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可伸缩机翼控制系统设计及非线性振动实验研究

陈曦  
【摘要】:飞行器面临的飞行任务多种多样,不同的飞行任务对飞行器的性能和布局提出了不同的要求。近年来,随着对飞行器的飞行效率、机动性能和多任务适应能力等综合需求的不断提高,可变形飞行器的研究逐渐在学术界和航空工业界掀起了热潮。可变形飞行器是指:飞行器能够在飞行过程中可以通过改变外形来适应不同的飞行环境和(或)不同的飞行任务。通过有效地实施控制,提高飞行器的机动能力,改善飞行器的飞行性能。可伸缩机翼是一种可变形机翼,它通过活动翼的外伸和收回改变机翼面积和展弦比,以达到适应环境变化的目的。 将可伸缩机翼简化为具有一定轴向运动速度的变长度悬臂梁,首先研究控制系统来实现机翼的可伸缩运动,进一步分析机翼伸缩过程中的横向振动及其动力学问题,期望为可伸缩机翼的设计提供指导。 首先,采用STC89C52单片机、交流伺服电机和限位开关等设计了振动测试装置的控制系统,在KEIL-C语言环境下编写C语言程序,由STC89C52单片机发送脉冲和方向信号控制交流伺服电机的转速和转向,电机带动齿轮组和丝杠机构使活动翼外伸和收回,由限位开关控制活动翼的到达位置。 其次,针对在不同外伸和收回速度下机翼具有不同的横向振动的问题,采用加速度传感器布置在活动翼边缘、固定翼边缘和固定翼中部三个位置,对活动翼伸缩过程中横向振动的加速度进行采集,使用LMS数据采集和分析系统对原始数据进行分析处理,并与理论结果进行比较分析。 最后,使用LMS. Impact Testing和ModalAnalysis软件,对不同长度状态下的可伸缩机翼进行模态试验。分析可伸缩机翼在不外伸、外伸400mm和外伸600mm三种状态下的结构动力学特性,得到可伸缩机翼的固有频率和模态振型。


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