自适应控制方法能够有效地解决小翼切换时飞行器参数不确定性问题,该方法有较强的鲁棒性,为飞行器参数不确定性问题提供了可靠地解决思路。 展开更多

关键词 近空间可变翼飞行器 小翼切换 状态反馈控制 自适应律 参考模型 参数不确定 矩阵分解

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改进多段高斯伪谱法的近空间可变翼飞行器小翼伸缩优化研究 被引量：4

6

作者 徐文萤 江驹 +1 位作者 甄子洋 万月丰 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第7期1043-1051,共9页

针对Gauss伪谱法在处理近空间可变翼飞行器最省燃油轨迹优化与可变小翼伸缩状态的最优关系等问题时存在计算量大、计算效率低下、优化精度低等缺陷,本文提出一种改进的多段整合优化的高斯伪谱法的求解策略。考虑到本文研究对象带有可伸... 针对Gauss伪谱法在处理近空间可变翼飞行器最省燃油轨迹优化与可变小翼伸缩状态的最优关系等问题时存在计算量大、计算效率低下、优化精度低等缺陷,本文提出一种改进的多段整合优化的高斯伪谱法的求解策略。考虑到本文研究对象带有可伸缩小翼的特殊性及飞行过程中声速、密度、地球引力及发动机推力变化等因素的影响,对爬升模态进行合理分段,建立多段优化模型,应用本文所提的改进方法进行了整体优化仿真试验。通过数值仿真得到整个爬升各子段的最少耗油爬升轨迹及小翼伸缩状态。仿真结果表明:改进后的优化方法在计算时长、优化精度等整体性能上得到了进一步的提升。 展开更多

关键词 近空间飞行器 可变翼飞行器 小翼伸缩 多段轨迹优化 高斯伪谱法 非线性规划 最优控制 目标优化

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近空间可变翼飞行器爬升段小翼伸缩优化研究 被引量：2

7

作者 徐文萤 江驹 +1 位作者 蒋烁莹 郑亚龙 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第6期1134-1141,共8页

针对近空间可变翼飞行器爬升段小翼伸缩和节省燃油消耗等问题,综合考虑飞行器在近空间飞行声速变化、密度变化、地球引力及发动机推力变化等因素对飞行爬升轨迹的影响,结合可变翼飞行器小翼可伸缩的优势,研究最省燃油的小翼伸缩爬升轨迹... 针对近空间可变翼飞行器爬升段小翼伸缩和节省燃油消耗等问题,综合考虑飞行器在近空间飞行声速变化、密度变化、地球引力及发动机推力变化等因素对飞行爬升轨迹的影响,结合可变翼飞行器小翼可伸缩的优势,研究最省燃油的小翼伸缩爬升轨迹,本文提出一种基于高斯伪谱法的求解策略。利用插值拟合得到飞行器小翼伸缩时的气动数据;将高斯伪谱法和序列二次规划算法相结合,对控制量、状态量、边界条件、路劲约束等问题进行优化求解,得到最省油量爬升轨迹以及小翼的伸缩变化过程。仿真结果表明:该方法对于近空间可变翼飞行器爬升段小翼伸缩具有良好优化效果,可节省大量的燃料供飞行器巡航段使用。 展开更多

关键词 近空间可变翼飞行器 小翼伸缩 高斯伪谱法 非线性规划 序列二次规划算法 最优控制 轨迹优化

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一种新型的垂直轴可变翼风力发电机 被引量：2

8

作者 王锦亚 郑梅生 《科技创新导报》 2019年第16期53-55,共3页

作为可再生清洁能源的利用,风能发电具有广阔的应用市场,因此对风能转换效率的研究一直受到重视。本文提出一种新型垂直轴可变翼风力发电机,进行了结构设计和机构运动分析,采用双曲柄机构实现了风翼在受风转动时的两个极限位置,提高了... 作为可再生清洁能源的利用,风能发电具有广阔的应用市场,因此对风能转换效率的研究一直受到重视。本文提出一种新型垂直轴可变翼风力发电机,进行了结构设计和机构运动分析,采用双曲柄机构实现了风翼在受风转动时的两个极限位置,提高了风能的利用效率。 展开更多

关键词 垂直轴风力发电机 可变翼 结构与运动分析

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基于两级优化策略的导弹可变翼优化设计

9

作者 张鹏 谷良贤 龚春林 《航空制造技术》 2010年第8期82-85,共4页

针对多任务、可变翼导弹的外形优化设计需求,提出了一种两级优化方法,研究变形弹翼对导弹总质量和飞行性能的影响。在给定的任务和基准方案下,采用遗传算法和模式搜索法混合优化策略,完成了弹翼优化。结果显示,优化后的导弹发射质量和... 针对多任务、可变翼导弹的外形优化设计需求,提出了一种两级优化方法,研究变形弹翼对导弹总质量和飞行性能的影响。在给定的任务和基准方案下,采用遗传算法和模式搜索法混合优化策略,完成了弹翼优化。结果显示,优化后的导弹发射质量和燃料消耗分别减小了5.46%和15.25%。 展开更多

关键词 导弹 可变翼 两级优化 综合任务

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可变翼巡航导弹μ综合姿态控制系统设计

10

作者 舒营恩 郭建国 周军 《计算机仿真》 CSCD 北大核心 2013年第1期124-127,共4页

研究巡航导弹稳定性优化控制问题,针对面对称可变翼巡航导弹,利用μ综合方法设计了导弹的姿态控制系统。常规巡航导弹执行任务特点单一,可变翼巡航导弹可以通过改变气动外形实现多任务飞行。然而随着弹翼的变化导致导弹的动力学模型与... 研究巡航导弹稳定性优化控制问题,针对面对称可变翼巡航导弹,利用μ综合方法设计了导弹的姿态控制系统。常规巡航导弹执行任务特点单一,可变翼巡航导弹可以通过改变气动外形实现多任务飞行。然而随着弹翼的变化导致导弹的动力学模型与控制特性更为复杂,为了提高可变翼巡航导弹的鲁棒性能,结合弹翼的变化策略构建可变翼导弹的多体动力学模型,综合考虑控制对象的参数不确定性和结构不确定性,采用μ综合方法设计了算例的三通道控制系统并进行了仿真。仿真结果表明,μ综合姿态控制系统不仅具有良好的动态特性,而且对参数不确定性具有良好的鲁棒稳定性。 展开更多

关键词 可变翼 鲁棒控制 模型不确定性

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可变后掠翼机构设计与运动特性分析

11

作者 李铭 李鑫松 +2 位作者 郑会龙 周洪 李明记 《机电信息》 2024年第13期41-45,50,共6页

通过建立一种可变后掠翼结构,采用预紧力扭簧作为展开动力,并结合电磁销锁紧、挡块机构缓冲、圆盘和弹簧销实现后续连杆机构的变后掠过程。该串联翼结构能在发射箱内实现机翼的瞬间展开和后续稳定变后掠飞行。通过理论计算验证了整体结... 通过建立一种可变后掠翼结构,采用预紧力扭簧作为展开动力,并结合电磁销锁紧、挡块机构缓冲、圆盘和弹簧销实现后续连杆机构的变后掠过程。该串联翼结构能在发射箱内实现机翼的瞬间展开和后续稳定变后掠飞行。通过理论计算验证了整体结构的可行性,扭簧逆推线径在3.019~5.000 mm范围内。运动仿真模拟结果显示,在0.1 s内机翼展开到指定位置时,扭簧最佳预紧力为205 N,上翼前缘最大速度达27.9142 m/s,最大加速度为20843.9513 m/s2,最危险点发生在0.1000 s,整个展开过程在0.9300 s停止。根据这项研究,这种结构在导弹的发射和飞行方面具有实际应用潜力,可以在现有技术的基础上明显提升储运效率,并增强其适应复杂飞行环境的能力。 展开更多

关键词 可变后掠翼 扭簧 动力学仿真 电磁销 预紧力

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基于实航数据的可变翼无人潜航器滑翔运动水动力参数辨识研究

12

作者 张超 张华 +3 位作者 肖冬林 郑鹏 王健 曹园山 《中国造船》 EI CSCD 北大核心 2023年第6期272-283,共12页

可变翼混合驱动无人潜航器是一种新概念水下潜器,具有功耗低和航程长的优点,若利用尾部的推进器还具有良好的机动性。此外,其特殊的机械结构可实现开翼和合翼两种状态,适合在复杂的海洋环境中执行探索和监测作业。论文以中国船舶科学研... 可变翼混合驱动无人潜航器是一种新概念水下潜器,具有功耗低和航程长的优点,若利用尾部的推进器还具有良好的机动性。此外,其特殊的机械结构可实现开翼和合翼两种状态,适合在复杂的海洋环境中执行探索和监测作业。论文以中国船舶科学研究中心自主研发的原型样机“海翔500X”为研究对象,提出充分利用实航数据获取水动力参数的方法。对无人潜航器建立动力学模型和推导稳态关系;针对大深度环境中攻角数据不完备的问题,借助以往测量数据用RBF神经网络预报攻角值。将实航数据与稳态模型相结合,得到水动力参数的表达式,并将其与CFD及模型修正结果进行对比,验证了参数的可靠性。 展开更多

关键词 混合驱动无人潜航器 可变翼 水动力参数辨识 RBF神经网络

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近空间可变翼飞行器模态切换自适应控制研究 被引量：1

13

作者 杨政 甄子洋 +1 位作者 蒋烁莹 江驹 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2018年第3期37-41,共5页

针对近空间可变翼飞行器在模态切换时存在参数不确定性的问题,研究了一种基于状态反馈输出跟踪的模型参考自适应控制方法。首先,基于近空间可变翼飞行器的状态方程,设计状态反馈控制器。在此基础上,设计了一种自适应更新律,实时估计控... 针对近空间可变翼飞行器在模态切换时存在参数不确定性的问题,研究了一种基于状态反馈输出跟踪的模型参考自适应控制方法。首先,基于近空间可变翼飞行器的状态方程,设计状态反馈控制器。在此基础上,设计了一种自适应更新律,实时估计控制器参数来消除参数不确定性的影响。仿真结果验证了模型参考自适应控制器的控制效果,以及对模态切换时参数不确定性的抑制能力。 展开更多

关键词 近空间可变翼飞行器 模态切换 状态反馈控制 自适应律

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近空间可变翼飞行器小翼切换滑模反步控制 被引量：2

14

作者 黄书童 江驹 +1 位作者 李欧迅 朱平 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2020年第2期29-33,共5页

针对近空间可变翼飞行器在小翼切换过程中存在参数不确定性的问题,设计了滑模控制和反步法相结合的控制方法以保证飞行器的跟踪性能。首先研究了近空间可变翼飞行器的纵向运动模型,在此基础上设计了速度和高度的反步控制器,同时采用动... 针对近空间可变翼飞行器在小翼切换过程中存在参数不确定性的问题,设计了滑模控制和反步法相结合的控制方法以保证飞行器的跟踪性能。首先研究了近空间可变翼飞行器的纵向运动模型,在此基础上设计了速度和高度的反步控制器,同时采用动态面控制方法消除微分膨胀问题,然后结合滑模控制以增强控制器的跟踪性能,最后基于Lyapunov稳定性理论证明了系统的稳定性。仿真结果表明,在参数不确定性时滑模反步控制器能保证系统的稳定性和跟踪性能。 展开更多

关键词 近空间可变翼飞行器 滑模控制 反步法 小翼切换

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基于长周期光纤光栅的可变体机翼翼表温度测试系统研究 被引量：7

15

作者 李堃 梁大开 +2 位作者 曾捷 邹红波 周怡妃 《光学技术》 CAS CSCD 北大核心 2011年第1期7-10,共4页

为实现可变体机翼翼表温度的高精度的实时检测,设计了一种基于长周期光纤光栅(LPG)的温度测试系统。该系统采用长周期光纤光栅作为温度传感元件,高双折射光纤环镜作为边缘滤波器件。在边缘滤波理论研究的基础上,提出了一种降噪增敏的算... 为实现可变体机翼翼表温度的高精度的实时检测,设计了一种基于长周期光纤光栅(LPG)的温度测试系统。该系统采用长周期光纤光栅作为温度传感元件,高双折射光纤环镜作为边缘滤波器件。在边缘滤波理论研究的基础上,提出了一种降噪增敏的算法。实验中将LPG粘贴在可变体机翼翼表材料的表面,当外界温度发生变化时,LPG的谐振波长发生偏移,经光纤环镜的调制后出射光强发生变化。实验结果表明,长周期光纤光栅温度灵敏度为0.053nm/℃,系统线性度为0.9997,温度分辨率为0.05℃,该系统具有较高的温度灵敏度和分辨率,能够较好地实现可变体机翼翼表温度实时检测。 展开更多

关键词 可变体机翼翼表 长周期光纤光栅(LPG) 温度测试 边缘滤波

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可变形翼导弹动态气动特性的仿真研究 被引量：2

16

作者 丛歆雨 吴杰 《宇航总体技术》 2021年第5期60-65,共6页

导弹发射后,飞行高度从近地面到高空域,气压、温度变化巨大,同时飞行马赫数也从低速到超声速、高超声速。在不同飞行阶段稳定性能和升阻比需求不同,对导弹气动性能要求不同。固定外形导弹的气动性能难以适用于不同的飞行任务,而可变形... 导弹发射后,飞行高度从近地面到高空域,气压、温度变化巨大,同时飞行马赫数也从低速到超声速、高超声速。在不同飞行阶段稳定性能和升阻比需求不同,对导弹气动性能要求不同。固定外形导弹的气动性能难以适用于不同的飞行任务,而可变形翼导弹通过改变翼面的形状,实现外形上的变化,从而适应不同的作战环境。通过分析可变形收缩弹翼不同收缩速度(快速、中速、慢速3种状态)的气动性能,研究了导弹气动性能随弹翼收缩速度变化的规律,揭示了升力系数和阻力系数随弹翼的收缩速率的线性变化特征。同时还分析了变形前后导弹附近流场的压强、速度和温度的变化,以及这些物理量对导弹的影响。结果表明,伸缩翼改变了翼面面积和展弦比,弹翼伸长时具有高升阻力,适合亚声速巡航,弹翼收缩可以减小高马赫数飞行时阻力,提高导弹射程。 展开更多

关键词 可变翼导弹 数值模拟 气动性能

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可变后掠翼导弹的动态特性分析 被引量：1

17

作者 孙瑞胜 赵日 史济涛 《航空兵器》 2013年第1期8-10,19,共4页

针对可变后掠翼导弹弹体外形参数可变的特点,建立了其弹体扰动运动线性化数学模型,分析了其与固定外形导弹的区别,提出了一种可变后掠翼导弹动态特性分析方法,通过设计不同后掠角速度参数(快速、中速和慢速三种展开状态),揭示了某可变... 针对可变后掠翼导弹弹体外形参数可变的特点,建立了其弹体扰动运动线性化数学模型,分析了其与固定外形导弹的区别,提出了一种可变后掠翼导弹动态特性分析方法,通过设计不同后掠角速度参数(快速、中速和慢速三种展开状态),揭示了某可变后掠翼导弹稳定性和操纵性随不同后掠角参数的变化规律。 展开更多

关键词 可变后掠翼导弹 动态特性 展开角速度 稳定性 操纵性

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基于可变弹翼迫击炮弹的制导方法研究 被引量：1

18

作者 任波 杨博 《成组技术与生产现代化》 2014年第4期46-50,60,共6页

针对常规迫击炮弹飞行距离短、精度差的缺点,对迫击炮弹进行气动设计,在弹身增设"一"字形可变弹翼,通过控制弹翼前缘后掠角来改变弹翼面积,进而调控射程,实现制导.采用最小二乘法拟合控制关系,以PID算法设计控制系统,并将四... 针对常规迫击炮弹飞行距离短、精度差的缺点,对迫击炮弹进行气动设计,在弹身增设"一"字形可变弹翼,通过控制弹翼前缘后掠角来改变弹翼面积,进而调控射程,实现制导.采用最小二乘法拟合控制关系,以PID算法设计控制系统,并将四元数快速处理技术应用于Matlab下的仿真.结果表明,变弹翼制导迫击炮弹在打击6 000m距离的目标时,圆概率误差为4m,射击精度有很大提高. 展开更多

关键词 可变弹翼 迫击炮弹 制导 MATLAB仿真

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可变后掠翼联动驱动机构设计与尺寸综合 被引量：1

19

作者 都显琛 刘学翱 +3 位作者 董洋 王辉 何天宇 王春洁 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第12期2502-2509,共8页

可变后掠翼飞行器通过改变其机翼后掠角,可实现在不同飞行速度条件下,达到最佳飞行状态。为了实现在单驱动下机翼后掠角变化时,同时实现机翼部分蒙皮的展收,基于平面复合连杆机构,提出一种可变后掠翼联动驱动机构。为了解决该机构函数... 可变后掠翼飞行器通过改变其机翼后掠角,可实现在不同飞行速度条件下,达到最佳飞行状态。为了实现在单驱动下机翼后掠角变化时,同时实现机翼部分蒙皮的展收,基于平面复合连杆机构,提出一种可变后掠翼联动驱动机构。为了解决该机构函数生成与运动生成综合相结合的尺寸综合问题,将复合连杆机构拆分为3个子机构,通过矢量方程法对机构进行分析,建立复合连杆机构的矢量环路方程,并对机构的可动性进行分析。结合机构矢量环路方程,提出一种利用优化算法与运动学分析软件判断机构可动性、优化机构性能的尺寸综合方法。结合相应实例,使用所提方法对机构进行设计,获得了满足可动性要求、尺寸约束,且包络面积最小的机构尺寸构型,证明了所提方法的有效性。 展开更多

关键词 可变后掠翼 复合连杆机构 可动性 尺寸综合 优化算法

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可变后掠翼驱动机构设计与CFD仿真 被引量：2

20

作者 蔡智杰 高则超 《机械设计》 CSCD 北大核心 2018年第9期17-22,共6页

变后掠翼飞机可以通过改变机翼后掠角去适应不同的飞行条件,以达到最优飞行状态,但其复杂的结构与操纵系统及较大的自身质量一直为人诟病。针对这些问题,文中提出两种基于滑块摇杆的后掠翼驱动机构设计方案,分别适用于不变翼型和可变翼... 变后掠翼飞机可以通过改变机翼后掠角去适应不同的飞行条件,以达到最优飞行状态,但其复杂的结构与操纵系统及较大的自身质量一直为人诟病。针对这些问题,文中提出两种基于滑块摇杆的后掠翼驱动机构设计方案,分别适用于不变翼型和可变翼型后掠翼飞机。通过机构分析可以得到机翼后掠角χ与滑块位移x之间的函数关系。针对不变翼型驱动机构作用下的可变后掠翼,选取翼型NACA2412进行CFD仿真分析,通过曲面图,比较不同迎角下后掠角对机翼升力系数、阻力系数及升阻比的影响。当Ma取值0.5,迎角为定值时,升力系数、阻力系数均随机翼后掠角递减,升阻比先增后减,且在机翼后掠角40°,迎角6°处,升阻比有最大值17.6。适当增大Ma,不改变最大升阻比所对应的机翼后掠角和迎角。 展开更多

关键词 可变后掠翼 机翼后掠角 驱动机构 CFD仿真

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