2皮全腔填充泡沫塑料夹芯结构机翼设计

玻璃钢蒙皮 !全腔填充泡沫塑料夹芯结构机翼 张元明 赵鹏飞 （西北工业大学第 "#$研究所 西安 %&’’%(） 摘要 本文介绍了一种玻璃钢蒙皮 !全腔填充泡沫塑料夹芯的小型无人机机翼的设计。该机翼须满足密封性和漂浮 性的特殊使用要求。 关键词 设计 无人机 机翼 夹芯结构 & 前 言 某小型无人驾驶飞机为上单翼、双尾撑后 推式布局，采用舰载发射、伞降海面回收。机翼作为 飞机的主要部件，既要满足承力结构的强度、刚度设 计要求，又要满足因特殊使用环境所需要的的密封 性、漂浮性以及“三防”要求。从该型号无人机的使 用性来讲，密封性是指当飞机处于雨水环境及正常 海面回收时，机体结构具有水密性；而漂浮性则是指 在飞机回收出现异常而导致机体结构损伤情况下， 机翼和尾翼应有良好的排水性，所产生的浮力可避 免飞机沉入海中。国内研制与生产的多种型号小型 无人机机翼通常以玻璃钢蜂窝夹芯结构为蒙皮，采 用单块式、梁式或混合式结构型式［&，(］。这种机翼 在结构内部存在较大的空腔，无法满足舰载型无人 机海面回收所必需的漂浮性要求。 ( 总体设计 机翼结构设计的总体要求为! 强度：结构能够 承受最大设计载荷；" 刚度：在最大设计载荷下，翼 尖挠度 ! )*+!#$))；# 密封性：机翼结构具备水密 性；$ 漂浮性：在机翼结构受损时仍基本保持原有 的排水能力，即不改变原有的浮力大小；%“三防” 要求：结构具备防湿热、防霉菌、防盐雾的能力；& 重量："!&#,-。 ( . & 机翼外载 对于采用上单翼、双尾撑、后推式总体布局的无 人机来说，机翼的主要受载状态可划分为两种：!飞 行时最严重受载状态，此时机翼的载荷为机翼气动 分布载荷和尾撑传来的尾翼载荷；"着陆冲击状态， 此时机翼的载荷为机翼自重冲击分布载荷和尾撑传 来的尾翼冲击载荷。 飞行和冲击载荷的大小及分布由图 &所示。由 图 & 可见，机翼的气动分布载荷远大于其着陆时的 冲击分布载荷，因此机翼主体结构设计将依据飞行时 最严重受载状态下的载荷进行。而通过尾撑传来的 着陆时的载荷较飞行时的载荷大，因此承受集中载荷 的机翼区域的结构设计将依据着陆冲击载荷进行。 图 & 机翼外载分布 ( . ( 结构设计 ( . ( . & 结构型式与材料选择 结构型式与材料选择是结构设计的关键环节之 一，合理的结构型式是飞机结构满足设计要求的前 提。针对舰载发射、海上回收飞机对密封性、漂浮性 和“三防”的特殊要求，经全面分析比较之后，选取了 玻璃钢蒙皮 !全腔填充泡沫塑料夹芯结构、单块式受 力型式的机翼结构，如图 ( 所示。该机翼结构由环 氧玻璃钢蒙皮、低密度闭孔硬质聚氨酯泡沫塑料芯 材和墙、肋组成。显然，整体结构具有良好的水密 性，闭孔硬质聚氨酯泡沫塑料能够在机翼蒙皮或结 构破损情况下使飞机具备漂浮性。同时，玻璃钢及 聚氨酯泡沫塑料等材料的“三防”性能也能较好地满 足使用要求。 图 ( 机翼结构型式 为兼顾机翼制造工艺性需要，机翼展向左右对 称（见图 (）地设立了两个工艺分离面，即整个机翼 /((’’"年第 & """""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""""" 期 玻 璃 钢 ! 复 合 材 料 012 ! 34 (’’" 5 67 . & 万方数据 分为中翼、左外翼和右外翼三部分，然后通过胶接结 构形式连接成整体机翼。副翼也采用全腔填充的玻 璃钢泡沫夹芯结构。为满足密封性要求，副翼操纵 系统采用摇臂连杆式，全部内置于机翼中。在传动 扭轴处采用动密封设计。 ! " ! " ! 材料性能参数 （#）泡沫塑料芯材 在夹芯结构中泡沫芯材为次承力单元，但它对 主承力结构件的承载能力却起着必不可少的辅助作 用。泡沫芯材一方面给蒙皮提供密集性支持，防止 蒙皮在承力过程中发生整体或局部失稳；另一方面 起着环型肋腹板的作用而承受相应的剪力。 尽管硬质聚氨酯泡沫塑料的性能因泡孔存在方 向性而呈现出各向异性，但由于这种差异本身不大 且考虑到在如图 !所示机翼结构灌注发泡过程中泡 沫生长方向的复杂性，因而忽略其各向异性特性，工 程设计中按各向同性材料取较小值处理。随着泡沫 塑料密度的增加，其强度和模量也相应提高，而延伸 率则明显下降。经分析计算以及性能和工艺性试 验，确定机翼中硬质聚氨酯泡沫塑料芯材的密度为 $ "$%& ’ $ " $($) * +,%［!］，对应于该密度的材料性能 参数为：!! - $ " %./0；!" - $ " !(./0；"- $ " #!./0； #$$ - 1 " 2./0；%$$ - %./0。 （!）玻璃钢蒙皮 机翼蒙皮所用环氧玻璃钢材料的性能参数为： &$ - !3$ " &3./0；&" - !1% " 4#./0；’ - 13 " (1./0； # - #3!3&./0；% - %&4$./0；#- $ " #!3。 ! " ! " % 许用应力选取 （#）静强度许用应力 结构承受静载荷时的拉伸、压缩和剪切强度分 别为：&$ - !3$ " &3./0；&" - !1% " 4#./0；’ - 13 5 (1./0。 （!）面板皱褶失稳临界应力 在分析面板承受面内压力屈曲问题时，将芯材 处理为一系列互不相关的弹簧，而面板则支撑在这 一系列弹簧上，这将其简化成弹性基础梁的屈曲问 题［3］。挠曲线微分方程式为： #()( *( + *, ( 6 - * ! + *, ! 6 .+ - $ 式中，#( 为面板的压缩模量；)( 为面板的面积 矩；7为芯材的弹簧常数。 对于厚夹芯结构（8+!!9），认为局部屈曲只局 限在面板附近的一个区域内，对芯材内部的影响很 小。因而假定面板的屈曲只限制在 + 深的一个区 域内，用能量法对上述方程进行求解，得出芯材的弹 簧常数和面板的失稳临界载荷为： . - !$/ #$$ %$$ 0" % -,:; -（4#()(#$$ %$$） # % !$1 - $ 24#（#(#$$ %$$） # % !$1 - $ 24# <（#3!3& < 1 22 < %） # % - 14 " (./0 基于玻璃钢蒙皮的质量分散特性，取安全系数 ( $1 - # " 1，则 ［!$1］- !$1 ( $1 - %4 " 3./0 于是取许用应力如下（静强度安全系数 ( - # 5 1）： ［!6］- =+ > - #2% " 4./0 ［!?］-［!+@］- %4 " 3./0 ［"］- A > - %2 " 3./0 ! " ! " ( 主体结构设计计算 机翼的主体承力结构是一个由前、后墙和蒙皮 组成的纵向受力盒段，单块式受力型式。其蒙皮既 要承受面内剪应力，同时还要承受面内正应力。机 翼主体承力结构简化型式如图 %所示。 图 % 机翼受力简化型式 则截面内力为： 3（ 4）-# 4 / 5（ 4）*4 6（ 4）-# 4 / 3（ 4）*4 " $（ 4）-# 4 / 3（ 4）·, $（ 4）*4 对任一截面 4 - 4 $，其截面抗弯模量为 BC（D$）， 其中 7（ 4 $）-# 8 $ ［ 9:;!:（ ,）6 9*;!*（ ,）］*, 6 # #!（ 9 (; % $ 6 9!;%8） 式中，8 为截面处前后梁之间的距离，截面 E轴 $% !$$%年 # $$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$ 月玻璃钢蒙皮 *全腔填充泡沫塑料夹芯结构机翼设计 FG/ * H. !$$% 5 IJ " # 万方数据 的原点在前梁轴线与翼弦线的交点处。下标，! 为 上蒙皮；" 为下蒙皮；# 为前梁；$ 为后梁。 于是，截面应力为： !（ %，&）! ’（ %）(（ &） )（ %） "*（ %，&）! *（ %）+（ (） )（ %） ",（ %，&）! ,- # "（ %，&）!"*（ %，&）"",（ %，&） 变形为： $（ %）!! ’（ %） .（ %）)（ %）"% /（ %）!" ’（ %） .（ %）)（ %）"%"% 强度设计准则选用最大应力准则，即 !"#［!"］ !##［!#］ "#［"］ 刚度设计准则选用最大挠度准则，即 $%&’# ()%%。 计算方法采用数值积分法。具体方法为机翼沿 展向（*向）和弦向（’ 向）划分为若干单元，然后在 +,-./0/$1 2’-34上建立宏进行数值积分计算，并采 用逐次逼近法进行优化计算。最后确定前墙铺层为 ［567899:（ ; <)=）］，后墙铺层为［<67899:（ ; <)=）］，蒙皮的铺层设计如下： 图 < 蒙皮铺层 > ? > ? ) 稳定性设计 分析和计算表明，面板皱褶失稳是这种结构型 式容易出现的局部失效模式，通过稳定性设计有效 地控制临界应力，从而避免结构局部失稳现象发生。 泡沫芯材提供给蒙皮的密集性支持提高了蒙皮 的失稳临界应力。设计中考虑这种情况后，以面板 压缩屈曲的临界长度（对应于皱褶临界应力）为依据 确定肋间距 0，即 1# 123 !%（@.>#4># 5 .29 629） 8 ( > ? > ? ( 工艺性设计 “灌注发泡”工艺［<］需要机翼内部结构尽可能简 化，并且能够确保发泡过程中泡沫生长流道通畅。 因此，结构设计时对机翼内部的翼墙、翼肋进行了必 要而巧妙的设计处理。 （8）翼墙 实际上，机翼各部件还是分容腔灌注发泡的。 由于容腔大小不同和泡沫液灌注时机的差异，导致 作用在容腔隔离元件上的发泡压力是不平衡的。因 此认为结构部件中的前墙在发泡过程中承受单面均 布压载。这种受载状态要求结构本身必须具有一定 的面内抗弯刚度，结构与周边相关部件必须有足够 的连接强度。兼顾使用载荷来考虑，翼墙设计为夹 芯结构，既可提高结构面内抗弯刚度，又增加了与周 边部件的胶接面积，同时也不会付出过多的重量代 价。由于翼盒段与后缘部分为一腔发泡，因此在受 力允许的条件下，在后墙腹板上合理地布置足够的 发泡流道孔。 （>）翼肋 为了最大限度地满足灌注发泡工艺对泡沫生长 流道畅通性的要求，在该机翼结构中采取了环型肋 的设计方法，即将常规的整体肋变化为上下缘条与 前后墙组成环型肋，而泡沫的承剪能力则使得泡沫 夹芯起到肋腹板的作用。这样既保证发泡容腔的通 畅性，又解决了肋结构的受力问题。 > ? > ? A 尾撑连接区域设计 在机翼上与尾撑的连接区域存在较大的集中载 荷，需进行集中力扩散设计。对此，在与尾撑的对接 区域设置一加强肋并与前后墙和蒙皮组合，尾撑传 递来的扭矩以分散剪力的方式传递给机翼后墙，转 化为机翼弯矩，尾撑传递来的弯矩以集中力的方式 传递给机翼加强肋，然后通过加强肋向上下蒙皮扩 散，转化为机翼扭矩。 > ? > ? 5 中翼、外翼对接结构设计 因制造工艺性要求，机翼被分为中翼和两个外 翼，然后通过对接结构连接成整体机翼。依据使用 要求，对接面连接允许为不可拆卸设计，即可设计为 工艺分离面。 机翼结构型式为分散式传力的单块式受力形 式。兼顾考虑对接面连接设计的传力的合理性、重 量代价以及使用要求，在分离面处的对接采用了分 散传力对接的胶接方式。剪力和扭矩通过肋面胶接 传递，弯矩通过蒙皮搭接胶接传递。 > ? > ? B 结构强度校核 机翼强度分析采用 C:6DE:C 程序进行，模型 8@>99@年第 8 $$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$ 期 玻 璃 钢 F 复 合 材 料 GEH F I+ >99@ J C/ ? 8 万方数据 的网格划分综合结构的自然网格（墙、肋形成的网 格）和合理的人为网格。机翼蒙皮简化为同时承受 正应力和剪应力的膜元，墙、肋简化为受剪板元。单 元强度准则采用 !"##$%准则。强度计算结果显示， 结构设计满足强度、刚度要求，在最大设计载荷下， 翼尖最大挠度为 &’ ( )**，而强度富裕较多。 ) 试验与结果 机翼地面静力强度试验可以有效地验证机翼设 计的合理性，试验方法及内容依照有关进行。 模拟机翼的真实连接状态和外载分布，对机翼进行 静力加载试验，其中包括飞行外载下机翼强度试验 和着陆外载下机翼强度试验两种情形。着陆外载下 机翼强度试验仅在 ’ + &,- !"#*./ ( $%（即 ’ + 0’’- !"&*./）内进行，飞行外载下机翼强度试验是在 ’ + 0’’- !"#*./ ( ’ (内完成试验测试，接着继续加载至结构 破坏以测试结构的极限承载能力。 试验结果表明，在 ’ + &,- !"#*./内反复试验均 未出现损伤和永久性变形，试验数据重复性良好。 在 12- + 00’- !"#*./ ( ’ (的加载过程中伴有轻微响声 出现，但未出现自动卸载和明显可见的损伤，继续加 载至 03’- !"#*./ ( ’ (时结构破坏，表现为下翼面翼根 处（翼身连接处）沿弦向断裂。在 0’’- !"#*./时，结 构的最大应变发生在前梁根部区，应变为 34)’!"和 5 4062!"，翼尖最大挠度为 2, ( 2**。结构破坏时 翼尖最大挠度约为 6’**。显然试验结果与计算结 果较为吻合。 机翼已装机进行了多次飞行试验，结果显示结 构未出现任何异常状况，并能很好地满足水密性和 漂浮性要求。 3 结 论 （0）玻璃钢蒙皮 7全腔填充硬质泡沫塑料夹芯 结构及单块式受力型式的小型无人机机翼结构设计 在国内尚未见公开报道； （4）该结构型式和选材的无人机机翼能很好地 满足舰载发射、伞降海上回收所需的水密性、漂浮性 和“三防”要求； （)）通过对机翼蒙皮皱褶失稳临界应力的计算 并将其引入正应力板元的判据中，同时结合面板屈 曲的临界长度合理布置肋间距，很好地控制了结构 破坏模式，避免了局部失效的提早出现； （3）设计中合理地给出机翼工艺分离面，并在 内部结构中巧妙设计发泡通道，较好地满足了机翼 制造工艺性要求和“灌注发泡”工艺的需要。 参考文献 0 张元明 (小型无人机机翼结构型式探讨 ( 89:12’0，科技资料，西 北工业大学，0112，0’ 4 张元明，赵鹏飞 (单块式玻璃钢蜂窝夹层结构机翼设计 (玻璃钢 7 复合材料，0112，（4） ) 方禹声，朱吕民 ( 聚氨酯泡沫塑料 (化学工业出版社 3 赵鹏飞，张元明 (玻璃钢蒙皮 7聚氨酯泡沫塑料夹芯无人机机翼制 造（一）工艺和设计 (玻璃钢 7复合材料，4’’4，（)） 2 赵鹏飞，张元明 (玻璃钢蒙皮 7聚氨酯泡沫塑料夹芯无人机机翼制 造（二）制造工艺过程 (玻璃钢 7复合材料，4’’4，（)） & 蔡四维 (《复合材料结构设计》(人民交通出版社，016, !"#$ %&’"$# !"() *+, *-./ ’.#%!"0) ’(+10(1+& ;<.=> ?@.=*$=> ;<." AB=>CB$ （!"#D= *BD<"L "C .= IMN’% E$=> E$D< OPA C".* %.=LE$H< %D#@HD@#B( K $% =BBLBL D" %.D$%CG D ( 89:;<5=3：LB%$>= IMN E$=> %.=LE$H< %D#@HD@#B 4) 4’’)年 0 !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! 月玻璃钢蒙皮 7全腔填充泡沫塑料夹芯结构机翼设计 OPA 7 ST 4’’) U !" ( 0 万方数据 玻璃钢蒙皮/全腔填充泡沫塑料夹芯结构机翼设计 作者： 张元明， 赵鹏飞 作者单位： 西北工业大学第365研究所,西安,710072 刊名： 玻璃钢/复合材料 英文刊名： FIBER REINFORCED PLASTICS/COMPOSITES 年，卷(期)： 2003，(1) 引用次数： 6次 参考文献(6条) 1.张元明 小型无人机机翼结构型式探讨.SHJ9501科技资料 1995 2.张元明 单块式玻璃钢蜂窝夹层结构机翼设计[期刊论文]-玻璃钢/复合材料 1995(2) 3.方禹声.朱吕民 聚氨酯泡沫塑料 4.赵鹏飞.张元明.何颖.杨建华.李晓斌.刘骁 玻璃钢蒙皮/聚氨酯泡沫塑料夹芯结构无人机机翼制造（一）工艺方案 设计[期刊论文]-玻璃钢/复合材料 2001(3) 5.赵鹏飞.张元明.何颖.杨建华.李晓斌.刘骁 玻璃钢蒙皮/聚氨酯泡沫塑料夹芯结构无人机机翼制造（一）工艺方案 设计[期刊论文]-玻璃钢/复合材料 2001(3) 6.蔡四维 复合材料结构设计 1987 相似文献(10条) 1.学位论文 葛志闪 飞翼布局无人机控制律设计 2007 随着无人机在军事和民用领域内都发挥了越来越重要的作用，无人机技术的发展得到了很多国家的重视。飞翼布局无人机有诸多独特的技术优势，所 以世界上很多先进无人机采取飞翼布局形式。但其特殊的气动布局和结构特点也造成了其固有的一些缺陷。为了设计良好的飞行控制系统以提高飞翼布局 无人机的飞行品质，本论文针对某飞翼布局高空长航时无人侦察机飞行控制律设计进行了初步的研究。 本论文首先具体介绍了无人机自动起飞着陆 过程，研究了飞翼无人机起飞着陆过程的特点，确定了合适的自动着陆系统方案；然后利用飞行力学理论建立了飞翼无人机运动的数学模型，分析了飞翼 无人机的飞行品质特性；再根据飞翼无人机的飞行品质和控制性能要求，完成了不同状态点处控制增稳系统和典型控制模态飞行控制律设计，采用了下滑 波束导引系统和自动拉平控制系统及侧向波束导引系统，详细设计了飞翼无人机的纵向自动着陆系统控制律和侧向自动着陆系统控制律；在Matlab Simulink环境下设计了飞翼无人机非线性仿真程序，验证所设计的控制律的有效性，作出必要的调整，并在所设计的控制系统中加上几种常见的风干扰 ，仿真验证了控制系统的鲁棒性。最后，根据仿真结果分析总结了飞翼布局无人机的控制系统设计方法和设计特点，并提出一些具体的建议，为飞翼无人 机总体设计提供了一定的依据。 2.期刊论文 曹秋生.张会军.CAO Qiu-sheng.ZHANG Hui-jun 高空长航时无人机的发展特点及技术难点探讨 -中国电 子科学研究院学报2008,3(1) 未来信息化战争的需求使得高空长航时无人机系统的发展在世界范围内得到了空前的重视,并在技术、性能和作战使用上呈现出许多新的特点.文章综 述了国际上典型高空长航时无人机的发展动态和趋势,对隐身设计、可变机翼设计及超高空超长航时无人机发展热点给以关注,对面临的技术难点问题进行 了分析和讨论. 3.会议论文 李勃.黄大庆 电磁兼容设计与管理在无人机设计中的应用 2006 现代战争要求无人机在有限的空间、重量和一定的频谱资源条件下,在复杂的电磁环境中,使各种机载设备之间能够正常运转,兼容工作,并尽量减少与 其它地面设备的相互干扰.因此,无人机的电磁兼容性设计与管理的重要性日益突出.只有加强管理,形成各级设计人员都参与电磁兼容工作的局面,才能使 产品质量处于受控状态,使无人机产品的质量得到保证.电磁兼容性设计流程可分为预测、设计、研制与试验四个阶段;电磁兼容性管理可分为组织管理、 工程管理和试验管理三个方面.本文结合无人机设计的实际工作对其进行了详细的说明,介绍了在无人机设计的各个阶段应如何进行电磁兼容性设计与管理 .该设计与管理方法已经在某型无人机设计中进行了实际应用,并取得了良好的效果。 4.学位论文 刘波 无人机非线性姿态控制律设计及仿真研究 2006 无人机自动飞行控制系统是无人机的核心部分，无人机各项性能在很大程度上都取决于其飞行控制系统的设计。因此，研究无人机的自动飞行控制技 术具有十分重要的现实意义。 本文的研究对象为基于常规气动布局的无人机，首先建立了无人机动力学方程组以及通过坐标变换关系得出的运动学 方程组，从而推导出无人机的六自由度、非线性数学模型；结合Aerosim仿真工具箱，建立了无人机的Simulink仿真模型，包括力方程组、运动方程组、 力矩方程组和导航方程组模型。在此基础上，从工程应用的角度出发，分析了常规PID控制在无人机上的应用，并且以俯仰角为输入量进行了研究，仿真 结果表明响应时间长，超调量大，并且针对不同飞行状态必须设置相应的PID参数，该过程繁琐。 针对上述研究结果，在参照了动态逆控制在有人 机上成功应用的基础上，将动态逆控制应用到无人机的控制律设计，根据奇异摄动理论按状态变量变化的快慢，分别设计了无人机的内环快变量控制器 /外环慢变量控制器。结合aerosonde无人机的气动参数进行了仿真研究，结果表明所设计的控制律可取得较为满意的结果，但该设计方法要求无人机必须 精确建模，且鲁棒性较差。 为了提高控制性能，结合PID鲁棒控制和非线性动态逆控制，提出了一种新型的内/外环控制器设计的方法，该方法较好 的解决了上述两种控制方法的不足，仿真结果表明设计的控制律满足飞行控制品质的要求。 最后基于Matlab的VR工具箱，运用VRML构造器，搭建了 无人机的虚拟现实飞行仿真系统；将计算机三维动画技术应用于实验领域，创建出一个交互式可视化的三维环境来实现无人机姿态仿真。 5.会议论文 郁新华 隐身技术在无人机进气道设计中的应用 2006 无人机在现代战斗中发挥着越来越大的作用,但是无人机呈现出易受攻击和易被摧毁的弱点,因此迫切需要采取有效措施来提高无人机在复杂战争环境 中的生存能力.本文阐述了进气道隐身设计在无人机隐身性方面的重要性,并对各种改善进气道隐身性能的技术措施进行了阐述。 6.期刊论文 郁新华.赵明禹.YU Xin-hua.ZHAO Ming-yu 无人机进气道设计中的隐身技术 -飞行力学2007,25(4) 无人机在现代战争中发挥着越来越大的作用,但也呈现出易受攻击和易被摧毁的弱点,因此迫切需要采取有效的措施来提高无人机在复杂战场环境中的 生存能力.阐述了进气道隐身设计对无人机隐身的重要性,并从进气道气动隐身设计和吸波材料在进气道隐身中的应用方面对改善无人机的隐身性能进行了 详细分析. 7.会议论文 陶于金 无人机飞行品质标准之解析 2006 无人机飞行品质标准既是无人机系统研制的顶层性标准,也是无人机设计的基础性标准.在总结标准编写过程中业内人士所讨论焦点问题的基础上,针 对无人机的内在特征,简要介绍了无人机飞行品质标准的体系,对某些条款进行了简要解析,并与有人机标准之间进行简单比较,以期为标准的理解与应用提 供参考。 8.学位论文 王刚 基于dSPACE的无人机飞行控制快速原型设计 2008 随着无人机在军事和民用领域内的广泛应用，特别是在现代战争中的独特作用，无人机的研制在世界范围内蓬勃发展。用户对无人机飞行控制系统鲁 棒性及可靠性的要求也日益增加，同时对飞行控制软件的开发周期也提出了要求。如何加快飞行控制软件的开发，并使之具有较高的置信度和可靠性，就 需要找到一个良好的开发和测试环境。 论文首先介绍了无人机飞行控制快速原型设计的过程，研究了该系统的总体结构。根据快速原型在无人机飞 行控制系统设计上的应用特点，与dSPACE实时仿真平台相结合，设计适合飞行控制应用的快速原型环境，包括底层模块、飞行任务管理模块和快速原型控 制台。 然后，分别对各个模块进行具体设计。底层模块的设计包括串口通信模块和模拟量输入输出模块。通过有限状态机原理对无人机飞行控制任 务管理模块设计，并针对dSPACE和Simulink结合的特点，研究飞行控制软件的多任务管理在快速原型设计中的应用。结合与本实验室应用成熟的Tilcon软 件，通过dSPACE软件的CLIB接口函数库，设计了适合于无人机飞行控制特点的快速原型控制台软件。 最后，通过dSPACE平台与“实时仿真设备”搭 建的半物理环境进行了无人机全过程飞行的半物理实时仿真，分析了快速原型技术在无人机飞行控制系统设计中的作用，验证了本文研究内容的正确性。 9.学位论文 宣建林 RLV防热系统健康管理及某型无人机起落架设计 2007 论文一部分为可重复使用跨大气层飞行器防热系统的健康管理。可重复使用跨大气层飞行器(RLV，Reusable Launch Vehicle)是新一代天地往返运载 系统。为及时了解防热系统(TPS，Thermal Protection System)的状况，防止和控制其故障的发展，必须对防热结构进行实时健康管理。 论文通 过防热系统结构特征和历史故障数据，分析了RLV防热系统的薄弱环节，开展了防热系统的故障模式与影响分析，概括了防热系统的常见故障模式。 防热系统健康管理是航天飞行器的关键技术之一。文中提出了通过监测防热系统的关键性能指标分析评估系统状态的航天飞机防热系统健康管理方法，论 述了航天飞机防热系统健康管理的概念和健康监测的原理，从考虑意外损伤的角度探讨防热系统健康监控的有关问题。利用．ANSYS软件模拟了遭受不同 程度损伤的防热瓦在再入过程中的温度分布情况，并进行了比较分析与讨论，论证了方法的可行性。 论文另一部分为某型无人机起落架的初步设计 。目前，高空型长航时无人机已成为世界各国无人机发展的重点。起落架系统是目前大多数飞机不可缺少的重要系统。无人机起落架设计所涉及的相关构 件、机构通常包括：缓冲支柱、机轮、轮胎、刹车防滑系统、操纵减摆机构、收放机构等。 论文针对无人机的总体布局特点，进行了初步的起落架 系统方案设计。确定了起落架的初始布局形式和安装位置，计算出地面载荷并由此选择了合适的轮胎型号，估算了缓冲器行程和起落架的几何尺寸，设计 了简单而有效的起落架收放机构，估算了前、主起落架各个构件的重量，最后估算了起落系统的总重量。 10.期刊论文 孙中涛.SUN Zhong-tao CATIA曲面造型技术在小型无人机设计中的应用 -工程图学学报2007,28(1) 探讨了利用CATIA软件完善的曲面造型功能,进行小型无人机产品设计的问题.建立了全机高品质的理论外形数字曲面,实现了重要结构件的三维参数化 实体建模(如机身头锥、翼面和整流罩等),以及模具的快速设计.还介绍了将CATIA软件的一些特殊功能应用于无人机外形设计的问题,例如翼身整流罩的自 动生成等.结果表明CATIA软件的应用为小型无人机结构设计和模具制造提供了良好的三维设计手段,缩短了研发周期,节省了研制成本. 引证文献(6条) 1.乌云其其格.张连鸿.廖子龙 硬质泡沫塑料在航空结构中的应用[期刊论文]-高科技纤维与应用 2009(3) 2.陈挺.张广成.刘铁民.陈芳.陶利群 丙烯腈/甲基丙烯酸共聚物泡沫塑料的制备与表征[期刊论文]-中国塑料 2006(03) 3.张元明.赵鹏飞.何颖.赵景丽 热压罐成型小型无人机机体结构用复合材料[期刊论文]-玻璃钢/复合材料 2005(02) 4.张元明.赵鹏飞.何颖.赵景丽 袋压法成型复合材料在小型无人机机体结构中的应用[期刊论文]-工程塑料应用 2004(10) 5.张元明.赵鹏飞.张忠伟 无人机舵面用玻璃钢柔性铰链片的研制[期刊论文]-工程塑料应用 2003(08) 6.张元明.赵鹏飞 低速小型无人机中的复合材料结构及分析[期刊论文]-玻璃钢/复合材料 2003(06) 本文链接：http://d.g.wanfangdata.com.cn/Periodical_blgfhcl200301005.aspx 下载时间：2010年1月13日