通过变形机翼的风洞试验进行比例模糊前馈架构控制验证外文翻译资料

 2022-01-07 21:55:17

英语原文共 16 页，剩余内容已隐藏，支付完成后下载完整资料

通过变形机翼的风洞试验进行比例模糊前馈架构控制验证

MichelJoeuml;lTchatchueng Kammegne a，Ruxandra Mihaela Botez a，*，

Lucian Teodor Grigorie a，b，Mahmoud Mamou c，Youssef Me#39;barki c

E#39;cole de Technologie Supe#39;rieure，Montre#39;al H3C1K3，Canada

克拉约瓦大学，克拉约瓦，Dolj 200585，罗马尼亚

空气动力学实验室，NRC航空航天，加拿大国家研究委员会，加拿大渥太华K1A0R6

关键词：执行器; 控制;实验验证; 变形翼;风洞试验

摘要：在飞机机翼设计中，工程师的目标是在巡航飞行条件下提升升阻比方面的最佳空气动力学性能。传统的控制表面如襟翼，副翼，可变翼扫和扰流板用于修剪飞机以适应其他飞行条件。变形机翼概念的出现通过局部改变飞机机翼上的流动，在不同飞行段的整体机翼和飞机性能改进领域展开了新的挑战。本文描述了集成在新变形机翼结构中的致动机构的控制系统的开发和应用。受控致动系统包括四个类似的微型机电致动器，其布置在两个平行的致动线中。变形机翼的实验模型基于飞机机翼的全尺寸部分，其配备有副翼。机翼的上表面是柔性的，靠近机翼尖端，柔韧的皮肤由轻质复合材料制成。通过将过渡点从层流状态延迟或推进到紊流状态，一致地控制四个致动器以改变柔性上表面以改善上表面上的流动质量，致动器将扭矩转换为垂直力。它们的底座固定在翼肋上，它们的顶部连杆臂用螺钉连接到固定在柔性表皮上的支撑板上。致动器使用必要的扭矩推动或拉动柔性表皮，直到实现每个致动器的期望的垂直位移。通过对特定飞行条件的初步空气动力学优化获得的数据库提供与机翼的新形状相关的致动器的四个垂直位移。控制系统被设计成实时控制致动器的位置，以便在特定的飞行条件下获得并保持机翼的所需形状。本文通过使用比例模糊前馈方法开发的控制系统的可行性和有效性通过变形机翼模型的台架和风洞试验进行实验证明。

1、引言

在当今世界，减少燃料燃烧是航空航天业所有参与者非常关切的一个问题，不仅是因为环境影响，还因为经济方面。造成燃油燃烧的空气动力部分是阻力（重量也会影响阻力，从而影响燃油燃烧）。因此，通过先进的机翼设计来减少阻力是空气动力学专家向绿色航空发展先进技术的一种途径。

在最新的（可行的）用于减小空气阻力的技术中，研究人员评估了飞机机翼变形的有效性。

为了通过提高升阻比来改善空气动力学性能，测试了改变机翼形状的各种情况：改变机翼上表面或改变其几何结构。边缘或前缘有问题。从变形的上表面来看，目标是增加机翼上的层流区域将层流转移到靠近机翼翼型后缘的湍流过渡点，从而获得较低的阻力。此外，将变形机翼技术纳入飞机概念，还带来了其他与作为多用途飞机飞行多种类型任务的可能性相关的优势，并创造出卓越的系统性能。阀杆性能，径向执行常规控制面无法实现的新操作。几篇综述论文描述了飞机工业中实现变形概念的技术，这些技术目前已经过测试。

文献还表明，许多研究和研究项目都是由多个实体（如大学、研究机构和工业）在该领域开发的。一项协作性研究探索了一个将分析模型与光学模型联系起来的过程。具有设计方法的优化工具，用于为变形飞机机翼创建节能的轻型机翼/结构/执行机构组合。肯塔基大学的自适应圆弧翼型用于控制空气动力流，而东京大学的研究人员实现了一个层流的横截面变形。翼型为了在偏离设计迎角时获得减阻。在德国亚琛RWTH空气动力学研究所，风洞试验中使用了一种上弦可调的自适应机翼的实验模型，以证明跨音速机翼气动性能可能得到改善。Munday和Jacob使用了集成在机翼结构中的自适应执行器。实验结果表明，当促动器被激活时，层流的扩展。研究扩展到保形曲面和振荡曲面。由一个多学科团队进行了类似的实验，该团队研究了自适应WI上的低雷诺数流。使用NACA4415翼型作为参考剖面；实验模型配备了压电驱动器和乳胶膜，提供一个灵活和光滑的上表面。

米勒在英国曼彻斯特大学（University of Manchester，UK）的博士论文中研究了气动弹性减阻和减载的一些自适应结构概念，其中提出了一种旋转翼梁概念，使飞机机翼的气动弹性形状控制能够降低阻力。这项工作还展示了具有自适应扭转刚度的全动翼尖装置的应用。作为被动载荷减轻系统的附件。Monner等人介绍了另一种改变外倾角的方法。在德国的DLR，设计了灵活的Fowler襟翼，用于自适应机翼，在飞行过程中允许弦向和翼展方向的不同外倾角变化。一些活跃的肋骨弯曲上下皮肤。在马里兰大学的硕士论文中，Poonson研究了相同的概念，但采用了分段肋骨。他的模型使用了分为六个部分的肋骨，每个部分可以旋转大约5度，而不会在机翼表面造成明显的不连续。Mor-phing机翼驱动机构包括两个气动执行机构。

另一种适应机翼变形应用中结构形状的方法是基于由单输入执行器驱动的柔性机构。这样一个系统是由Saggere和Kota在密歇根大学建立的，用于控制机翼截面。通过执行器对前后缘进行整形的机构，允许机翼外倾发生变化。美国密歇根州的flexsys公司和美国俄亥俄州代顿空军研究实验室的合作研究团队在飞行中设计、制造和测试了一种类似的机制，以实现任务的主动胜利。英国布里斯托尔大学的研究人员提出了另一种采用复合机构的翼型变形设计。他们的设计包括一种早期的骨架框架式地面结构，其中执行机构被重新拼接以获得预设的表面偏转。

另一种调整结构形状的方法是德国DLR的Campanile和Sachau提出的“带肋”解决方案，而不是使用带铰链或线性轴承的机电一体化解决方案。新的“带肋”取代了clas-sical肋，允许外倾角在规定范围内变化，同时保持其余部件的刚度特性不受影响。

除了内部机构的变化外，还研究了各种驱动机构。其中一种方法是基于压电驱动。Wang等人在DARPA的智能机翼2项目中，为智能机翼模型开发了一个高速大挠度无铰链后缘控制面。该模型由分布式压电堆执行器（带或不带液压放大器和泵）以及主动肌腱驱动组成。来自美国堪萨斯大学和荷兰代尔夫特理工大学的研究人员介绍了采用后屈曲预压缩（PBP）压电折弯机作动器的无人机变形机翼模型。飞行试验表明，滚转控制权提高了38%，控制导数比常规变型提高了3.7倍以上。使用PBP作动器也增加了一个数量级的作动频率。另一种变形应用，由韩国Konkuk大学使用轻型压电复合材料作动器（LIPCA）来驱动仿生翼剖面的后缘。在同一所大学，另一个变形翼应用程序是为一个小尺寸的可扩展机翼开发的，该机翼被分为内外翼，就像在一个典型的鸟翼中一样。连接两个LIPCA执行器，并在展开的机翼状态下激活，以修改机翼的外倾角。风洞试验表明，激励器的激活产生了明显的附加升力。在美国俄勒冈州立大学，研究人员研究了利用压电陶瓷作动器控制仿生柔性翼的方法。

在美国加利福尼亚州立大学测试了两种利用微纤维复合材料（MFC）执行器的支撑来创建控制表面的方法。28第一种方法是通过将MFC执行器连接到金属基板的每一侧来形成片状结构，第二种方法是将MFC执行器直接连接到机翼。Bilgen等人使用了另一种基于压电陶瓷复合材料的驱动概念，即宏观纤维复合执行器。为了在一系列的研究中调整机翼的弯曲度，韩国首尔国立大学的NA和Kim还使用了29-31个类似的执行机构，对智能机翼进行了非线性静态分析，旨在确定智能机翼上这些执行机构的最有效位置。

意大利的一个合作研究项目，与那不勒斯大学“Federico II”、CIRA和ALE-NIA航空公司的研究人员合作，通过用形状记忆合金（SMA）线驱动的顺应性肋骨结构代替传统的襟翼装置，研究了变形机翼后缘的概念。偏转双赢的可行性研究新加坡南洋理工大学与新加坡DSO国家实验室合作，设计并制造了一个机翼原型，并对由肋骨、SMA线和襟翼组成的整个系统进行了实验测试。在意大利卡塔尼亚大学，SMA作动器被用来测试机翼的能力，以便通过假设两个不同翼型的形状来修改其横截面，并测试在后缘附近改变外形的可能性。

为了获得无铰链控制面，通过分别结合可变机翼和无铰链副翼的特点，实现了两个原型。澳大利亚的一个研究小组分析了智能材料在自适应机翼控制中的应用。此外，研究人员设计、开发和测试了一种可变形机翼模式。l皮肤采用ABS材料。可变弧形机翼的偏转由固定在机翼蒙皮下方靠近前缘的SMA执行器控制。为了获得实时优化的翼型，我们来自加拿大蒙特利尔ETS的研究团队在魁北克航空航天研究与创新联盟（CRIAQ）资助的变形机翼项目中使用了层流到湍流过渡点作为控制变量。该项目名为CRIAQ 7.1，是与泰利斯、庞巴迪航空航天公司、Ecole理工学院和IAR-CNRC合作开发的。该小组开发了一种从表面压力分布开始检测过渡点的可能性，该方法的精度取决于沿翼弦分布的压力传感器的密度。变形机翼实验模型配备了SMA执行器，在两条平行线上执行。为了将每一组压差与两个执行器产生的机翼变形关联起来，设计了两个自适应神经模糊控制器；将这些压差计算为优化翼型和参考翼型之间计算出的压力差。

加热和冷却阶段为了将SMA执行器用于控制器的设计，获得了SMA执行器。采用线性模型，在风洞中设计了一个开-关控制器和比例积分控制器，并对其进行了实验测试。由于SMA执行器的强非线性特性，团队开发并实验评估了一种混合型执行器。控制系统结合了模糊逻辑比例积分微分控制器和传统的开关控制器。使用实时优化器关闭控制回路的变形机翼模型的最终风洞试验证实了项目制定的假设，证明了由于层流导致的阻力减小。扩展机翼上表面。

在我们研究小组开发的另一个小型变形机翼模型中，驱动机构是基于旋转两个偏心轴和沿两条平行驱动线转动柔性蒙皮的直流电机，设计了一个位置控制器，用于控制不同流动条件下机翼翼型的形状。在加拿大蒙特利尔ETS的dousis风洞中测试。作为补充验证，对气流特性进行了分析，并将数值模拟预测的压力系数与实验测试的压力系数进行了比较。

在此背景下，加拿大和意大利的工业实体、研究机构和大学发起了一个新的变形机翼国际合作研究项目，该项目是在飞机机翼的一个全尺寸部分上开发的，该部分机翼完全由电动执行器驱动。本文所传播的工作是本项目的一部分，描述了通过开发用于驱动机翼上表面柔性蒙皮的控制系统变体获得的实验结果。

2.变形翼项目具体问题

目前的变形机翼研究项目可能被认为是我们的研究团队在加拿大蒙特利尔ETS主动控制、航空电子和气动伺服弹性（larcase）研究实验室开发的CRIAQ 7.1项目的延续，在该项目中，SMA线被用作执行器，以使WTEA-TE1机翼P的上表面变形。罗菲尔在上一个项目中解决的许多具体问题，来自于在具有光学和Kulite压力传感器的强非线性执行器（SMA执行器）的相同实验演示模型中的多学科集成，执行器位置的实时控制算法，以及实时估计和优化算法。MS的层流到湍流过渡点位置。在新的多学科项目中，专家们从空气动力学、气动伺服弹性、力学、控制和电气工程等方面参与进来。

这项由CRIAQ资助的新项目被称为“多学科优化”505（MDO 505），旨在通过将变形机翼技术应用于配备变形副翼的飞机机翼来实现燃料消耗优化。在这个项目中，在加拿大蒙特利尔的ETS与泰利斯、庞巴迪航空航天公司、Ecole理工学院、航空航天研究所-加拿大国家研究委员会（IAR-NRC）以及弗雷德-埃里科II那不勒斯大学、CIRA和阿莱尼亚的意大利研究人员合作，设计出了一个机翼副翼原型（图1），该原型由通过IAR-NRC的风洞试验进行了测试和验证。副翼是最初飞机机翼部分的一部分，对整个机翼（包括副翼）进行变形应用优化。与我们研究团队之前的变形项目（CRIAQ 7.1）不同，该项目使用微型机电执行器，而不是智能材料执行器。MDO505的特殊挑战是：（a）通过数值模拟对非对称机翼进行空气动力学优化；（b）调整柔性蒙皮及其控制系统的驱动机制，使其适合机翼内部非常小的空间；（c）通过使用最少数量的驱动点和连接在所有四个驱动点上的柔性蒙皮，使机翼上表面的数值优化形状与实验形状具有良好的再现性。机翼侧面和附件增加了皮肤和大腿的刚性，实现了上表面的再现性（实验与数值）。此外，所有这些挑战都需要通过保持翼段阻力结构的原始形式来克服。

我们的研究团队首先在实验模型中设计并集成了一个控制系统，该系统能够根据不同马赫数ma、机翼迎角a和副翼偏转角d给出的不同流动情况下获得的气动优化结果的要求改变机翼形状。此外，为了评估变形机翼模型在风洞试验过程中的气动增益，研究小组的任务是开发一种能够根据安装在变形机翼上表面的压力传感器获得的数据检测和可视化气流特性的机制。

图1变形翼结构示意图。

机翼模型基于全尺寸翼尖结构的尺寸，模型的翼展和弦与实际飞机翼尖、1.5 m翼展和1.5 m翼根弦的尺寸匹配，锥形比为0.72。气动团队运行了一个优化程序，旨在通过局部厚度修正找到最佳翼型，以改善上表面流动。对多个飞行案例进行了优化，将MA、A和D结合在一起。自适应上表面是由碳纤维复合材料制成的柔性蒙皮，位于翼弦的20%到65%之间。刚性结构，以及柔性蒙皮，是专为满足航空工业的要求而设计的。另一方面，在柔性蒙皮设计和优化过程中，与空气动力学优化的上表面形状的匹配被认为是一个决定性的目标。

一旦确定了柔性蒙皮的结构约束并选择了飞行案例，团队就求助于驱动系统的设计，包括这里的驱动机构和执行机构。从技术限制来看，驱动机构应包括四个布置在两条驱动线上的执行机构，安装在机翼跨度的37%和75%处。每个执行机构都能够独立于其他执行机构进行操作。在每根驱动线上，执行器位于局部翼弦的32%和48%。机翼内部的低空间需要直接驱动柔性蒙皮，内部制造的执行器固定在翼肋的下部，顶部固定在柔性蒙皮上。为了使整个结构凝固，采用优质工业钢和铝合金材料制造不同的内部结构元件。

气动优化程序与机翼结构上的执行器位置相关，生成了一个数据库，该数据库与不同飞行情况下的执行器位移和优化的机翼有关。因此，执行器需要改变机翼的上表面，直到达到所需的位移，并获得一个实验

全文共14123字，剩余内容已隐藏，支付完成后下载完整资料

资料编号：[1952]

原文和译文剩余内容已隐藏，您需要先支付 30元 才能查看原文和译文全部内容！立即支付

以上是毕业论文外文翻译，课题毕业论文、任务书、文献综述、开题报告、程序设计、图纸设计等资料可联系客服协助查找。

您可能感兴趣的文章