基于應(yīng)變信息的飛機機翼變形測量及形變重構(gòu)理論研究.pdf

1、隨著航空運輸業(yè)的高速發(fā)展，以及低碳航空理念的提出，無人機、大飛機和新能源飛機等運輸裝備已成為高精尖技術(shù)領(lǐng)域的熱點，高空長航時飛機是其發(fā)展的方向，而高空長航時飛機一般采用輕型大展弦比柔性機翼，展弦比越大，機翼的減阻效果越突出。大展弦比機翼的尺寸大、柔性大的特點使得飛行過程中機翼彈性變形較大，機翼大變形影響飛機安全性和機翼結(jié)構(gòu)的可靠性。同時，飛機機翼也是天線的載體，飛行載荷導(dǎo)致天線的振幅和相位誤差，從而導(dǎo)致天線的電性能下降，如產(chǎn)生指向誤差，

2、副瓣電平上升，增益下降。機翼變形的實時感知和形變重構(gòu)可以評估飛機的安全性，并通過一定的主動控制方法減小機翼變形，或借助補償措施保證天線電性能。所以，飛機機翼變形的測量及形變重構(gòu)是首先需要解決的問題。
　　本文從結(jié)構(gòu)變形測量技術(shù)出發(fā)，將變形測量技術(shù)與形變重構(gòu)理論相結(jié)合，對現(xiàn)有較為成熟的技術(shù)與理論進行闡述，并對新的形變重構(gòu)理論展開研究，利用變形測量技術(shù)，將幾種形變重構(gòu)理論應(yīng)用到實際的機翼模型中。
　　1）以分段線性化為基礎(chǔ)的Ko

3、位移理論，將應(yīng)變按一次分布或二次分布建立數(shù)學(xué)模型，利用應(yīng)變形函數(shù)與位移形函數(shù)的偏導(dǎo)關(guān)系，借助邊界條件求出形函數(shù)系數(shù)，求得位移量；基于結(jié)構(gòu)模態(tài)信息的模態(tài)法，利用模態(tài)疊加原理，通過應(yīng)變模態(tài)和位移模態(tài)建立應(yīng)變與位移之間的轉(zhuǎn)換矩陣。以簡單的懸臂梁為算例，驗證Ko位移理論和模態(tài)法的形變重構(gòu)效果。
　　2）基于鐵木辛柯梁理論的逆有限元法，通過實際應(yīng)變與估計應(yīng)變的最小二乘，借助應(yīng)變形函數(shù)和位移形函數(shù)建立截面應(yīng)變與位移之間的關(guān)系，截面應(yīng)變通過單元

4、的表面應(yīng)變求得，以懸臂梁算例，使用逆有限元法重構(gòu)出懸臂梁的6個位移分量，驗證其形變重構(gòu)效果。
　　3）參考實際的機翼結(jié)構(gòu)，設(shè)計機翼骨架模型，借助Ansys有限元分析軟件建立機翼有限元模型，進行三種形變重構(gòu)方法的仿真計算，得到仿真計算精度；加工機翼模型，搭建實驗平臺、應(yīng)變測量系統(tǒng)和位移測量系統(tǒng)，將實際測量的應(yīng)變信息分別代入三種形變重構(gòu)理論計算得到機翼形變量，提出根據(jù)實際機翼模型形函數(shù)為參考，擬合應(yīng)變數(shù)據(jù)代入計算，有效地改善逆有限元法