【摘要】：隨著航空工業(yè)的迅速發(fā)展,民用和軍事領(lǐng)域都對飛行器提出了更高的要求,要求新一代飛行器能夠在變化很大的飛行環(huán)境(高度、馬赫數(shù)等)下和在執(zhí)行多種任務(wù)(如起降、巡航、機(jī)動、盤旋、攻擊等)時始終保持良好性能�？勺凅w飛行器可以通過改變機(jī)翼機(jī)身氣動外形以滿足不同氣流條件和飛行環(huán)境下的特殊任務(wù),達(dá)到最佳的飛行性能。本文主要結(jié)合我國變體飛行器研究現(xiàn)狀,針對以Z型折疊翼為工程背景的多體結(jié)構(gòu)進(jìn)行了動力學(xué)理論分析,同時還進(jìn)行了包括Z性折疊機(jī)翼實驗?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計制作等過程的動態(tài)實驗研究。論文的研究內(nèi)容分為以下幾部分:(1)Z型折疊機(jī)翼動力學(xué)控制方程的建立:首先,Z型折疊機(jī)翼結(jié)構(gòu)分為三部分:內(nèi)翼,中間翼和外翼,其中內(nèi)翼的一端與機(jī)身固連,外翼的一端自由,各個部分之間通過鉸鏈連接。根據(jù)不同飛行條件,中間翼不僅可以繞連接軸轉(zhuǎn)動,改變折疊角度,還可以鎖定在任意折疊角度,同時外翼和內(nèi)翼始終保持平行。本文從理論上建立了Z型折疊機(jī)翼的板模型,其力學(xué)模型為三塊正交鋪設(shè)的碳纖維復(fù)合材料層合板,由剛性鉸鏈連接。內(nèi)板、中間板和外板,分別對應(yīng)機(jī)翼的內(nèi)翼、中間翼和外翼。內(nèi)板一端與機(jī)身固連,外板的最外端為自由端,其他各處均為鉸接狀態(tài)�；诮�(jīng)典層合板理論,引入von Kármán幾何非線性理論,利用Hamilton原理建立了結(jié)構(gòu)的非線性動力學(xué)控制方程,同時給出了連接處的連續(xù)條件。(2)Z型折疊機(jī)翼板結(jié)構(gòu)的模態(tài)分析由于建立的Z型折疊機(jī)翼板結(jié)構(gòu)為多體結(jié)構(gòu),其振動模態(tài)不同于單一的板殼結(jié)構(gòu),所以首先需要通過不同的方式得到結(jié)構(gòu)的振動模態(tài),以便進(jìn)行進(jìn)一步的離散分析。本文利用兩種不同的方式進(jìn)行了模態(tài)分析,有限元分析和實驗研究。首先,利用有限元軟件對Z型折疊板結(jié)構(gòu)進(jìn)行固有頻率和振動模態(tài)分析,得到了結(jié)構(gòu)不同折疊角度下前五階的固有頻率和振動模態(tài),結(jié)合有限元模態(tài)分析結(jié)果,選取了不同情況下,符合系統(tǒng)特性的模態(tài)函數(shù),對動力學(xué)方程進(jìn)行了二階離散,同時在隨后的實驗研究中也對此部分進(jìn)行了驗證。(3)Z型折疊機(jī)翼板結(jié)構(gòu)不同內(nèi)共振情況下的動態(tài)特性分析結(jié)合Z型折疊有限元頻率及模態(tài)分析結(jié)果,考慮系統(tǒng)兩種不同的內(nèi)共振情況,折疊角度為45~0時,結(jié)構(gòu)發(fā)生1:1內(nèi)共振-主參數(shù)共振情況和折疊角度為60~0時,結(jié)構(gòu)發(fā)生1:2內(nèi)共振-基本參數(shù)共振情況。選取合適的模態(tài)函數(shù),運(yùn)用Galerkin二階截斷,分別得到系統(tǒng)四自由度的常微分動力學(xué)方程,并采用攝動方法得到平均方程,利用數(shù)值方法研究了Z型折疊機(jī)翼的非線性動力學(xué)特性,得到了幅頻響應(yīng)曲線、混沌分叉圖、波形圖、相圖以及龐加萊截面等,并對理論分析結(jié)果進(jìn)行了說明。(4)Z型折疊機(jī)翼的動力學(xué)實驗研究以及與理論結(jié)果對比首先基于理論分析的模型,設(shè)計并加工了Z型折疊機(jī)翼結(jié)構(gòu)的實驗?zāi)Ｐ�。通過振動測試技術(shù),對設(shè)計的Z型折疊機(jī)翼實驗?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了一系列的模態(tài)試驗與振動實驗,確定了前五階模態(tài)參數(shù)。以折疊角度為60~o時系統(tǒng)1:2內(nèi)共振的情況為例,對實驗?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了振動測試實驗,實驗結(jié)果與理論分析對比驗證。(5)Z型折疊機(jī)翼其他不同形態(tài)下動力學(xué)實驗研究通過傳統(tǒng)模態(tài)試驗技術(shù)和工作模態(tài)分析實驗兩種不同的模態(tài)參數(shù)識別方法,分別對折疊角度為90~o和120~o時,系統(tǒng)的前五階模態(tài)參數(shù)進(jìn)行了對比識別,得到了系統(tǒng)的固有頻率、阻尼比以及模態(tài)振型。
【學(xué)位授予單位】：北京工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V214
【圖文】：

第 1 章 緒論第 1 章 緒論1.1 引言隨著航空工業(yè)的迅速發(fā)展，民用和軍事領(lǐng)域都對飛行器提出了更高的要求，要求新一代飛行器能夠在變化很大的飛行環(huán)境（高度、馬赫數(shù)等）中執(zhí)行多種任務(wù)（如起降、巡航、機(jī)動、盤旋、攻擊等）時，始終保持良好飛行性能。而固定翼飛行器只能滿足特定氣流環(huán)境、空域范圍的正常飛行。因此，可變體飛行器的概念應(yīng)運(yùn)而生。該類飛行器的氣動外形可以在不同飛行狀態(tài)中自適應(yīng)變化，以始終保持最優(yōu)的氣動性能[1-5]。

圖 1-1 可變體飛行器Fig. 1-1 Morphing aircraft變體飛行器的概念是從仿生學(xué)的角度提出的,鳥類是變體飛行器在自然界的最好例證。鳥類具有改變翼面形狀的能力，在低速飛行時伸展翼面，而在高速飛行時縮攏翼面。鳥類能改變其翼型，增大翼型弧度能增加最大升力系數(shù)，減小失速速度，使其可以低速安全降落。鳥類在降落時還能夠增加翼面的上反角，在下降過程中調(diào)整可以增加滾轉(zhuǎn)的穩(wěn)定性。

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：2742392