飞翼式微型飞行器动力学特性分析

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微型扑翼飞行器动力学模型参数的灵敏度分析

收稿日期：２０１９－０３－２６；修回日期：２０１９－０４－０２基金项目：国家自然科学基金项目“切换非完整约束机械系统的动力学与控制”（５１７７５００２）；北京市自然科学基金项目 “超冗余自由度柔顺操作机器人的机构控制一体化设计方法研究”（Ｌ１７２００１）作者简介：毕富国（１９９４—），男，硕士研究生，主要从事动力学与控制研究，Ｅｍａｉｌ：１５７６４３３８９２２＠１６３．ｃｏｍ。通讯作者：何广平（１９７２—），男，博士，教授，主要从事机器人学、动力学系统与控制研究，Ｅｍａｉｌ：ｈｅｇｐ５５＠１２６．ｃｏｍ。
Ｃｉｔａｔｉｏｎｆｏｒｍａｔ：ＢＩＦｕｇｕｏ，ＨＥＧｕａｎｇｐｉｎｇ．ＳｅｎｓｉｔｉｖｉｔｙＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＤｙｎａｍｉｃＭｏｄｅｌＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆＦｌａｐｐｉｎｇＷｉｎｇＭｉｃｒｏＡｉｒ
Ｖｅｈｉｃｌｅｓ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＯｒｄｎａｎｃｅＥｑｕｉｐｍｅｎｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１９，４０（８）：９４－９９．
中图分类号：ＴＪ８６；Ｖ２１１
文献标识码：Ａ
文章编号：２０９６－２３０４（２０１９）０８－００９４－０６
ＳｅｎｓｉｔｉｖｉｔｙＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＤｙｎａｍｉｃＭｏｄｅｌＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆＦｌａｐｐｉｎｇＷｉｎｇＭｉｃｒｏＡｉｒＶｅｈｉｃｌｅｓ
ＢＩＦｕｇｕｏ，ＨＥＧｕａｎｇｐｉｎｇ
（ＳｃｈｏｏｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＭａｔｅｒｉａｌｓＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＮｏｒｔｈＣｈｉｎａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１００１４４，Ｃｈｉｎａ）
第４０卷第８期
兵器装备工程学报
２０１９年８月
【装备理论与装备技术】
ｄｏｉ：１０．１１８０９／ｂｑｚｂｇｃｘｂ２０１９．０８．０２０

微型飞行器驱动装置特性试验研究

置的匹配实验研究。
１驱动电机参数计算在确定微型飞行器基本ｌ生能指标后，根据设计要求首先
进行驱动电机参数计算。面要根据微型飞行器飞行过程一方中对动力装置的性能要求分析计算；另一方面，于任务需由要，保证动力的前提下，须确保电动机长时间的稳定工在必
ｔａｄｉｉａｌｒｔｏｎｆｌｇｄｙａｅａｏｉｓｄｉａｓｄｎａｈｔｉｎｍｉＣｑｕｔｉｎｓｔｕｂｅｏｓｕｃｓｆＶｆＮＵＡｔｅｏｒｃｍｔＳｅｄｃｅｓｕｌＭＡｏＡｂｙｈｙｏｐｕａｔｉｎｏｉｄｏｃｍｂｎｅｗｉｈｅｓｖｔｔｔａｌｉａｔｒ．Ｔｈｉｄｉｏ１ｅｎｆｌｅｎｏｆｉｅｒｔｏｔ－ｕｃｅｄｆｆｅｎｍｏｒｐｒｏｅｌｌｒａｔｐｅｍｃｈｉｏｔｈｄｒｉｅｅｖｉｅｓｎｇｎｅｖｄｃｉａｌｓｄｅｄＳＯｔｕｉ
Ａｂｔｔｎｈｓａｅｔｅｆａｓｂ１ｔｏｃｃｌｔｎｔｅａａｅｅｓｏＡｓｒ：ＩｔｉｐｐｒｈｅｉｉｉｙｆａｌｕａｉｇｈｐｒｍｔｒｆＭＶ’ Ｓｒｖｙｅｐｏｉｇｈａｃｄｉｅｂｍｌｙｎｔｅ
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
０引言
作，这就涉及到电动机额定功率和最大功率的计算。
Ｉ１飞机起飞质量．
微型飞行器具有体积小、重量轻的飞行平台优势，军在民两用方面具有十分广阔的应用前景。目前，微型飞行器的动力装置主要有：电动机或内燃机带动螺旋浆驱动、微型涡轮发动机驱动等Ⅲ。内燃机虽然具有燃料效率高、输出功率大等特点，但其调速不便、动困难等缺点限制了它在微型启飞行器上的应用。型涡轮发动机从理论上来说是最理想的微选择，但是世界上对微型涡轮发动机的研究还不足以达到实际应用的水平。而电动机虽然由于电池容量的限制，存在运行时间短等缺点，其极高的可靠性、但低噪音和价格经济等优点，使得电动机在微型飞行器的动力装置中使用最为普遍

飞翼式柔性飞机纵向动力学建模与稳定性分析

飞翼式柔性飞机纵向动力学建模与稳定性分析沈华勋;徐亮;陆宇平;何真【摘要】柔性飞行器在飞行过程中容易发生大变形,这种变形将导致机翼甚至整个飞行器的气动弹性和飞行动力学特性发生变化,特别是对稳定性的影响.本文采用三段式刚体假设,以变上反角的方式来描述机翼的展向弯曲变形,对一类飞翼式柔性飞行器进行了纵向动力学建模,并进一步分析了操纵面、推力和迎角与上反角的关系,以及变上反角对飞行稳定性的影响.结果表明,在保持速度和高度不变的情况下,稳定性受上反角的影响比较明显,如果变形过大,飞行器将变为动不稳定,且短周期模态不能保持.因此,为了保持飞机的纵向稳定性,必须要控制飞机的变形.【期刊名称】《动力学与控制学报》【年(卷),期】2016(014)003【总页数】6页(P241-246)【关键词】柔性飞行器;上反角;动力学建模;稳定性【作者】沈华勋;徐亮;陆宇平;何真【作者单位】南京航空航天大学自动化学院,南京211106;南京航空航天大学自动化学院,南京211106;南京航空航天大学自动化学院,南京211106;南京航空航天大学自动化学院,南京211106【正文语种】中文引言第一次关于柔性飞行器的研究来自于NASA的Daedalus项目,目的是设计一款高空长航时飞行器[1].在此基础上,NASA又提出飞机环境研究和传感器技术计划,从而研制出以Helios为代表的一类飞翼式飞行器[2].与常规飞行器相比,这类飞行器最显著的特点是飞行高度高,续航时间长,机翼轻且展弦比大.然而大量的研究表明[3-14]:这样的结构使得飞机在飞行过程中机翼容易发生大幅度的变形,这种变形会改变机翼的质量分布和气动载荷分布,从而导致机翼甚至整个飞行器的气动弹性和飞行动力学特性发生变化.且其气动弹性与变形过程动力学特性具有时变、非线性、多自由度和多状态变量的特征,使其动力学特性分析变得相当复杂.因此,针对这类飞行器,由基于线性、小变形假设推导的传统模型得到的结果不一定可靠.例如,2003年6月26日,NASA的Helios无人机在飞行试验时坠毁,这与机翼的弹性效应不无关联.NASA调查后指出,这次事故的根本原因在于缺乏对柔性特性的认识以及设计、分析柔性飞行器的相关工具[2].此外,还指出:“建立一个多学科(结构、空气动力学、控制等)模型,用来描述这种飞行器变形时的非线性动态特性是必要的[2]”.近年来,国内外学者对各种柔性飞行器的飞行动力学特性以及气动弹性问题进行了大量的研究.Patil和Hodges[3-4]首先将几何非线性引入到飞机气动弹性和结构当中,他们采用有限元法对飞翼式飞机的飞行动力学稳定性进行了分析以及非线性仿真.在单独机翼研究的基础上,Cesnik和Su[5-8]的研究团队进一步采用组合梁模型对全机几何非线性气动弹性和飞行动力学稳定性问题进行了广泛的研究.张健等人[9-11]采用Hodges几何精确完全本征梁模型和ONERA气动失速模型对梁式飞机模型进行了较为深入的研究.谢长川和杨超[12-14]的研究团队基于MSC/NASTRAN对大柔性飞机气动弹性问题进行了深入的研究,并提出了可同时考虑结构几何非线性效应与曲面气动力效应的大柔性飞机静气动弹性配平和载荷分析方法.然而,以上研究者虽然对柔性飞机进行了大量且深入的研究,且研究成果能够真实的反应出机翼变形对飞行动力学特性的影响,但模型过于复杂,不利于控制研究.本文以Helios飞行器为研究对象,在考虑多个螺旋桨发动机以及多个操纵面的基础上,以变上反角方式来描述机翼的展向弯曲变形,建立一类面向控制的飞翼式柔性飞机的纵向非线性动力学模型,并研究操纵面、迎角以及螺旋桨推力与上反角的关系,以及上反角对飞行器纵向稳定性的影响.1.1 几何模型描述及简化在航天领域中,对具有弹性结构的附件进行建模时,主要分为两种[15]:一种是将其简化为多个刚体,并用含有弹簧和阻尼的接点相联；另一种是将其等效为柔性梁/板,再用有限元思想和分析力学相关理论进行推导建模.本文采用第一种方法对Helios进行建模.从图1可以看出Helios飞行器结构比较复杂,为了便于研究,将该飞行器平分为3段,2为内翼,1、3为外翼；其中,每段翼又由一个螺旋桨推力发动机、带有副翼的主翼和配有升降舵的尾翼3部分组成.外翼与内翼通过含有阻尼的扭簧联接,外翼可以通过绕扭簧转动来改变上反角,且左右两上反角变化是同步的.模型建立时,忽略扭簧的尺寸,以相对邻接刚体固定的几何点表示各扭簧.将该飞行器的模型视为3块刚体翼联结成的刚体系,组成一个系统.简化模型如图2所示,a、b、c为各个刚体翼的质心,d为机体重心,j为扭簧中心.1.2 运动学分析从图2和图3可分别得到刚体翼2、3坐标系之间的转换矩阵Rx(η)和气流坐标系Sa与机体坐标系Sb之间的转换矩阵(α,β)设飞行器重心处的速度在气流坐标系下为V,迎角为α,侧滑角β,三者与机体坐标系的速度分量之间的关系如下:在上反角η=0时,b、d重合,当上反角改变,机体重心的位置也会随之改变,因此,3块刚体翼的速度、迎角及侧滑角也各不相同.根据刚体之间的几何运动关系,依次得出第i(i=1,2,3)块刚体翼的速度在体轴系中的分量如下式中q是俯仰角速度,s是主翼展长.由(1)(2)(3)(4)(5)式分别可得各刚体的速度Vi、迎角αi及侧滑角βi.2.1 飞行器的线运动和角运动刚体动力学方程的使用条件是惯性坐标系,忽略地球曲率和转速,重力加速度不随飞行高度变化.根据牛顿第二定律可以建立飞行器在合外力F作用的线运动和合力矩M作用下的角运动方程.线运动方程角运动方程I是飞行器的转动惯量张量,表达式为I=∑[m†(〈li,d,li,d〉E-li,d⊗li,d)]+Rx(η)I†+I†+Rx(-η)I†式中m†是单块刚体翼的质量(m=3m†),I†为刚体相对自身固连惯性主轴的惯性张量,E是3×3单位矩阵,li,d是点i到点d的空间向量(i=a,b,c).根据1.1节,改变上反角时,需要克服内外翼之间的扭簧力矩,力矩为2.2 含参量的纵向运动非线性模型飞行器所受总的空气动力为P,总空气动力沿气流坐标系各轴的分量分别为Xa,Ya 和Za,又通常用D和L分别表示阻力和升力,于是D=-X,L=-Z根据气流坐标系与机体坐标系之间的转换关系,有其中.气流坐标系下每块刚体翼的主翼和尾翼所受的空气动力:由(1)(2)(11)式分别可得主翼和尾翼在机体坐标系下的空气动力:由于上反角的变化会引起机体重心的变化,从而使得重心与机体轴系不重合,同时也导致各刚体翼间的气动力不同,故需在传统模型的基础上对飞机的角运动进行修正,得飞行器所受的总力矩:式中lw,i,lt,i分别表示主翼1/4弦线和尾翼1/4弦线到机体质心的空间向量,cw是主翼弦长.内外翼间的扭簧力矩沿x方向的分量如下最终可以得到气流坐标系下飞行器纵向动力学方程:其中h是高度,航迹倾斜角μ=θ-α,并且式中是每块刚体翼上螺旋桨推力,κc为扭簧阻尼系数,κk为扭簧弹性常数.飞翼式柔性飞机几何模型如图2所示,飞机其他参数如表1.在飞行高度为12192m 飞行速度为9.1m/s的条件下,对飞机在不同上反角情况下进行配平,由平衡原理可知,升力与重力、螺旋桨发动机推力与阻力合力为零,俯仰力矩以及飞机内部力矩都为零.其中δao=δa,i,δac=δa,2,δeo=δe,i,δec=δe,2,i=1,3,配平结果如图4、5所示.外翼的操作面舵偏角随上反角的变化很小,因此可以忽略其对飞行器的影响.内翼操作面舵偏角受上反角的影响比较大:升降舵随上反角的增大而减小,副翼先减小后增大.此外,推力随上反角变化也比较明显.当机翼发生大变形时,外翼有效迎角变小,从而导致升力减小,使得飞机高度下降,因此,为了保持飞行器速度和高度的不变,需要在加大推力时,同时上偏升降舵和副翼,以产生抬头力矩,增大迎角弥补升力损失以及辅助爬升,这也与图5反应的迎角变化相符.飞行器的非线性模型一般可以描述为=Ax+Bu,其中(x0,u0).Andrés分析了3种由系统非线性模型转换为线性模型的方法:雅克比线性化(Jacobian linearization)、状态变换(State transformation)、方程替换(Function substitution),其中第1种是最常用的[16].考虑到Jacobian线性化本身也是传统飞行器分析的基本方法,本文采用该方法对非线性动力学方程线性化处理,其基本思路是将柔性飞行器不同η下的非线性模型在各自的平衡点处线性化,得到一组小扰动线性模型,对这组模型进行插值运算就得到一个独立的包含η的线性模型,基于该线性模型,可以分析系统的运动模态.注意到Jacobian线性化方法依赖于平衡点的选取,在前文已经得到了模型在不同上反角下的平衡点.根据上述思路,最终可以得出柔性飞行器纵向运动的线性化模型: 式中,控制变量u=[ΔδacΔδaoΔδecΔδeoΔδT]T；状态变量.柔性飞行器的长、短周期运动模态随η变化如图6所示.随着η的增加,长周期模态的频率先减小后增大,阻尼逐渐变小,且阻尼线穿过虚轴,在η=20°时,由动稳定变为动不稳定.因此,系统在不加控制的情况下,为了保持飞行器仍能稳定飞行,上反角不易大于20°.长周期模态随η变化的根轨迹曲线如图6(a)所示.短周期模态的根轨迹如图6(b)所示.从图中可以看出,短周期模态特征根随η的改变有很大的变化,并且在η=35°时,由共轭根变为一对实数根；上反角η的增大,导致俯仰转动惯量Iy增大,相应的频率也就变小,因此,短周期模态并不能很好的反应出柔性飞行器的变形状态.这一变化趋势与NATASHA[3]和UM/NAST[7]的基本一致,但本文研究的是以变上反角方式描述机翼的展向弯曲变形对飞机纵向动稳定性的影响,且所得根轨迹的频率变化较大,而文献[3]、[7]研究的是中心挂载对飞机纵向动稳定性的影响,故存在差异.表2和表3分别给出了本文和文献[3]、[7]的长短周期模态特征值结果.本文在考虑多推进系统、多操纵面的基础上,以变上反角的方式来描述机翼的展向弯曲变形,采用三段式刚体假设和传统刚体飞机六自由度方程相结合的方法,建立了飞翼式柔性飞行器的纵向动力学模型,并对飞行器在1g的飞行条件进行了稳定性分析,得出如下结论:(1)上反角增加,则螺旋桨推力增大,迎角增大,内翼升降舵舵偏角减小,副翼偏角先减小后增大,外翼的操纵面舵偏角随着上反角的增大而变小,但变化幅度很小.(2)上反角的变化对飞行器的稳定性有较大的影响.当η较小时,长周期模态仍能保持稳定；当η=20°时长周期变为不稳定.短周期模态的变化很明显,由共轭根变为实数根.*The project supported by the National Natural Science Foundation of China (91016017), Natural Science Foundation of Jiangsu Province, China (BK20130806) and Funding of Graduate Innovation Center inNUAA(kfjj20150322), the Foundamental Research Funds for the Central Universites† Corresponding author E-mail:**************.cn【相关文献】1 Langford J. The daedalus project: a aummary of lessons learned. In:Aircraft Design Systems and Operations Conference. Seattle: AIAA,1989～20482 Noll T E, Brown J M, Perez-Davis M E, et al. Investigation of the helios prototype aircraft mishap volume I:mishap report. NASA,20043 Patil M, Hodges D H. Flight dynamic of highly flexible flying wings. Journal of Aircraft,2006,43(6):1790～17984 Patil M. Nonlinear gust response of highly flexible aircraft. In:48thAIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Honolulu, Hawaii: AIAA 2007～21035 Cesnik, C E S, Su W H. Nonlinear aeroelastic modeling and analysis of fully flexible aircraft. In:46th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Austin, Texas: AIAA, 2005～21696 Shearer C M, Cesnik C E S. Nonlinear flight dynamics of very flexible aircraft. Journal of Aircraft, 2007,44(5):1528～15457 Su W H. Coupled nonlinear aeroelasticity and flight dynamics of fully flexibleaircraft[PhD Thesis]. USA: University of Michigan, 20088 Palacios R, Cesnik C E S. Structural models for flight dynamic analysis of very flexible aircraft. In:50th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. Palm Springs, California: AIAA 2009～24039 张健,向锦武. 侧向随动力作用下大展弦比柔性机翼的稳定性. 航空学报, 2010,31(11):2115～2123 (Zhang J, Xiang J W. Stability of high-aspect-ratio flexible wings loaded by a lateralfollower force. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2010,31(11):2115～2123 (in Chiniese))10 张健,向锦武. 柔性飞机非线性气动弹性与飞行动力学耦合静、动态特性. 航空学报,2011,32(9):1569～1582 ( Zhang J, Xiang J W. Static and dynamic characteristics of coupled nonlinear aeroelasticity and flight dynamics of flexible aircraft. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011,32(9):1569～1582 (in Chiniese))11 Zhang J, Xiang J W. Preliminary validation of a coupled model of nonlinear aeroelasticity and flight dynamic for HALE aircraft. In:3rd International Symposium on Systems and Control in Aeronautics and Astronautics, 201012 谢长川,吴志刚,杨超. 大展弦比柔性机翼的气动弹性分析. 北京航空航天大学学报,2003,29(12):1087～1090 ( Xie C C, Wu Z G, Yang C. Aeroelastic analysis of flexible large aspect ratio wing. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics,2003,29(12):1087～1090 (in Chiniese))13 Xie C C, Yang C. Linearization method of nonlinear aeroelastic stability for complete aircraft with high-aspect-ratio wings. Science China Technological Sciences,2011,54(2):403～41114 Yang C, Wang L B, Xie C C, et al. Aeroelastic trim and flight loads analysis of flexible aircraft with large deformations. Science China Technological Sciences,2012,55(10):2700～271115 李东旭. 挠性航天器结构动力学. 北京: 科学出版社, 2010 (Li D X. Flexible spacecraft structure dynamics. Beijing: Science China Press, 2010 (in Chiniese))16 殷明,陆宇平,何真. 变体飞行器LPV建模与鲁棒增益调度控制. 南京航空航天大学学报, 2013,45(2):201～208 (Yin M, Lu Y P, He Z. LPV Modeling and robust gain scheduling control of morphing aircraft. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2013,45(2):201～208 (in Chiniese))。

微型扑翼飞行器扑翼气动特性分析

微型扑翼飞行器扑翼气动特性分析作者：刘赫然黄健来源：《山东工业技术》2016年第18期摘要：本文主要是以飞蛾的翅翼作为分析对象，设计了不同结构和形状的蛾翼；通过改变扑翼频率等性能参数，对扑翼的气动特性进行分析；通过利用有限元软件，对翅翼进行单向流固耦合分析；并得出翅翼结构对气动特性的相关影响因素。

关键词：翅翼；有限元分析；流固耦合；气动特性DOI：10.16640/ki.37-1222/t.2016.18.2370 引言近年来，微型扑翼飞行器因其尺寸小、机动性强、隐蔽性好等特点，已经成为国内外研究的热点。

其中在空气动力学方面是扑翼飞行器的研究基础也是研究重点，在国内外学者的研究工作中发现，扑翼飞行器的柔性翅翼对扑翼的气动特性有较大的影响[1-3]。

因此，为了更好的了解扑翼飞行器在低雷诺数下能够稳定灵活的飞行，有必要进行相关的扑翼气动特征分析。

在自然界中，扑翼式生物产生气动力的来源主要有以下三种：（1）主动推升力（通过扑翼的翅翼的自身扑动产生）；（2）惯性叠加力（通过飞行时惯性力和自身重量产生）；（3）柔性变形力（通过翅翼在扑动时产生柔性变形而产生）。

在这三种产生的推升力均存在一定关系的耦合，而且在主动推升力和柔性变形力的研究中，Dickinson[4]等人利用通过研究昆虫的翅膀动作提出了三种动作模式：尾迹捕捉、旋转环流和延时失速，充分论证了两种力之间的耦合关系。

孙茂[5]等人用数值模拟方法，求解N-S方程研究了昆虫前飞时的气动力和需用功率。

分别就昆虫在不同飞行状态下、不同速度时升力及推力的来源进行了分析，完善了扑翼飞行器的气动机理，同时得出了比功率随飞行速度的变化关系曲线。

本文从仿生学角度出发，建立了仿生翼脉。

通过利用有限元分析软件，对翅翼进行单向流固耦合分析，然后通过改变扑翼特性参数（扑翼攻角、扑翼频率等）实验对比，分析仿生翼脉的不同结构对柔性扑翼气动结构特性的影响。

1 研究对象目前所研究的扑翼飞行器按其特征尺寸形状可以分为仿鸟类扑翼飞行器和仿昆虫扑翼飞行器，由于鸟类的翅膀结构很复杂，通过控制肌肉来控制骨骼以及小羽翼的变化，其动作特征灵活多样，完全模仿其动作难度较大，但昆虫翅翼则不同，它们只在翅翼根部有肌肉，翅翼的状态只能从根部来控制。

研究报告飞行器模型分析

研究报告飞行器模型分析
飞行器模型分析是指通过对飞行器模型进行实验或数值模拟，对其性能进行评估和分析的过程。

飞行器模型分析是飞行器设计和性能优化的重要组成部分，可以帮助工程师和研究人员理解飞行器的飞行特性，并提出改进设计的建议。

飞行器模型分析主要包括以下方面：
1. 飞行动力学分析：通过实验或数值模拟，分析飞行器在不同工况下的动力学特性，如升力、阻力、推力和重力等。

通过分析飞行动力学特性，可以了解飞行器的飞行稳定性和控制性能。

2. 气动特性分析：通过实验或数值模拟，研究飞行器在不同飞行状态下的气动特性，如升力系数、阻力系数和气动力矩等。

通过分析飞行器的气动特性，可以优化飞行器的外形设计，减小飞行阻力，提高飞行效率。

3. 结构强度分析：通过实验或数值模拟，分析飞行器在不同工况下的结构强度和振动特性。

通过分析飞行器的结构强度，可以确保飞行器在飞行过程中安全可靠。

4. 燃油消耗分析：通过实验或数值模拟，分析飞行器在不同飞行任务下的燃油消耗量。

通过分析燃油消耗量，可以评估飞行器的燃油效率，并提出改进设计的建议。

5. 飞行器性能分析：通过实验或数值模拟，评估飞行器的综合性能，如最大飞行速度、最大爬升率和最大航程等。

通过分析
飞行器的性能，可以评估飞行器的适用性和可行性。

飞行器模型分析可以根据具体的研究目标和需求，选择合适的实验方法和数值模拟方法，并通过对实验数据或模拟结果的分析和比较，得出结论和建议。

目前，飞行器模型分析常用的实验方法包括模型试飞、风洞测试和水洞测试等，常用的数值模拟方法包括计算流体力学（CFD）和有限元分析（FEA）等。

腾云号飞翼滑翔机原理

腾云号飞翼滑翔机原理解析1. 引言腾云号飞翼滑翔机是一种新型的无人机，它具有良好的滑翔性能和操控性，适用于各种应用场景。

本文将详细解释腾云号飞翼滑翔机的基本原理，包括其结构设计、气动特性、控制方式等方面。

2. 结构设计腾云号飞翼滑翔机采用了飞翼结构，即将机身和机翼完全融合在一起。

这种结构设计使得滑翔机具有较小的阻力和较高的升力。

同时，采用复合材料制造，减轻了整体重量，并提高了强度和刚度。

3. 气动特性3.1 升力产生腾云号飞翼滑翔机利用空气动力学原理产生升力。

当滑翔机在运动过程中，机身和机翼上方形成了一个高压区域，而下方形成了一个低压区域。

这种压差导致了升力的产生，使得滑翔机能够在空中保持飞行。

3.2 阻力控制滑翔机的阻力对飞行性能有着重要影响。

腾云号飞翼滑翔机通过减小阻力来提高滑行距离和速度。

首先，采用流线型设计减少了空气的阻力。

其次，通过机身和机翼的整体设计，减少了气动干扰和涡流损失。

此外，还采用了可调节尾翼来进一步控制阻力。

4. 控制方式腾云号飞翼滑翔机采用了多种控制方式，以实现精确的操控和稳定的飞行。

### 4.1 姿态控制姿态控制是指滑翔机在空中保持平衡姿态的能力。

腾云号飞翼滑翔机通过调整副翼、升降舵和方向舵等控制面来实现姿态调整。

这些控制面可以根据操纵杆的操作进行上下、左右偏转，从而改变滑翔机的姿态。

4.2 航向控制航向控制是指滑翔机在空中保持预定航向的能力。

腾云号飞翼滑翔机通过调整方向舵来实现航向调整。

方向舵的偏转会改变滑翔机的侧滑角度，从而使得滑翔机朝着预定的方向飞行。

4.3 速度控制速度控制是指滑翔机在空中保持预定速度的能力。

腾云号飞翼滑翔机通过调整油门来实现速度调整。

增加油门会增加发动机功率，从而提高滑翔机的速度；减小油门则会降低速度。

4.4 自动控制腾云号飞翼滑翔机还具备自动控制功能，可以通过地面站或预设的任务计划进行自主飞行。

自动控制系统可以根据传感器数据和预设参数，对姿态、航向和速度进行实时调整，以实现自主导航和任务执行。

飞行器翼型气动性能研究

飞行器翼型气动性能研究伴随人类科技和工业的快速发展，飞行器的设计和制造也在不断的进步和改良。

而在飞行器中，翼型作为飞行器的核心部件之一，扮演着至关重要的角色。

翼型的气动性能直接关系到飞行器的飞行性能和安全性能。

因此翼型的气动性能研究成为了飞行器研发和制造的重要内容之一。

翼型的气动性能研究是基于流体动力学的理论基础进行的。

流体动力学是物理学和工程学的一个交叉学科，它涉及了流体的力学、热和质量传递等学科，是翼型气动性能研究领域的核心理论。

在翼型气动性能研究中，通常会通过计算流体力学仿真或风洞实验来获得翼型的气动力系数和气动特性。

翼型气动力系数指的是在不同的流场条件下，翼型所受到的气动力和翼型的特性系数的综合表现。

翼型的特性系数包括了升力系数、阻力系数和矩系数。

升力系数是指单位翼展上升力的大小，它是翼型升力产生能力的重要指标。

阻力系数是指单位翼展的飞行阻力大小，它是翼型阻力产生能力的重要指标。

矩系数是指单位翼展的弯矩大小，它是翼型稳定性和控制性的重要指标。

这些特性系数的获得可以通过计算流体力学仿真和风洞实验等方法进行。

计算流体力学仿真是一种基于计算机数值模拟的方法，可以模拟翼型在不同流场条件下的气动性能和气动力系数。

它通过离散化的控制方程求解方法来模拟流场，在数值计算上具有高精度和高效率的优点。

同时，计算流体力学仿真还可以在短时间内对数百种气动特性进行分析和处理，为翼型设计和优化提供了重要的理论基础。

风洞实验是一种基于物理实验的方法，可以通过实际测量得到翼型在不同流场条件下的气动力系数和气动特性。

风洞实验通常利用各种尺度大小的模型，在不同速度下进行测试，获得翼型的运动状态和流场状态，并通过实验数据进行分析和处理。

虽然风洞实验具有高度的可靠性和准确性，但它的实验时间和成本较高，相对来说比较耗时和昂贵。

无论是计算流体力学仿真还是风洞实验，都需要建立翼型模型和流场模型，以便对翼型的气动性能进行计算和测试。

翼型模型通常基于CAD软件设计制造，在模型制造过程中需要考虑翼型的真实尺寸和特性系数的精度。

仿甲虫微型扑翼飞行器气动特性数值模拟研究.pptx

本文采用数值模拟的方式,对仿生翅翼不同前飞与滑翔状态的气动性能进行了仿真分析,并对飞行器传动机构进行了优化设计, 研究结果为改善仿甲虫微型扑翼飞行器的飞行能力与效率提供了依据。
仿甲虫微型扑翼飞行器气动特性数值模拟研究
微型飞行器具有尺寸小、机动性高、便于携带等优点,在军事与民用上有很好的开发潜力。在微小化后,扑翼型的飞行器比旋翼型与固定翼型的飞行器拥有更优越的飞行性能,扑翼型飞行器由此成为研究的热点。
甲虫翅翼可折叠的物理形态具有优越的便携性与隐蔽性,因此展开仿甲虫可折叠翅翼的研究具有很重要的意义。本文以四板机构理论为基础设计了一种仿甲虫四板折叠翼,并基于Fluent软件对折叠翼的前飞过程气动力进行分析,在此基础上根据昆虫的飞行姿态与原理,对飞行器的机构进行了优化设计,并对刚、柔翅翼的滑翔过程进行了仿真分析。
主要的研究内容如下:以Haas Fabian等人提出的甲虫后翅折叠机理——四板机构理论为基础设计了一种仿生可折叠翼,并运用 solidworks软件建立仿生可折叠翼的物理模型。应用动网格技术,在Fluent中对刚性翅翼的非定常扑动过程进行了数值模拟, 分析了不同拍动频率、拍动幅值、前飞速度与扭转角度对翅翼的升阻力系数与升阻比动,运动特性相对简单的问题,设计了一种具有可变运动特性的仿生甲虫扑翼机构。该机构采用双曲柄-曲柄滑块机构,具有可变运动特性。
运用闭环矢量法建立了该机构的运动学方程。根据甲壳虫飞行特性,针对扑翼飞行的稳定性,综合考虑拍动幅度、频率、角速度和加速度等因素优化扑翼传动机构。
建立了扑翼机构的多目标优化模型,并进行了机构优化的数值计算,分析了扑翼机构对飞行器气动特性的影响。采用双向流固耦合(FSI)数值模拟方法,分析了具有不同弹性模量柔性铰链的可折叠翅翼的升力和阻力系数,模拟了刚性和柔性翅翼在不同迎角和不同滑行速度下的滑行性能,获得了不同滑行速度下柔性翼的升力和升阻比。

微型扑翼飞行机器人的动力学分析与控制研究

微型扑翼飞行机器人的动力学分析与控制探究1.引言微型扑翼飞行机器人是运用仿生学的原理开发出的一种新型飞行器。

它通过仿效昆虫等动物的振翅运动，利用微型高速电机等先进技术实现自主飞行和机动。

微型扑翼飞行机器人具有小巧轻便、机动性好、稳定性强等优点，可以在狭窄的空间内完成多种任务，如环境监测、搜救等。

因此，在军事、医疗、环保等领域有着广泛的应用前景。

微型扑翼飞行机器人的结构复杂，具有很强的非线性、不确定性和时变性。

因此，在设计其控制系统时，需要思量到其动力学特性和控制策略。

本文从动力学的角度出发，分析了微型扑翼飞行机器人的结构特点、运动方程和力学特性，并提出一种基于反馈控制的飞行控制策略。

该方法可以有效地实现飞行器的姿态控制和轨迹跟踪，并在试验中得到了验证。

2.微型扑翼飞行机器人的结构特点微型扑翼飞行机器人的结构分为飞翼和动力系统两部分。

其中，飞翼由翼膜、骨架和肌肉组成，其形态和构造与昆虫等动物的翅膀相似。

动力系统包括电机、电池、微型控制器和传感器等，用于控制飞翼的震动和飞行状态的监测。

微型扑翼飞行机器人的控制系统包括传感器、电路板和微控制器三部分，用于监测和控制机器人的运动状态。

3.微型扑翼飞行机器人的运动方程和力学特性微型扑翼飞行机器人的运动方程和力学特性包括翼膜的变形、剪切应力和涡量等。

在震动周期内，由于气体的作用力和惯性作用，翼膜会产生一定的变形，这会导致剪切应力的产生和涡量的形成。

这些特性对飞行器的稳定性和机动性有着重要的影响，需要进行详尽的分析和建模。

4.基于反馈控制的飞行控制策略为实现微型扑翼飞行机器人的姿态控制和轨迹跟踪，本文提出了一种基于反馈控制的飞行控制策略。

该策略包括传感器的数据处理、模型建立、控制器设计和实现等几个步骤。

其中，传感器的数据处理主要是对飞行器的姿态、位置和速度等进行监测和控制。

模型建立的主要目标是基于动力学特性建立控制系统的数学模型。

控制器设计接受基于反馈的PID控制器，用于调整飞行器的姿态和位置等，并通过试验和仿真验证控制系统的有效性。

简析微型飞行器的气动力建模

简析微型飞行器的气动力建模微型飞行器（Micro Air Vehicle，MAV）是体积微小的一类飞行器的总称。

微型飞行器由于其较小的体积，在执行任务时，隐蔽性、灵活性强，具有较高的军事和民用价值。

不同于常规飞行器，微型飞行器的工作环境往往是在低速、低雷诺数下。

微型飞行器主要可以分为固定翼、扑翼、旋翼等几类，在国内外一些高校都有相关实践及成果，具体可参考文献[1]和参考文献[2]。

由于体积较小，微型飞行器涉及的力学问题也不同于传统情况。

微型飞行器的小尺度非定常流体力学问题、扑翼飞机的柔性机翼问题以及旋翼机型广泛存在的悬停状态下升力问题，无不对目前航空学科的发展带来了新的挑战。

目前微型飞行器发展的关键问题，涵盖了气动布局、结构设计、飞行控制等多学科内容。

其中低雷诺数空气动力学，是其中较为突出的问题。

目前的低雷诺数空气动力学研究中，高攻角、小尺寸机翼的非定常气动力问题是发展高性能微型飞行器的重点，而该问题的核心内容则是研究低雷诺数下，非定常流动中翼型俯仰及沉浮运动的潜在物理机理，并且发展一系列能够代替高性能求解器的更高效的气动力模型。

1 微型飞行器的低速空气动力学及降阶模型非定常流场的求解，依赖于计算流体力学（Computational Fluid Dynamic，CFD）技术的发展。

然而在工程实践中明显可以看到，CFD技术虽然计算精度高，但其最大的缺陷在于计算时间长、效率低，难以系统分析微型飞行器在不同飞行状态下的气动力情况。

近年来国内外发展了一种基于CFD的降阶模型（Reduced Order Model，ROM）技术，通过建立较低阶数的气动力模型，在缩小耗时的前提下，实现了较高精度的气动力系数计算，因此成为目前的研究热点。

当前的ROM技术主要可分为基于经典理论的气动力降阶模型，基于系统辨识方法的ROM和基于流场特征的ROM。

这三类模型在具体应用中有所差异，而且具体的实现方法也各不相同。

基于经典理论的气动力降阶模型，以Wagner、Theodorsen等人在20世纪二三十年代提出的经典模型为代表，逐渐发展了一系列如ONERA，状态空间模型在内的针对不同情况的代数模型；基于系统辨识方法的气动力降阶模型，则是通过系统的输入输出结果，构造系统的输入输出关系，从而对新的输入下的输出结果进行辨识，代表性方法有Volterra级数，ARMA模型及神经网络等；基于流场特征的ROM，则是对表达流场特征的量进行处理、降阶，建立低阶模型，其中本征正交分解和谐波平衡方法使用较多。

飞翼布局无人机着舰飞行动力学分析

ＩＵｓｉｎ０一ｓｉｎＣＯＳ０一ＷＣＯＳＣＯＳ０
收稿日期：２０１７．０２．１５；修回日期：２０１７．０３．２２基金项目：国家自然科学基金资助项目（５１３７５４９０）
展的热点。美国海军Ｘ一４７Ｂ无人机成功实现航母弹
定性的研究，根据飞行品质对着舰飞行轨迹稳定性的
要求，对着舰飞行速度的范围进行分析。通过对无人机着舰下滑动力学模型进行配平计算及线性化处理，
射起飞和拦阻着舰，标志着舰载无人攻击机达到了一
个关键里程碑。与常规布局飞机相比，飞翼布局无人
对飞翼布局无人机纵向和横航向的固有模态特性进
行分析。
机采用机翼和机身融为一体、无尾翼的非常规布局，
具有多轴不稳定特性】。
文献［２ — ５］对无尾飞翼布局无人机的气动特性和
１飞行动力学模型
假设不考虑地球曲率和自转以及飞机的弹性变
形和质量变化，根据飞行力学中欧美体制规范，在机
操稳特性进行了研究。文献［６】对无尾布局飞机的横
航向气动特性和操控特性进行了分析。文献［７】分析了小型无尾飞翼布局无人机的气动特性。舰载机在
模态发散。
关键词：飞翼布局；着舰；飞行品质；模态特性中图分类号：ｖ２７９；Ｖ２１２．１文献标志码：Ａ

微型扑翼飞行器扑翼运动规律与控制技术研究

摘要摘要微型扑翼飞行器扑翼运动规律与控制技术研究微型扑翼飞行器是一种仿鸟类的飞行器，其相比于固定翼飞行器和旋翼飞行器具有独特的优点，并且在军用和民用领域都具有非常广阔的应用前景，因此微型扑翼飞行器已经成为国际各大机构的研究热点之一。

本文主要对微型扑翼飞行器扑翼的运动模型和控制系统进行了研究，主要研究内容如下：首先，参考固定翼飞机的坐标系理论，定义了微型扑翼飞行器飞行时的坐标系统，建立了飞行时的运动参数和坐标系之间的关系。

并根据欧拉旋转定理，推导出了惯性、机体和机翼坐标系之间的变换矩阵。

其次，研究了微型扑翼飞行器扑翼的运动形式，设计出了刚性和柔性两种扑翼模型，并对这两种扑翼模型的气动力进行了分析和计算，并分析了迎角、扑动倾角、转动时间比等参数对扑翼的气动力的影响。

比较了这两个模型的特点，结果表明刚性扑翼模型具有平飞和驻飞两种飞行方式，两种飞行方式的结合可以极大的提高飞行器的机动性，而柔性扑翼模型由于自身的柔性变形能极大的提高飞行器的气动性能。

对两种扑翼模型在惯性坐标系下的气动力和气动力矩进行了分析，确定了影响飞行器位置和姿态的参数，并推导出了微型扑翼飞行器运动的总微分方程。

最后，根据推导出的微型扑翼飞行器总微分方程，提出了分层控制的方法，将微型扑翼飞行器的控制系统分为三个相对独立的控制层：轨迹规划控制层、位置控制层和姿态控制层，重点研究了位置控制层和姿态控制层控制系统的设计。

确定了以一个周期内的平均气动力和气动力矩代替瞬时气动力和气动力矩的控制方法，针对两种扑翼模型，提出了与之相适应的控制方法，并探讨了神经网络控制和切换控制在驻飞飞行姿态控制中的应用，最后采用MATLAB工具对控制系统进行了仿真分析。

关键词：微型扑翼飞行器，气动特性，运动方程，位置控制，神经网络控制，姿态控制AbstractAbstractThe Flapping Wing Motion Law and Control Technology Research of theMicro Flapping Wing Flight VehicleMicro flapping wing flight vehicle is a kind of imitation bird flying machines,because it is compared with the fixed wing aircraft and rotor wing aircraft has unique advantage,and in the field of military and civilian has very broad application prospects,so the study of the micro flapping wing flight vehicle become to one of the highlights in agro-scientific research in the international institutions.This paper aim at the motion law of flapping wing and the design of control system,The main research content is as follows:First of all,according to the fixed wing aircraft coordinate system theory,the coordinate system of the micro flapping wing flight vehicle was defined,and the relation between movement parameters of the micro flapping wing flight vehicle and the coordinate system has been defined.And according to the euler rotation theory,derived the transformation matrix of these three coordinate.Secondly,studied the motion form of the micro flapping wing flight vehicle,designed the rigid and flexible flapping wing model,and the aerodynamic force is analyzed and calculated for two flapping wing models.Then analyzed the influence of the flapping angle and the rotation time on the aerodynamic characteristics of flapping wing.The results show the rigid wings has two flight modes,the horizontal flight and hovering flight,which may enhanced flight mobility if they work together,and flexible flapping wing structure can greatly enhance the aerodynamic characteristics of flapping wing because of the flapping wing flexible deformation.The aerodynamic force and moment in inertia coordinate system of two kinds of flapping wing model were analyzed,and the parameters which effect the position and the posture of the micro flapping wing flight vehicle has been determined,and deduced the total differential equation of the micro flapping wing flight vehicle movement.Finally,according to the micro flapping wing flight vehicle total differential equation,吉林大学硕士学位论文It decomposes the global control system into three independent control systems,trajectory planner control system,position control system and posture control system.For the position and the posture control system,a method of average aerodynamic forces and moment is designed.According to two kinds of flapping wing model,put forward the corresponding control method,for the two models of the micro flapping wing flight vehicle position and posture control strategies were studied.The application of artificial neural network and the switching control for micro flying vehicle in hovering flight is discussed.Finally,the control systems are simulated and analyzed by the MATLAB.Key words:micro flapping wing flight vehicle,aerodynamic characteristics,movement rule,position control,neural network control,posture control目录目录第1章绪论 (1)1.1课题的研究背景和意义 (1)1.1.1扑翼飞行器的研究背景 (1)1.1.2研究意义 (2)1.2国内外研究现状 (2)1.2.1国外研究现状 (3)1.2.2国内研究现状 (5)1.3论文的主要工作 (6)第2章扑翼飞行机理和飞行坐标系统 (7)2.1昆虫的飞行机理研究 (7)2.2坐标系定义 (10)2.2.1结构模型 (10)2.2.2坐标系定义 (11)2.3坐标系之间的变换矩阵 (12)2.3.1惯性坐标系和机体坐标系之间的变换矩阵 (12)2.3.2机体坐标系与机翼坐标系的关系 (13)2.4本章小节 (14)第3章扑翼模型及气动力分析 (15)3.1引言 (15)3.2刚性扑翼模型平飞气动力分析 (15)吉林大学硕士学位论文3.2.1刚性扑翼模型平飞飞行方式 (15)3.2.2气动力计算 (16)3.2.3仿真与分析 (18)3.3刚性扑翼模型驻飞气动力分析 (19)3.3.1刚性扑翼模型驻飞飞行方式 (19)3.3.2气动力计算 (21)3.3.3仿真与分析 (22)3.4柔性扑翼模型的气动力分析 (23)3.4.1柔性翼的扑动方式 (23)3.4.2气动力计算 (24)3.4.3仿真与分析 (24)3.5本章小结 (25)第4章微型扑翼飞行器的运动方程 (27)4.1参数关系的建立 (27)4.2微型扑翼飞行器三维空间运动方程的建立 (28)4.2.1平动时的动力学方程 (28)4.2.2转动时的动力学方程 (28)4.3作用在微型扑翼飞行器机体上的力和力矩 (30)4.3.1刚性扑翼模型平飞飞行的力和力矩 (30)4.3.2刚性扑翼模型驻飞飞行的力和力矩 (31)4.3.3柔性扑翼模型的力和力矩 (33)目录4.4本章小结 (35)第5章控制系统设计 (37)5.1引言 (37)5.2刚性扑翼模型平飞飞行控制系统设计 (38)5.2.1刚性扑翼模型平飞位置控制 (38)5.2.2刚性扑翼平飞飞行的姿态控制 (42)5.3刚性扑翼模型驻飞飞行控制系统设计 (44)5.3.1基于切换控制的姿态控制方案 (44)5.3.1基于神经网络的姿态控制方案 (47)5.4柔性扑翼模型飞行控制系统设计 (49)5.4.1柔性扑翼模型位置控制系统 (49)5.4.2柔性扑翼模型姿态控制系统 (52)5.5本章小结 (54)第6章总结与展望 (55)6.1全文总结 (55)6.2展望 (56)参考文献 (57)作者简介及科研成果 (63)致谢 (65)第1章绪论第1章绪论1.1课题的研究背景和意义微型扑翼飞行器是一种仿生类飞行器，同固定翼飞行器相比，固定翼飞行器要产生很大的升力需要很大的表面积和很高的飞行速度，而很高的飞行速度需要发动机提供很大的牵引力，所以固定翼飞行器无法完成低速条件下的稳定飞行，扑翼飞行器所维持飞行所需要的升力和推力均由扑翼的扑动产生，不需要大功率发动机的牵引，因此能够完成低速条件下的飞行。

小型仿生扑翼飞行机器人动力学优化设计研究

小型仿生扑翼飞行机器人动力学优化设计研究摘要：随着科技的不断发展，仿生学在机器人领域中的应用逐渐得到了广泛关注。

本文研究了一种小型仿生扑翼飞行机器人的动力学优化设计方法。

首先，通过对鸟类飞行的观察和分析，建立了仿生扑翼飞行机器人的运动学模型。

然后，根据该模型，利用优化算法对机器人的关键参数进行调整，以实现更加稳定和高效的飞行动作。

最后，通过实验验证了所提出的设计方法的有效性。

关键词：仿生学；扑翼飞行；动力学优化；机器人1. 引言扑翼飞行机器人是一种能够模拟鸟类等动物扑翼飞行动作的机器人。

相比于固定翼飞行器，扑翼飞行机器人具有更好的机动性和适应性，可以在狭小的空间中进行飞行和悬停。

因此，研究小型仿生扑翼飞行机器人的动力学优化设计具有重要的理论和实际意义。

2. 方法2.1 仿生学原理仿生学是通过模仿自然界的生物系统，从中汲取灵感和设计原则，来解决工程和科学问题的一门学科。

在本研究中，我们以鸟类的扑翼飞行为基础，将其运动学特征应用于机器人的设计。

2.2 运动学模型建立根据鸟类扑翼飞行的运动规律，我们建立了小型仿生扑翼飞行机器人的运动学模型。

该模型包括机器人的位置、速度和加速度等关键参数，并考虑了机器人与环境之间的相互作用。

2.3 动力学优化设计为了实现机器人的稳定和高效飞行，我们利用优化算法对机器人的关键参数进行调整。

通过改变机器人的翼展、翼面积、翼型等参数，使得机器人在飞行过程中能够更好地适应不同的环境和任务需求。

3. 实验结果与讨论我们通过实验验证了所提出的动力学优化设计方法的有效性。

实验结果表明，通过优化设计的机器人在飞行过程中表现出更好的稳定性和机动性，能够更好地应对复杂的环境和任务需求。

4. 结论本研究通过对小型仿生扑翼飞行机器人的动力学优化设计，实现了机器人的稳定和高效飞行。

该研究为小型仿生扑翼飞行机器人的设计和应用提供了重要的理论基础和技术支持。

微型四旋翼飞行器的分析

微型四旋翼飞行器的分析作者：姚兴宇来源：《科学导报·学术》2019年第27期摘要：本文初步建立了四旋翼飞行器的模型框架，并对其进行了受力及力矩分析，初步建立了四旋翼飞行器的状态方程，并用PID控制器对其进行控制。

关键词：四旋翼飞行器；状态方程一、引言1.国内四旋翼飞行器的发展现状国内对四旋翼飞行器的研究工作相对国外较晚，但在不断的摸索和实验后也取得了值得肯定的进步。

目前，南京航空航天大学的飞行技术实验室对四旋翼飞行器的研究一直名列前茅。

[1]该实验室于2008年基于时间尺度理论对飞行器进行系统的划分，并对划分后的每个子系统都设计了控制器，实现了稳定的飞行控制。

国防科技大学的机器人实验室成立于2004年，至今一直致力于四旋翼飞行器控制领域的研究，在不断的努力中也取得了非常大的进展。

[2]除此之外，还有一些高等院校在四旋翼飞行器的研究方面也取得了可喜的进展，如清华大学、北京理工大学、中国科学技术大学等。

与此同时，国内许多新兴的企业如雨后春笋般的涌现，尤其是位于行业领先的大疆创新公司。

大疆创新公司成立于2006年，经过不断的发展，其技术水平一直领先于国内外其他主营飞行器的厂商，这也使得大疆公司占据着全球无人机以及飞行器市场的半壁江山，在世界各地都能发现大疆无人机的身影，其产品如今也被广泛的运用到测绘、安防、影视、农业等领域中。

[3]2.飞行器的控制方法四旋翼飞行器实质上是一类复杂的非线性系统，其本身具有复杂的动力学特性，在控制过程中多个量相互间不独立，具有强耦合性，很难建立过渡段模式的精确数学模型。

因此在分析时，往往将四旋翼飞行器视为刚体，所以必须对其在笛卡尔坐标系下的平移运动以及绕自身机体轴的转动做出正确的描述，这也就意味着四旋翼同时拥有6个自由度，但只由4个控制输入量加以控制，因此，四旋翼飞行器又是一种控制输入数目少于系统自由度个数的欠驱动系统。

以上几种特性无疑增加了设计一套高效的四旋翼飞行器控制方法的难度，这也是四旋翼跟踪控制领域中的面临一个很大的挑战。

用于微型飞行器的可变机翼设计及其特性

ISSN 1000-0054CN 11-2223/N 清华大学学报(自然科学版)J T singh ua Un iv (Sci &Tech ),2008年第48卷第5期2008,V o l.48,N o.5w 7http://qhx bw.chinajo 用于微型飞行器的可变机翼设计及其特性刘　1,2,　朱　荣1,　刘敬威1,　周兆英1,　叶雄英1(1.清华大学精密仪器与机械学系,精密测试技术及仪器国家重点实验室,北京100084;2.海军装备研究院,航空装备论证研究所,上海200436)收稿日期:2007-05-22基金项目:国家“八六三”高技术项目(2006AA04Z257)作者简介:刘(1983—),男(汉),贵州,硕士研究生。

通讯联系人:叶雄英,教授,E -mail :xyye @mail .ts inghua .ed u .cn摘　要:微型飞行器在低Reyno lds 数条件下飞行,机动能力不足且稳定性差。

为了解决上述问题,设计了一种翼型可变机翼,通过高效紧凑的曲柄滑块驱动机构带动机翼蒙皮,最终牵动整个机翼变形;然后对常规机翼和翼型可变机翼进行了仿真和风洞对比试验。

结果表明:这种翼型可变机翼具有与很多常规固定机翼不同的特性,可使升力有很大提高,能增强微型飞行器的机动性并改善失速特性;而且,通过变形,翼型可变机翼可以在不同迎角下获得最优气动效率。

关键词:微型飞行器;可变机翼;致动机构;风洞试验;粒子图像测速中图分类号:V 211.59文献标识码:A文章编号:1000-0054(2008)05-0789-03Aerodynamics of an adaptive wingfor MAVsLIU Xu an 1,2,ZHU Rong 1,LIU Jin gwei 1,ZH OU Zhaoying 1,YE Xiongyin g1(1.State Key Laboratory of Precision Measurement Technology and Instruments ,Department of Precision Instruments andMechanology ,Tsinghua Univers ity ,Beijing 100084,China ;2.I nstitute of Aviation Equipment ,Naval Academy of Armament ,Shanghai 200436,China )Abstract :An adaptive air foil w ing w as developed to im prove the maneu verability and stab ility of m icro air vehicles (M A Vs)flyin g at low Reynolds numbers.T he w ing can be adaptively deformed by a set of com pact h igh-efficiency cran k-slider devices so that the w ing provides the optimum aerodynamic efficiency at differ ent angles of attack.Sim ulation s and w ind tunnel tes ts s how th at th e ad aptive w ing gr eatly impr oves th e M AV maneuverability and stall ch aracteristics w ith better perfor man ce than conven tional fixed w ings.Key words :micro air vehicle (M AV);adaptive w ing;drivingdevice;w ind tunnel test;par ticle imaging velocimetry目前微型飞行器面临的主要困难之一,就是如何克服低Reynolds 数带来的不利问题,这需要研究高效的气动外形及其实现方式。

飞翼布局飞行器结构特性分析

飞翼布局飞行器结构特性分析周宏霞;刘斌;吕锁宁【摘要】In order to research structural properties of flying-wing vehicle,half wing span static/dynamic model and all wing spanstatic/dynamic model were established,and some dependent tests were done.The results show that the main structure bending and torsion deformation occur at the outer wing.The inner wing torsion is positive,and the outer wing torsion is negative.The spar ax-ial force is increased from outer wing to inner wing. The spar axial force is the biggest at the separation between inner wing and outer wing,and then the spar axial force is decreased. The spar axial force also has central tendency from leading spar to rear spar. The structure flexural rigidity and torsional rigidity are enough,and the flutter can’ t happen.%为研究飞翼布局飞行器结构特性，分别建立了半翼展和全翼展的静、动力学模型，以及相关试验。

分析结果表明，结构弯曲与扭转变形主要发生在外翼面，内翼扭转为正，外翼扭转为负；梁轴力沿展向的分布表现为从内到外逐渐增加，在内外翼分离面达到最大，随后逐步减小的特点，并且轴力传递到内翼后，有较为明显的向后梁集中的趋势。

飞翼布局无人机着舰飞行动力学分析

飞翼布局无人机着舰飞行动力学分析韩维;陈志刚;张勇;阎永举【摘要】飞翼布局无人机具有独特的气动特性,研究飞翼布局无人机着舰飞行动力学特性对设计无人机着舰控制律具有重要意义.针对飞翼布局无人机着舰下滑飞行过程,建立六自由度飞行动力学模型,并通过对着舰飞行轨迹稳定性的分析,根据飞行品质对飞行轨迹稳定性的约束,计算达到一级飞行品质要求的着舰飞行速度.通过配平计算和小扰动线性化处理,得到无人机着舰下滑运动线性模型,并分析无人机纵向和横航向的固有模态特性.结果表明,飞翼无人机着舰下滑过程中,纵向的长、短周期模态及横航向的滚转和螺旋模态收敛但收敛慢,荷兰滚模态发散.%Flying wing UAV has distinct aerodynamic characteristic.It's of great significance to research the flight dynam?ic character for the design of control law during the carrier-landing of flying wing UAV.A six-degree-of-freedom flight dynamic model of flying wing UAV carrier landing was presented.Based on the analysis of the flight stability of the UAV gliding,the range of approaching velocity achieving flight quality of first-class level was calculated,according to the re?quirement of the flight quality to the flight stability.Through the trim calculation and small perturbation linearization,the linear model of UAV gliding motion was obtained. The longitudinal and lateral-directional modal properties were ana?lyzed. Results showed that during the flying wing UAV gliding, the longitudinal long-periodic and short-periodic mode and the lateral-directional roll and spiral mode became convergent slowly,but the dutch roll mode was divergent.【期刊名称】《海军航空工程学院学报》【年(卷),期】2017(032)005【总页数】5页(P421-425)【关键词】飞翼布局;着舰;飞行品质;模态特性【作者】韩维;陈志刚;张勇;阎永举【作者单位】海军航空大学,山东烟台264001;海军航空大学,山东烟台264001;海军航空大学,山东烟台264001;91467部队,山东胶州266311【正文语种】中文【中图分类】V279;V212.1飞翼布局无人机具有升阻比大、气动效率高、隐身性能好、装载空间大等优点[1]，是现代作战无人机发展的热点。

飞翼滑翔机的飞行原理

飞翼滑翔机的飞行原理
飞翼滑翔机的飞行原理是基于空气动力学原理。

它采用了翼型设计的单个翼面，从而将翼面和机身融为一体。

飞翼滑翔机没有垂直尾翼和水平尾翼，通过调整翼面的形状和操纵面来控制方向和姿态。

飞翼滑翔机的飞行原理主要包括以下几个方面：
1. 升力产生：飞翼滑翔机的翼面采用了空气动力学设计，其特殊的翼型和机身结合形成了升力，并使得滑翔机能够飞行。

当飞行器沿着前进方向移动时，空气流经翼面，产生了上下方向的压力差，形成了升力。

2. 阻力控制：滑翔机在飞行过程中会受到阻力的影响，阻碍其前进。

为了降低阻力，飞翼滑翔机通常采用流线型设计，减小阻力的产生。

此外，在飞行中可以通过调整滑翔机的姿态来减小阻力。

3. 操纵控制：飞翼滑翔机通过调整翼面的形状和操纵面来实现操纵和控制。

例如，控制副翼的上下运动可以改变翼面的升力分布，从而实现滑翔机的横滚控制；控制升降舵的俯仰运动可以改变滑翔机的俯仰姿态。

总的来说，飞翼滑翔机的飞行原理是通过利用空气的动力学原理产生升力并控制阻力，通过调整翼面的形状和操纵面来实现操纵和控制。

这使得滑翔机能够在空中自由地滑翔和飞行。

”之翼“和“飞翼”之间有什么不同？

”之翼“和“飞翼”之间有什么不同？一、外形特点1. “”之翼“：作为一种新型的飞行器，”之翼“的外形非常独特。

它采用了翼内引擎系统，机翼上没有明显的发动机，整体呈现出流线型的曲面设计。

对比传统飞机，”之翼“在外形上更加简洁，造型更加优雅。

2. “飞翼”：与之不同，“飞翼”采用了单一的翼面结构，整个飞机就像是一个巨大的翅膀。

相较于传统飞机，它没有垂直尾翼和水平尾翼，外形更加流线型。

同时，机身和机翼的一体化设计使得”飞翼“在空气动力学性能上具有显著的优势。

二、飞行原理1. “”之翼“：采用翼内引擎系统的“”之翼“在飞行原理上与传统飞机有所区别。

它通过机翼内部的推进系统产生升力，并且在水平飞行时可以调整引擎的倾斜角度来进行转向。

这种设计使得“”之翼“在低速飞行和垂直起降时具备更好的机动性能。

2. “飞翼”：作为一种革命性的飞行器，”飞翼“采用了新颖的飞行原理。

它利用整个机身的升力来支撑飞行，并通过机翼形状和控制系统的协调来实现稳定飞行。

与常规飞机相比，”飞翼“具有较低的空气阻力和更大的升力系数，提供了更高的飞行效率。

三、优点和应用领域1. “”之翼“：由于翼内引擎系统的设计，”之翼“在垂直起降和短距离起降领域具备突出优势。

它可以在狭小的空间内灵活起降，并且无需长跑道。

因此，“”之翼“在城市交通、应急救援和军事作战等方面具有广阔的应用前景。

2. “飞翼”：由于其独特的外形和卓越的空气动力学性能，”飞翼“在未来航空领域拥有广阔的应用前景。

它可以应用于客运飞机、货运飞机、无人机以及军用飞行器等多个领域，具备较大的载荷能力和远程飞行能力。

综上所述，“”之翼“和“飞翼”之间在外形特点、飞行原理以及优点和应用领域等方面存在明显的差异。

这两种新型的飞行器都具有各自的独特优势，并且在未来航空领域有着广阔的应用前景。

不同的设计理念和技术创新使得航空事业迈向了新的飞越！。