飞行动力伞论文（精选6篇）

飞行动力伞论文 第1篇

一、几种动力飞行试验台

通常采用飞行性能优良的大中型飞机作为航空发动机的飞行试验台。它能够安装下几种不同型号的航空发动机, 升空后随机进行各种工况的飞行试验。

1. 改装型平台

这类飞机本身应具有较大的改装余地, 并且总的改装工作量较小、改装费用低、改装周期短且实用性强。题图是由某型轰炸机改装的发动机飞行试验平台, 通过收放机构, 把参试的航空发动机安装在经过改装的轰炸机弹仓处。其优点是能有效地降低整机的重心位置, 控制整机的重心位移, 不影响飞行试验台的操作与稳定;缺点是由于受到机腹离地高度的限制, 难以吊挂大型高涵道比涡轮风扇发动机, 或涡轮螺旋桨发动机进行空中飞行试验。

很显然, 作为改装型飞行试验台, 在选型上具有较大的选择范围, 同时具有较大的改装余地。

2. 同类型平台

通常采用与试验中的动力装置相同或相仿的同类飞机作为该型发动机的飞行试验台。其特点是针对性强, 使用目的明确, 飞行员容易比较装机前后的变化情况, 方便直观地对照性能参数, 做出客观评价。但是, 由于受到飞机结构尺寸的限制, 往往难以安装下较原型尺寸更大、重量更重的其他发动机, 以及大量专门的测试设备和测试系统, 在推广使用上存在一定的局限性。

3. 通用型平台

通常采用大型飞机作为航空发动机的飞行试验平台。因其本身具有优良的飞行性能, 同时拥有较大的起飞重量和商载, 能够安装下多种型号的航空发动机, 升空后随机进行各种工况的飞行试验, 而且改装余地大、综合性强。图1是由伊尔-76喷气式运输机改装的航空发动机飞行试验平台。该飞行试验平台通过吊挂架把参试的航空发动机安装在机翼下, 能有效地控制整机的重心位移, 不影响飞行试验平台的操纵与稳定, 不影响飞机正常的起飞和降落。

很显然, 作为通用型飞行试验平台, 一般都安装2台以上发动机, 飞行试验平台自身的飞行不必依靠被测试发动机提供动力。这就意味着即使被测试发动机在空中发生故障停车, 也不会危及飞行平台的安全。在动力飞行试验平台的选型上, 通常选择具有较大起飞重量和商载, 且采用翼吊多发布局的运输机。这样不仅容易安装上多种供试验用的航空发动机, 而且机翼下方离地有一定的高度, 相邻发动机的间距大、开敞性佳, 检查维护发动机也很方便。

二、动力飞行试验

飞机发动机试验平台需要在飞行中全面地检验该型航空发动机在最大状态、额定状态、巡航状态、慢车状态下的各种工况特性及加减速性能, 考验空中停车后的再启动性能等。航空发动机的最大状态一般只用于飞机起飞、短时间爬升、加速。此时, 发动机转速和涡轮前燃气温度都达到最大值, 推力也达到最大值, 发动机各部件承受最大的机械载荷和热载荷, 需要通过试验来严格限制它的连续工作时间, 通常工作时间5~10分钟。当航空发动机处在额定状态, 此时通常为最大推力的85%~90%, 一般用于飞机爬升、高速平飞, 需要通过试验来确定其工作时间, 通常工作时间30~60分钟。当航空发动机处在巡航状态, 此时为最大推力的65%~75%, 涡轮前燃气温度以及单位耗油率均较低, 在寿命期内连续使用时间不限, 适宜作长时间的远程航行。当航空发动机处在慢车状态, 通常规定为最大推力的3%~5%, 转速为最大转速的20%~40%, 主要用于飞机着陆, 以及地面短时间检查发动机工作状况。当打开喷气式发动机加力时, 一般是有时限的, 多用于飞机起飞或战斗加速冲刺时, 在高空打开时间较低空时长。飞行试验中, 对于使用特种喷管的新型涡轮喷气发动机, 还要测试推力失量喷管的许多特性, 检验喷管反推力装置开合的有效性, 检查消音装置的实际效果等。

三、实际使用状况

我国用轰-6的086号机改装成飞行试验平台, 于1976年12月正式投入科研试飞, 先后对13种型号的发动机进行了飞行试验。轰-6飞行试验平台整整服役了20年, 于1996年10月退役。1993年3月, 我国一航动力所向原航空工业总公司申请了一架SU-27飞机作为飞行试验平台, 并对国产“太行”发动机进行了领先试飞, 为该发动机的顺利研制奠定了坚实基础。此后, 我国飞行试验研究院在经历了多方论证之后, 选择了某型喷气式运输机作为新一代通用发动机飞行试验平台, 开展多种重点型号航空发动机的空中试验。相比以前的航空发动机飞行试验平台, 该机拥有更大的最大起飞重量和商载, 更佳的全天候、长距离、长航时的飞行品质, 更大的机舱使用空间, 更加完备的测试环境。

前苏联从1970年开始, 就有5架伊尔-76运输机被改装为空中动力试验平台。这些飞机配置动力试验工作站和改进的电子设备, 用以监控试验动力装置的工作状态, 试验用动力装置通常安装在机翼挂架下。现在已经有众多型号的航空动力装置被安装在这些飞机上进行了飞行测试。

美国GE公司作为全球著名的航空发动机制造企业, 非常重视航空发动机飞行试验平台的使用。从1945年起就开始装备并使用航空发动机飞行试验平台, 以后陆续补充一些综合性能优良的大中型飞机加入该行列。在1992年就拥有一架波音747宽体喷气客机改装的动力试验平台, 也是全球最大的航空动力综合试验平台 (图2) 。前不久, GE公司又宣布投资6 000万美元购置另外一架波音747-400宽体喷气客机, 并将其改装成一个新的航空发动机飞行试验平台, 率先用于新一代涡扇发动机LEAP-X的测试。

不久前, 普惠公司完成了为空中客车A320neo喷气客机设计的静洁动力PW1100G-JM发动机首台测试机的总装 (图3) 。2008年, 在普惠“齿轮传动涡扇发动机”的初始设计阶段, 这一齿轮传动系统曾在空中客车A340测试飞机上进行验证飞行。

飞行器动力工程简历 第2篇

姓 名：张同学 性 别：男

出生日期：198608民 族：汉

身 份 证：****身 高：165cm

户口所在：目前所在：江西南昌

毕业院校：南昌航空大学政治面貌：中共预备党员

最高学历：本科所修专业：飞行器动力工程

人才类型：普通求职毕业日期：07

求职意向

求职类型：全职

应聘职位：本专业相关职位

希望地点：陕西西安

希望工资：面议

教育培训经历

参加社会实践经历

金工实习、电工实习、专业实习等

所获奖励

语言水平

英语 熟悉 级别:四级

普通话 精通

计算机能力

能熟悉使用各种办公软件、机械类相关制图软件

自我评价

1.待人诚恳，诚实正直，踏实肯干，责任心强，自信心足，能吃苦;

2.锐意进取，勤学好问，自学能力好，;

3.专业知识掌握牢固而且具有较强的动手能力;

飞行动力伞论文 第3篇

引言

随着现代经济的快速发展，民用客机的广泛使用，国家对航空领域内人才的需求日益增长。空气动力学与飞行原理作为机务维修专业学生的专业课，作为新疆职业大学特色课程之一，从教学理念、教学内容、教学方法等方面的全面建设势在必行。鉴于该课程在我校实施的特殊性，我们提出的教学体系建设的总体目标是：通过课堂理论教学、实训基地的实验教学和创新实践三个过程，使学生基本掌握空气动力学的基本特性、研究方法；掌握飞行原理的基本理论，并能熟练应用该原理。培养学生认真谨慎的学习态度，以及发现问题综合利用所学知识解决问题、创新实践的能力。

构建现代教学理念 深化教学体系改革

在空气动力学与飞行原理课程教学体系的建设过程中，我们坚持以培养合格的机务维修工作者为目标，以机务维修考试为指引，从增强学生理论知识、培养学生实操能力、提升学生创新意识的培养目标入手，始终把机务维修手册作为培养学生的基本规范，根本目的是培养学生熟练的动手能力和创新实践能力。在此基础上，我们计划建立“课堂理论教学+实训基地实验教学+创新实践”相结合的符合学生职业需求的教学体系，并对实际教学内容做了相应调整。在进行课堂教学方案设计时，注重学生理论知识的加强和实操过程相融合。课堂理论教学分为“空气动力学基础”和“飞行原理”两部分，而“空气动力学基础”部分又分为“大气物理”和“空气动力学”两部分，在大气物理部分，以大气层为研究对象，重点介绍随着高度的增加，大气物理参数之间的变化关系；而在空气动力学部分，重点突出流体运动基本参数，以及机翼在气流作用下的各种作用力的形成及变化趋势。在飞行原理部分，针对现有常用飞行器外形特点，介绍了飞机飞行基本理论，及其不同姿态下的稳定性和操纵性。在整个教学过程中，结合相应视频影像资料，使学生进一步开阔视野，了解本课程研究的基本方法，加深对本课程的认识。其中“空气动力学基础”部分课堂讲授30学时，实操过程6学时，创新研究2学时；“飞行原理”部分课堂讲授24学时，实操课学时6学时，并将创新研究融入实操过程之中。最后综合利用所学知识进行创新设计。

（1）课堂理论教学

该教学过程强调理论概念的清晰化和数学公式推导的严谨性。注重遵守概念清楚明白、推理过程严谨、重点举例讲解为原则，运用基础部分突出概念理解、原理分析、理论推导的方法；应用部分突出理论知识的运用，参数的设计分析和引导学生正确方法论的教学理念。组织主讲教师对本课程的课程标准及教学方案进行讨论，分析本课程的重点、难点及授课方法。同时，在知识传授过程中，适时地向同学们介绍一些流体力学的前沿研究方法及试验思路，及对力学研究有突出贡献的力学家们的科研事迹，有效提高同学对本课程的学习兴趣，培养学生认真谨慎的生活方式、学习习惯。对学生日后职业素养的形成有着重要作用。

（2）实训基地的实验教学

该教学过程以动手实操能力和创新能力的培养为主，将显示和定量分析、感性认知和理性分析相结合，重视理论分析结果对试验过程的指导作用。根据本过程的基本培养方案要求，我们在该过程计划将试验教学方法进行深入研究，详细设计实验内容、改善实验手段，提高教学效果。

针对该部分开设的8个学时的实验课程，我们详细讨论了各个分项试验的教学方案设计，充分发挥学生的动手能力，培养学生发现问题，利用所学知识解决问题的能力。

（3）创新实践的培养

该教学过程强调培养学生创新意识。第一，依托现有实验设备，在讲授试验方法的同时，向学生传授科学的研究方法，以及国际顶尖的科研进展，以开阔同学的视野，激励学生学习兴趣和热情。第二，为了培养学生的创新意识，我们充分利用学生课外活动和扩展理论及实验教学内容，有目的的引导学生进行创新实践活动，达到事倍功半的效果。其中，为了更好的增强学生的动手能力，培养学生的创新意识，我校和广州民航职业技术学院实训基地建立联系，为学生的实践活动提供了重要的条件，共同培养合格的机务维修人员。经过几年的教学体系试验，该教学体系效果显著，学生在该科目的学习中取得良好的学习成果。

改革教学手段和方法 提高教学质量

在具体实验教学过程中，广泛运用多样的教学方法。

1.启发式教学与实际生产相结合

为了培养学生探究性、主动性学习习惯，我们强调以学生为中心，增强学生和老师之间的互动能力，变以往以教师为中心的教学方式为现代以学生为中心的教育方式，让学生在学习过程中主动提出问题、思考问题，利用已学知识解决问题，从而培养学生独立思考和独立判断的能力。

2.传统板书与现代多媒体技术相结合

针对本课程性质不同的教学内容，采用传统板书与现代多媒体技术相结合的教学手段。一方面，该课程需要数学推导演绎的逻辑推理知识很多，特别是理论教学部分的基本概念和基本原理的推导，传统的板书教育更能使学生理解掌握，更能满足学生的需求。另一方面，高速发展的科学技术，需要学生更形象的了解空气动力学与飞行原理的基本知识。为此，我们充分利用现代多媒体技术，通过虚拟实验、教学视频、影像资料将抽象、复杂的流动现象展示出来，从而使学生更深刻的理解知识内涵。相比较而言，多媒体教育技术具有信息量大、丰富、直观的特点。例如介绍翼型特点、翼型扰流特性、机翼受力特点分析等知识更适合多媒体教学。

（1）创新实验实践教学方法

针对不同深度难度的教学内容，我们开展了教学模式和教学方法的研究与探讨，具体形式与指导方法如下：

1）统一指导和典型示范相结合

对于以传承实验知识为主的专业基础实验平台，强调基本理论、方法的验证和实践，要求学生在教师的统一指导下独立完成。对于稍有难度的实验，可先由指导教师理论指导与实验操作相结合的方式进行典型示范，然后由学生分组根据实验指导完成。

2）自主设计和小组协作相结合

对于可以体现学生实验的设计能力和自主创新能力的综合实验，如机翼的空气动力实验等，这类实验要求学生了解空气动力学实验设备的系统构成，验证流体动力学的基本定律，能熟练掌握气体压力、流量的测量方法，理解机翼在空气动力作用下的受力情况，在完成实验的过程中遇到有不同程度的探索性实验，通过这类实验重点培养学生的创新实践能力。

3）教师指导方法

本课程的理论教学和实验教学由主讲教师一人承担负责，讲课内指导和课外兴趣小组紧密结合。在整个过程控制上，计划建立实验预习报告、实操、实验报告和考试相结合的教学机制，更系统更全面综合培养学生个人能力。同时依托信息技术手段，将理论和实验课程挂网，构建良好的师生交流平台，以期取得更好的教学成果。

结语

综上，我校开设空气动力学与飞行原理课程特殊，具体课程体系的建设仍在探索之中，根据以往教学经验，在理论课和实践课的教学基础上，不断创新，充分发挥学生学习探索的主动性和积极性，注重培养学生的机务维修职业素养，得到了用人单位的一致好评。

（作者单位：新疆职业大学 机械电子工程学院）

飞行动力伞论文 第4篇

目前, 飞行模拟器都是建立单独的气动系数模块。该模块需要大量的气动数据, 这些数据可以来自于风洞试验、理论计算和飞行试验。该模块取自气动数据文件的单变量、双变量和多变量函数的数据组, 以及来自飞行系统其他模块的飞行参数, 调用一维、二维或多维插值程序, 求出飞行瞬间对应的气动数据, 应用求出的气动数据和其他的飞行模块提供的飞行参数及操纵系统提供的舵偏角, 求出飞机飞行瞬间的气动系数。这样加载在飞机上的气动力就可以求出来了。然后飞行动力学模型根据飞行器本身的几何、质量和空气动力特性, 解算出飞行器的位置和姿态变化。

上面的方法适用于现有机型的模拟仿真, 但是对于没有的机型或者正在研制的飞机则完全没有办法模拟其动力学运动。针对这一点本文提出一种基于飞机各部件气动力的建模方法。

1 典型飞行模拟器系统的组成

飞行模拟器是典型的人在回路仿真系统。飞行模拟器由仿真总控台、仿真计算机、仿真环境及飞行员四部分组成, 如图1所示[2]。

仿真总控台是教员 (指挥员) 控制飞行模拟过程、教员与模拟器之间交互、教员与学院之间交互的重要工具, 是飞行模拟器的总控制系统, 也是实时显示和记录的总监控系统。

仿真计算机由若干计算机组成, 它们分别完成飞行动力学模型、系统模型、仿真环境模型、外界干扰模型的计算模拟功能。飞行仿真模型, 是飞行模拟器的核心和灵魂。它的任务主要是实时求解动力学方程, 完成飞机空气动力特性的计算, 对飞机各系统的功能和特性进行实时仿真。

仿真环境包括视景系统系统、音响系统、操纵负荷系统、运动系统和仪表显示系统。它们给飞行员多维感知信息仿真, 飞行员根据上述信息犹如在空中一样“操纵”飞机。

2 飞行动力学运动学模型的对象划分

飞行动力学运动学模型主要接受力和力矩模块计算出的飞机整体的力和力矩, 完成飞机六自由度刚体运动方程的解算。考虑到模型的重用性, 本设计把力和力矩的解算与运动方程的解算分开来, 这样就保证了运动方程的完全的可重用性, 在其他的任何飞机的位置和姿态的解算中都可以直接应用, 不用在对它进行修改。

力和力矩模块综合飞机所受的各种力和力矩, 如重力、气动力、发动机推力和起落架与地面接触力, 风力等。如图2所示。

3 飞机各部件气动力的计算

由于在设计原型样机阶段, 还未拿到完整的经风洞试验和飞行试验得到的气动数据文件, 所以先暂时使用依靠该种飞机气动布局根据空气动力学理论计算出的气动数据。

3.1 机翼

飞机能够在空中飞行主要是靠机翼产生的升力引起的, 当副翼偏角为零是对于飞机机翼升力计算公式如下[3]:

式中cL为升力线斜率, S为机翼面积, α为迎角, α0为机翼零升迎角。

当驾驶员摇动驾驶杆时, 可以使左右副翼相向偏转。左压杆, 右副翼下偏, 左副翼上偏。规定右副翼下偏为正值。偏转副翼 (正的) , 会使机翼的展向环量分布发生变化。右副翼下偏使右机翼的升力增加, 左副翼上偏使左机翼的升力减小, 因此产生负的滚转力矩。

副翼偏转δx时, 其作用相当于整个机翼的升角改变了∆α, ∆α取决于机翼和副翼的外形和尺寸。所以当副翼偏转δx机翼的升力计算公式如下:

偏转副翼引起的滚转力矩为:

式中zx为左右副翼平均几何弦距对称面之间的距离。

机翼的升力引起的纵向力矩为:

式中zy为左右机翼气动中心距飞机质心在ox轴上的投影距离。

由于飞机阻力主要由机翼产生, 所以在飞机原型设计阶段可以只考虑机翼的阻力。飞机的阻力按其产生的原因或性质, 可分为摩擦阻力, 漩涡阻力, 诱导阻力、干扰阻力、激波阻力等。在性能计算中, 我们常把阻力分为零升阻力和升致阻力两部分[4]。

式中c0为零升阻力系数, A为诱导因子。

3.2 平尾

当升降舵向上或向下偏转时, 由于改变了平尾的有效弯度, 将在平尾上产生附加升力, 因而对飞机质心形成附加的纵向力矩。升降舵偏角δz的符号, 作如下规定:当舵面后缘向下偏转时, δz>0;后缘向上偏转时δz<0。

当升降舵偏转δz时, 平尾的升力公式如下:

为平尾速度阻滞系数;ηz为升降舵效率, 是指平尾的升力系数。

该升力产生的纵向力矩为:

式中zpw为平尾气动中心距飞机质心在ox轴上的投影距离。

3.3 垂尾

方向舵是装在垂尾后部的活动翼面。驾驶员蹬动脚蹬, 可使方向舵左右偏转。右脚向前蹬, 使方向舵后缘向右偏转, 规定此时偏角为正。

方向舵偏转使垂尾两侧压力分布发生变化, 因而产生侧力。当方向舵偏δy转时, 侧力的计算公式为:

偏航力矩:该力矩等于作用于垂尾上的侧力和侧力作用点至Oyt轴的垂直距离Lcw的乘积:

滚转力矩:Zcw对Oxt轴产生的滚转力矩Mxcw为:

式中为垂尾气动中心距飞机质心在ox轴上的投影距离。

3.4 发动机模块

发动机产生的推力:在飞行仿真中, 考虑到实时性要求, 发动机的推力一般是飞机飞行马赫数、高度和发动机油门状态的函数, 我们可以直接利用发动机研发单位提供的数据整理成数据表, 在实时仿真时直接通过查表插值得到所需的数据。

发动机产生的力矩:假设推力线与飞机质心之间的垂直距离为yp, 并规定推力线位于质心之上, yp>0, 反之, yp<0。所以推力产生的纵向力矩为:

3.5 起落架模块

本模块主要完成飞机在起飞和降落的时候起落架的受力的计算, 具体计算方法参考文献[5]。

3.6 合力和合力矩的计算

综合考虑飞机各个模块所受的力及力矩, 可求得飞机总体所受的合力和合力矩:

有了全机的合力和合力矩之后, 结合飞机全量运动方程就可以解算出飞机实时的飞行状态。

4结语

通过对飞机各部件进行理论分析和计算, 提出一种新的针对飞行模拟器动力学模型的建模方案, 有了它我们可以对各种气动外形的飞行模拟器进行动力学模拟, 验证其气动性能是否满足设计需要。

摘要：大部分飞行模拟器动力学模型都是在已知飞机整机风动和试飞气动数据的情况下, 通过对这些气动数据的插值来计算得到飞机的气动力和力矩, 本文提出了一种基于飞机各部件的方法。根据空气动力学原理计算出飞机各部件的气动力, 然后再考虑整机的影响合成整机的气动力和力矩。然后代入飞机全量运动方程, 解出飞机实时的运动参数。

关键词：飞行模拟器,动力学模型,飞行仿真

参考文献

[1]王知中.浅谈飞行模拟器的发展及应用[J].航空科学技术, 1994, 2:18～20.

[2]王行仁.飞行实时仿真系统及技术[M].北京:北京航空航天大学出版社, 1998, 9.

[3]方城金, 等.飞机飞行力学[M].航空专业教材编审组出版社, 1983, 11.

[4]方振平.飞机飞行动力学[M].北京:北京航空航天大学出版社, 2005.

飞行器动力工程个人简历 第5篇

电 话：138********(手机)

最近工作 [ 1年5个月 ]

公 司：xx快运航空有限公司

行 业：机械/设备/重工

职 位：产品经理最高学历

学 历：本科

专 业：飞行器动力工程

学 校：北京航空航天大学

自我评价

为人诚实、温和、热情开朗;坚强、责任心强、心思细密、善于分析，有较强的组织能力和自我约束能力，乐于听取别人的意见，虚心接受别人的`教诲和帮助，并擅长从中发现闪光点。

求职意向

到岗时间： 一个月内

工作性质： 全职

希望行业： 航天/航空

目标地点： 北京

期望月薪： 面议/月

目标职能： 部门经理

工作经验

20** /5至今：xx快运航空有限公司 [ 1年5个月]

所属行业：机械/设备/重工

工程技术部 产品经理

1.将国外的图纸进行整理，国标化; 2.对图纸进行核对，对照标准寻找适合的国产材料替代，对技术要求加以说明解释; 3.对产品仔细分析并进行合理改进，提供改进方案，负责核对、维护、更新erp系统中bom; 4.协助解决组装现场，安装现场出现的技术问题; 5.制作产品销售单(workshop order sheet)，编制生产工艺流程sop ，核对校正或者重新制作产品说明书; 6.协助采购部门开发新供应商，协助供应商解决生产过程中图纸的解释，工艺等; 7.根据工程项目需要，设计非标准产品。

20**/5--20**/4：xx航空有限公司 [ 1年]

所属行业：航天/航空

载人航天总体部 科研管理人员

毕业至今在中国空间技术研究院主要从事卫星、飞船等型号机械总体设计工作，包括构形布局、结构设计、力学分析等，熟练使用pro/e、autocad、pantran等结构设计和分析软件，具有大型星、船产品结构设计经验和三维数字化使用经验; 曾参与多个航天型号研制，完成项目技术流程与实施大纲设计，参与整个项目的实施过程; 起担任总体研究室副主任职务，负责研究室日常行政管理和人员管理，包括工作计划、绩效考核、研究室发展和技术交流等，具有项目管理和团队管理的相关经验。

20** /7--20** /4：xx航空股份有限公司 [ 10个月]

所属行业： 航天/航空

飞行部 经理助理/秘书

1.保障亚太转运中心进出港航班飞行员进出场服务及ciq手续办理，协调监控转运中心的地面服务保障工作; 2.对于特殊航班，协调飞行员与美国和香港运行中心的关系，保证特殊航班各项保障工作的顺利进行; 3.负责航班日常保障数据的统计与分析并提出建议予以改进; 4.调度提供地面服务的各种供应商，满足运营需求; 5.制定工作流程，对新进员工进行入职具体岗位培训; 6.完成上级领导交办的其它各项工作。

教育经历

20** /9--20** /7北京航空航天大学飞行器动力工程本科

语言能力

英语(精通) 听说(精通)，读写(精通)

飞行动力伞论文 第6篇

长期以来, 飞机设计师们都将目标集中在制造“更大更快”的飞机上, 而且大都选择固定翼或旋翼型结构, 这两种结构各有其优点, 比如安全性能高、承载能力强等;但是未来应用领域的广泛性和战场任务的复杂性, 传统的飞行器已不能完全满足人类的需求, 人们希望能够研制出拥有更好飞行性能的微型飞行器, 能够在小范围内进行目标搜寻、巡逻监控、地形侦查等功能, 研究表明, 在飞行器翼展小于150 mm时, 扑翼飞行器比固定翼和旋翼飞行更有优势[1], 模仿鸟类研制微扑翼飞行器是实现目标的不二选择[2]。

扑翼飞行器与固定翼和旋翼飞行相比, 能够将举升、悬停和推进功能集成一个扑翼系统[3], 使飞行器能像鸟类那样实现低速飞行、盘旋、急转甚至掉头倒飞, 如果这样的飞行器研制成功, 将为社会发展做出巨大贡献:首先, 在民用领域上, 它可以在山区、城市或室内环境下进行侦查、跟踪;其次, 也可在化学或有害环境下进行侦查、救援、定位灯特殊任务;再次, 也可用于森林防火和监测农业生产、监测病虫害等;最后, 在军用领域上, 它可以进行低空侦查、战场监控、目标搜寻和情报搜集等任务。

1 基于四杆机构的扑翼飞行器设计

图1为我们研制的扑翼飞行器的三维模型, 主要包括五部分, 分别是:能源装置、动力装置、传动装置、柔性翅翼和尾翼, 动力装置采用小型直流电机, 能源部分采用镍铬电池, 传动部分为两个同步的曲柄摇杆机构, 柔性翅翼是由刚性的前缘和柔性的翅弦制作而成, 尾翼能起到稳定飞行和提高升力的作用。

扑翼飞行器的最终目的是要腾空飞行, 因此设计能产生足够升力的机构是扑翼飞行器的关键。由机械原理的知识我们知道[4], 曲柄摇杆机构具有急回特性, 使得摇杆往返的速度不同;基于这个原理, 设计了一种基于曲柄摇杆机构的仿生扑翼飞行器, 以摇杆作为翅翼, 使下扑时速度快, 上扑时速度慢, 产生的总升力为正, 来维持飞行器的飞行;为了保证两翅翼运动的同步性, 采用一个电机驱动两个对称的曲柄摇杆机构, 如图2所示。

2 扑翼机构的数学模型

2.1 建立机构模型

首先, 对所设计的机构进行简化, 提取出机构简图, 其次, 在机构简图的基础上进行数学建模, 求解输入和输出的关系。所设计的扑翼飞行器是曲柄摇杆型的, 取其中一个为研究对象, 建立机构运动简图 (图2) , 求解出输入角θ1与输出角θ3以及角速度 的关系[5~6]。

2.2 建立闭环矢量方程

如图2所示, l1为曲柄, l2为连杆, l3为摇杆, l4为机架, 曲柄l1匀速转动时, 摇杆l3以一定的角度摆动, 整个机构满足矢量封闭[7],

矢量在x轴和y轴的投影为0, 可列出投影方程:

其中θ1为曲柄与x轴的夹角, θ2为连杆与x轴的夹角, θ3为连杆与x轴的夹角。

2.3 建立速度的矩阵方程

将 (2) 和 (3) 对时间t求导数, 并对方程进行整理, 可得到如下速度方程

其中 为θ1角的角速度, 为θ2角的角速度, 为θ3角的角速度。

2.4 建立加速度的矩阵方程

将式 (4) 对时间t再求导数, 可获得加速度的矩阵方程

其中 为θ2角的角加速度, 为θ3角的角加速度。

2.5 用MATLAB对上述方程进行求解

将上述数学模型用MATLAB编写程序, 将曲柄的转动角度进行离散, 可求出离散点处所对应的2θ和θ3的角速度和角加速度, 由于MATLAB具有很强大的数学计算能力, 可以对曲柄的转动角度进行很细微的离散, 可得到更准确的结果。

3 仿真算例

以设计的仿生扑翼飞行器为例, 将设计参数代入上述编好的程序, 翅翼的扑动频率为10 Hz, 即曲柄以10rad/s的角速度匀速转动, 四杆机构的初始尺寸分别为:曲柄8 mm, 连杆31 mm, 摇杆20 mm, 机架26 mm, 曲柄初始角度为76°。运行仿真程序, 可得到曲柄摇杆机构的运动学仿真图 (如图3) , 从该图可以看出, 曲柄作匀速转动, 摇杆实现一定角度的摆动, 并且可以很方便的调整连杆长度来观察机构的运动情况。

飞鸟的升力主要来自翅膀的拍动, 因此摇杆速度的变化直接影响着升力的大小, 通过编写程序计算, 可以求出翅翼在离散点处的角速度 (如图4) ;从图中可以看出, 翅翼在上扑和下扑时的速度不同, 下扑时速度较快, 翅翼受空气的反作用力较大, 但周期较短;上扑时翅翼运动缓慢, 翅翼受空气作用力较小, 但周期较长, 从图4可以看出, 下面一部分的面积明显大于上面一部分的面积, 应能产生向上的升力, 计算过程在第四部分给出。

4 条带理论下的气动力计算

用简化的Delaurier条带理论[8]来分析扑翼飞行器气动力, 计算翅翼只在垂直平面内上下扑动时的气动力, 不考虑翅翼的扭转[9]。

距旋转中心r处翅翼的线速度V (t, r) 为:

其中ω (t) 为翅翼旋转的角速度。

在一个周期内单位长度翅翼上所产生的气动力为:

其中, d FL为空气作用在翅翼单元上的作用力, ρ为空气密度, c (r) 为翅翼单元末端距前缘梁的距离, V (t, r) 为距旋转中心r处翅翼的线速度, φ (t) 为扑翼角, CL为无量纲的升力系数, 其中升力系数CL (φ (t) ) 可以表示为关于扑翼角φ (t) 的函数:

将c (r) 用平均弦长 代替, 并将式 (6) 代入到式 (7) 中, 得升力为:

对积分得:

式 (10) 即为微扑翼飞行器在一个周期内的气动升力简化公式, 代入参数变量CL (φ (t) ) 和ω (t) 即可得到一个周期的气动升力曲线, 其中CL (φ (t) ) 由式 (8) 求得, ω (t) 由图4所的翅翼角速度变化曲线求得, 运用MATLAB软件编写程序即可得到升力随转动角的变化关系[10]。

图5即为计算得到的一个周期的气动力情况, 从图中可以看出, 上部分的面积明显大于下部分, 面积的代数和为正;翅膀上拍过程中, 受到空气阻力的影响, 升力为负;翅翼下拍的过程中, 升力为正, 综合整个周期看, 虽然由于急回特性的影响, 使得下拍的时间小于上拍的时间, 但是急回特性使得下拍时速度加快, 产生更强的升力, 使翅翼在一个周期内产生向上的升力, 来维持飞行器的正常飞行。

5 结语

本文对设计的仿生扑翼飞行器的扑动机构进行了数学建模, 并通过MATLAB编写程序进行仿真, 得到传动机构的运动轨迹图和翅翼拍动角速度图;用简化的Delaurier条带理论方法计算了一个周期内产生的升阻力, 并绘制出升力变化曲线图, 通过该曲线积分可求得一个周期所产生的升力, 从而可以计算飞行器所产生的总升力, 该方法为前期扑翼飞行器设计和优化提供一种理论上的论证和参考。

摘要：在研制的仿生扑翼飞行器的基础上, 建立了该飞行器的数学模型, 并用MATLAB对简化了的机构进行了运动仿真, 模拟出翅翼一个周期内的运动轨迹, 同时也计算出了翅翼角速度的变化情况;编写了用条带理论计算升力的MATLAB程序, 得出了一个周期内翅翼产生的气动力, 同时计算出翅翼在一周期所产生的有效升力, 通过选择合适的机构参数使产生的有效升力最大, 为结构参数的设计提供指导;该方法可用于仿生扑翼飞行器的设计和分析, 验证所设计的飞行器能否实现腾空飞行。

关键词：扑翼飞行器,机构仿真,运动学分析,MATLAB

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