要：為減輕無(wú)人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量，從而提升無(wú)人機(jī)性能和飛行效率，文章考慮應(yīng)用變截面鋪層優(yōu)化設(shè)計(jì)方法從結(jié)構(gòu)尺寸和鋪層設(shè)計(jì)兩方面對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行結(jié)構(gòu)-材料一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)。首先，對(duì)某三梁多肋式機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行了仿真分析，確定了優(yōu)化方向。其次，結(jié)合優(yōu)化區(qū)域，采用變截面鋪層優(yōu)化方案，確定了變截面尺寸結(jié)構(gòu)和變截面最優(yōu)鋪層方案。最后，對(duì)優(yōu)化前后的機(jī)翼結(jié)構(gòu)仿真結(jié)果對(duì)比分析，發(fā)現(xiàn)機(jī)翼質(zhì)量降低了30.43%，最大應(yīng)力降低了27.61%、失效指數(shù)降低了54.72%，翼尖最大變形量增大了

0 引言多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器綜合利用分布式旋翼與傾轉(zhuǎn)機(jī)翼概念,氣動(dòng)布局采用傾轉(zhuǎn)機(jī)翼布局,多個(gè)分布式電驅(qū)動(dòng)的旋翼單元分布于前后機(jī)翼。該構(gòu)型兼顧直升機(jī)垂直起降、定點(diǎn)懸停與固定翼高速前飛能力,飛行速度和作戰(zhàn)半徑相對(duì)常規(guī)直升機(jī)可提高一倍以上,是未來(lái)高速新構(gòu)型旋翼飛行器的重要發(fā)展方向之一。美國(guó)NASA、波音,法國(guó)空客等研究機(jī)構(gòu)已經(jīng)開(kāi)始提前布局和占位,針對(duì)該構(gòu)型飛行器開(kāi)展了氣動(dòng)、飛行力學(xué)、試驗(yàn)等方面的大量預(yù)先研究工作[1-5],并研制了LEAPTech、SCEPTOR、

帶吊艙的大展弦比機(jī)翼的氣彈動(dòng)力學(xué)問(wèn)題是太陽(yáng)能飛行器、重型傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)、分布式多槳機(jī)翼和分布式推進(jìn)垂直起降飛行器設(shè)計(jì)研究中需要重點(diǎn)關(guān)注研究的。分析機(jī)翼的氣彈響應(yīng)時(shí)，其結(jié)構(gòu)幾何非線性效應(yīng)不能忽視。對(duì)于分布式吊艙機(jī)翼，在吊艙的集中質(zhì)量及慣量和飛行氣動(dòng)載荷作用下，機(jī)翼會(huì)有更大的彎曲和扭轉(zhuǎn)變形[1]，結(jié)構(gòu)上的變形又對(duì)飛行載荷產(chǎn)生較大影響，形成結(jié)構(gòu)/氣動(dòng)耦合現(xiàn)象，使得機(jī)翼氣彈特性產(chǎn)生顯著變化[2]。自20世紀(jì)70年代開(kāi)始，國(guó)內(nèi)外就有大量科研人員對(duì)大變形懸臂梁變形和動(dòng)特性

中證明了自由傾轉(zhuǎn)機(jī)翼具有極好的起降能力以及對(duì)于陣風(fēng)的緩解能力[5-6]。但自由翼多采用后緣反轉(zhuǎn)的翼型，使得機(jī)翼后緣出現(xiàn)較大的氣動(dòng)損失，降低了飛行器的氣動(dòng)性能。而對(duì)于排式雙翼布局，近年來(lái)也得到了越來(lái)越多的關(guān)注，西北工業(yè)大學(xué)的華如豪等通過(guò)研究排式布局飛行器證明排式布局在低速情況下可以通過(guò)機(jī)翼間氣流的加速來(lái)延緩流動(dòng)的分離[7-9]。張慶等通過(guò)研究排式雙翼布局低雷諾數(shù)氣動(dòng)特性表明排式布局能通過(guò)前后翼之間的氣動(dòng)干擾延緩或抑制機(jī)翼后緣處的流動(dòng)分離，從而提高整體氣動(dòng)效率

分析。建立了該型機(jī)翼的三維模型，根據(jù)復(fù)合材料力學(xué)理論建立了該機(jī)翼層壓板實(shí)體單元的有限元模型，基于Tsai-Wu張量強(qiáng)度準(zhǔn)則和顯式動(dòng)力學(xué)有限元方法對(duì)翼面進(jìn)行沖擊力學(xué)分析，得出了沖擊作用下層壓板翼面結(jié)構(gòu)力學(xué)特性，為翼面針對(duì)性的損傷檢測(cè)定位分析提供了技術(shù)方法。關(guān)鍵詞：復(fù)合材料；顯式動(dòng)力學(xué)；機(jī)翼Keywords：composite；implicit dynamics；wing0 引言某型飛機(jī)機(jī)翼翼面為纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層壓板結(jié)構(gòu)，在飛機(jī)起飛、降落過(guò)程中易受到石子、飛

飛機(jī)的飛行效果和機(jī)翼的設(shè)計(jì)息息相關(guān)。在之前的文章里，我們介紹過(guò)水平尾翼設(shè)置在主機(jī)翼之前的殲十戰(zhàn)斗機(jī)，正是由于這種獨(dú)特的設(shè)計(jì)，它的飛行性能發(fā)生了改變。除了這種前后變化，機(jī)翼在機(jī)身上下位置的改變也會(huì)產(chǎn)生不同的飛行效果。最初的螺旋槳飛機(jī)大多采用雙翼設(shè)計(jì)。設(shè)計(jì)師們?yōu)榱颂岣唢w機(jī)的升力，將機(jī)翼設(shè)計(jì)成兩層。后來(lái)，隨著飛機(jī)速度的增加，單層機(jī)翼也能夠提供足夠的升力了，于是單層機(jī)翼的設(shè)計(jì)便成了主流。按上下位置的不同，單層機(jī)翼大致可分為上單翼和下單翼兩種類型。目前世界上大多數(shù)噴

型折疊翼無(wú)人機(jī)的機(jī)翼進(jìn)行有限元分析。首先建立了該新型折疊翼無(wú)人機(jī)機(jī)翼的三維模型，并將其模型導(dǎo)入到 ANSYS Workbench 中，分別對(duì)該機(jī)翼做了靜力分析和模態(tài)分析。根據(jù)無(wú)人機(jī)的起飛重量、安全系數(shù)及過(guò)載系數(shù)計(jì)算無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中需要提供的升力，簡(jiǎn)化機(jī)翼受力模型，進(jìn)行靜力學(xué)仿真，然后對(duì)比無(wú)人機(jī)機(jī)翼理論能夠提供的升力，對(duì)折疊翼無(wú)人機(jī)的機(jī)翼進(jìn)行優(yōu)化。無(wú)人機(jī)在飛行過(guò)程中機(jī)翼可以簡(jiǎn)化為懸臂梁，機(jī)翼會(huì)發(fā)生振顫現(xiàn)象，所以需要對(duì)機(jī)翼做模態(tài)分析，研究其振動(dòng)特性。為無(wú)人機(jī)機(jī)

提升了整體性能。機(jī)翼作為無(wú)人機(jī)上的主要承力部件之一，其設(shè)計(jì)技術(shù)一直是國(guó)內(nèi)外研究的重點(diǎn)，大量學(xué)者針對(duì)復(fù)合材料機(jī)翼進(jìn)行了探索研究［4?7］。羅楚養(yǎng)等［8?9］采用多級(jí)優(yōu)化方法設(shè)計(jì)并制造了蒙皮?夾芯、蒙皮?加筋、C 型梁、工字梁4 種結(jié)構(gòu)形式的機(jī)翼，探索了整體成型技術(shù)在復(fù)合材料機(jī)翼上的可行性，并通過(guò)有限元分析與三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)對(duì)優(yōu)選設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了強(qiáng)度驗(yàn)證。胡江波等［10］針對(duì)給定外形的機(jī)翼模型和加載方式，結(jié)合有限元計(jì)算、工藝性分析與加載試驗(yàn)，對(duì)比了3 種機(jī)翼結(jié)構(gòu)方案

飛航機(jī)翼也能變油箱？1. 機(jī)翼儲(chǔ)油有利于載重平衡飛機(jī)飛行時(shí)載重平衡是非常重要的，機(jī)艙內(nèi)的乘客座位和貨物的分布都要平衡。為了使飛機(jī)俯仰平衡，我們就必須保持飛機(jī)的重心在機(jī)翼附近。如果只把油箱設(shè)計(jì)在機(jī)頭或機(jī)尾附近，隨著飛行過(guò)程中燃油的消耗，飛機(jī)的重心就會(huì)前后大幅移動(dòng)，所以除了中央油箱外，機(jī)翼還要承擔(dān)儲(chǔ)油的任務(wù)。2. 機(jī)翼儲(chǔ)油能夠增加飛機(jī)的載運(yùn)空間為了能在狹長(zhǎng)的機(jī)身中裝下更多的人員和物資，燃油存儲(chǔ)的空間就要受限。此時(shí)，機(jī)翼就成了裝載燃油的最佳空間。機(jī)翼幾乎是中空的

的要求，因此變形機(jī)翼應(yīng)運(yùn)而生.變形機(jī)翼的氣動(dòng)外形通過(guò)在不同飛行狀態(tài)中自適應(yīng)變化，來(lái)保持最優(yōu)的氣動(dòng)性能.隨著智能材料結(jié)構(gòu)的不斷發(fā)展，越來(lái)越多的學(xué)者們傾向于使用形狀記憶合金(shape memory alloys,SMA)、壓電材料、形狀記憶聚合物等智能材料進(jìn)行變形機(jī)翼設(shè)計(jì).這些新型智能材料質(zhì)量輕，相對(duì)于傳統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)結(jié)構(gòu)具有更好的適用性，已成為國(guó)內(nèi)外學(xué)者研究的熱點(diǎn).2005年，Lim等[1]將LIPCA壓電驅(qū)動(dòng)器布置于機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu)上，通過(guò)實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，作用300 V

普遍采用大展弦比機(jī)翼布局形式[1，2]。復(fù)合材料在飛機(jī)上的使用占比逐年增加，如復(fù)合材料在A350XWB客機(jī)的使用比例超過(guò)波音B787的用量高達(dá)52%[3]。國(guó)內(nèi)外很多學(xué)者研究了復(fù)合材料在機(jī)翼上的應(yīng)用。田坤黌等[4]利用Hamilton變分原理推導(dǎo)得到機(jī)翼的運(yùn)動(dòng)方程，再使用MATLAB進(jìn)行仿真，結(jié)果表明與復(fù)合材料機(jī)翼相比，全鋁合金機(jī)翼的固有頻率明顯減?。皇沸駯|等[5]基于遺傳算法，對(duì)大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼的結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，采用復(fù)合材料代替金屬材料達(dá)到了減重

構(gòu)，例如，機(jī)身、機(jī)翼和起落架都是由成千上萬(wàn)個(gè)零件組成，力學(xué)特性復(fù)雜。如果用經(jīng)典的工程分析方法對(duì)某一結(jié)構(gòu)進(jìn)行結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析，花費(fèi)時(shí)間長(zhǎng)、耗費(fèi)資源多，并且分析具有局部性。機(jī)翼是飛機(jī)上的重要部件，其主要作用是產(chǎn)生升力，可以布置油箱、掛載武器等。機(jī)翼在構(gòu)造上主要包括蒙皮和骨架結(jié)構(gòu)[1，2]。本文提供一種機(jī)翼建模及有限元分析方法，分析結(jié)果可為機(jī)翼優(yōu)化設(shè)計(jì)提供參考。2 機(jī)翼有限元建模2.1 機(jī)翼外形建模機(jī)翼建模首先要確定機(jī)翼的截面和整體規(guī)格。機(jī)翼剖面選擇NACA 63-

縱效能。但是，當(dāng)機(jī)翼攻角增大到一定程度后，機(jī)翼上表面開(kāi)始發(fā)生流動(dòng)分離現(xiàn)象，使得翼型升力系數(shù)急劇下降，而阻力系數(shù)卻不斷增大，出現(xiàn)失速現(xiàn)象，若此時(shí)進(jìn)一步增大攻角，則容易使飛機(jī)陷入失速甚至深失速狀態(tài)而無(wú)法改出。機(jī)翼進(jìn)入失速甚至深失速狀態(tài)后，難以僅通過(guò)改變機(jī)翼攻角及舵面操縱改出的原因在于此時(shí)機(jī)翼上下表面壓力差值過(guò)大，機(jī)翼尤其是翼尖區(qū)域結(jié)構(gòu)彈性恢復(fù)力弱，無(wú)法通過(guò)結(jié)構(gòu)本身的恢復(fù)力改變失速狀態(tài)。另一方面，通過(guò)觀察一些鳥類的著陸動(dòng)作發(fā)現(xiàn)，其可利用深失速狀態(tài)完成著陸動(dòng)作，通

廣泛[1]。仿生機(jī)翼的應(yīng)用提高了機(jī)翼的氣動(dòng)效率[2-3]，大展弦比輕質(zhì)機(jī)翼的應(yīng)用使得機(jī)翼的升阻比提高，但同時(shí)機(jī)翼的柔性也會(huì)增大，機(jī)翼不再是線性化的小變形，嚴(yán)重影響了飛行性能[4]。因此對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)彈性的研究被提上議程。目前，研究氣動(dòng)彈性問(wèn)題的方法主要有3種，即：風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，飛行試驗(yàn)和數(shù)值模擬[5]。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的成本過(guò)高，而且由于邊界效應(yīng)的干擾與真實(shí)流場(chǎng)有一定差距，使結(jié)果不準(zhǔn)確。飛行試驗(yàn)的危險(xiǎn)性較大,而數(shù)值模擬成本低廉，在計(jì)算條件設(shè)置上更加便捷，因此是氣動(dòng)彈性研究

言下一代飛行器的機(jī)翼具有大展弦比和高空飛行的特點(diǎn)，這使得氣動(dòng)彈性問(wèn)題變得突出，為了保證其能在極端環(huán)境下安全飛行，需要對(duì)機(jī)翼的顫振問(wèn)題進(jìn)行研究與分析。顫振是典型的氣動(dòng)彈性問(wèn)題，是彈性結(jié)構(gòu)在均勻流體中受到流體動(dòng)力、慣性力和彈性力的耦合作用而發(fā)生的一種不衰減振動(dòng)。機(jī)翼的顫振問(wèn)題是飛行器系統(tǒng)中一個(gè)備受重視的問(wèn)題，機(jī)翼顫振問(wèn)題具有復(fù)雜性和不可預(yù)知性，若飛行器的機(jī)翼發(fā)生顫振，其帶來(lái)的后果往往是毀滅性的[1]。國(guó)外早期的大多數(shù)研究主要采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方法。Garrick推導(dǎo)

王雪臣傳統(tǒng)飛機(jī)的機(jī)翼一般是粗壯、厚實(shí)和堅(jiān)固的，只有襟翼和副翼或者特殊設(shè)計(jì)的可變后掠翼可以活動(dòng)，但未來(lái)的飛機(jī)可能完全不是這樣。美國(guó)有線電視新聞網(wǎng)（CNN）近日?qǐng)?bào)道稱，由美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）牽頭的科研團(tuán)隊(duì)發(fā)明了一種新型靈活機(jī)翼，能夠在飛行中“變形”，這一創(chuàng)新將可能從根本上改變飛機(jī)設(shè)計(jì)。報(bào)道稱，新型機(jī)翼寬14英尺，由數(shù)千個(gè)組件模塊組成，基于鳥翼的仿生學(xué)原理設(shè)計(jì)。NASA工程師尼克·克雷默介紹，禿鷹在飛行時(shí)，一般會(huì)把翅膀關(guān)節(jié)調(diào)整為適合滑翔的姿態(tài)，如果要做

科技的關(guān)注重點(diǎn)。機(jī)翼是構(gòu)成飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)的重要部件之一，它使飛機(jī)能夠獲得升力從而保持飛行，故而翼型性能對(duì)飛行器整體的氣動(dòng)性能有著重要的影響，需要采用恰當(dāng)?shù)囊硇蛥?shù)化方法來(lái)生成所需要的翼型幾何體。用來(lái)進(jìn)行翼型參數(shù)化的方法有很多，比如形函數(shù)線性擾動(dòng)法，該方法的翼型形狀是由基準(zhǔn)翼型和擾動(dòng)函數(shù)線性疊加構(gòu)成的[1]。特征參數(shù)描述法則是通過(guò)一系列特征參數(shù)來(lái)確定解析函數(shù)，進(jìn)而得到所求翼型坐標(biāo)的方法[2]。正交基函數(shù)法利用正交基系數(shù)作為翼型設(shè)計(jì)的變量，通過(guò)正交基函數(shù)描述翼型

程，這種方法需要機(jī)翼彈性變形數(shù)據(jù)以確定隨機(jī)模型參數(shù)。文獻(xiàn)[4]將機(jī)翼撓曲變形建模成二階馬爾可夫過(guò)程，加入到速度加角速度匹配傳遞對(duì)準(zhǔn)模型中，將撓曲變形角及撓曲變形角速度擴(kuò)展為狀態(tài)變量進(jìn)行濾波。但模型的有關(guān)參數(shù)全憑經(jīng)驗(yàn)設(shè)定，缺乏適用性。文獻(xiàn)[5]使用主、子慣導(dǎo)的測(cè)量數(shù)據(jù)差值作為撓曲變形建模的隨機(jī)過(guò)程序列，但這種方法忽略了主、子慣導(dǎo)測(cè)量數(shù)據(jù)中包含的其他誤差。文獻(xiàn)[6]利用激光測(cè)量數(shù)據(jù)獲取撓曲變形隨機(jī)過(guò)程序列，并利用最小二乘法辨識(shí)模型參數(shù)，但該方法工程實(shí)施復(fù)雜。文

快動(dòng)起手來(lái)做一個(gè)機(jī)翼模型吧，當(dāng)它在空中升起時(shí)，你就能找到答案啦！科學(xué)解秘：飛機(jī)機(jī)翼上下兩側(cè)的形狀不一樣，是因?yàn)楫?dāng)飛機(jī)滑行時(shí)，機(jī)翼在空氣中移動(dòng)，空氣就沿機(jī)翼流動(dòng)。在同樣的時(shí)間內(nèi)，機(jī)翼上側(cè)的空氣要比下側(cè)的空氣流過(guò)的路程長(zhǎng)（曲線長(zhǎng)于直線），這樣機(jī)翼上側(cè)的空氣流動(dòng)得比下側(cè)的空氣快。當(dāng)飛機(jī)滑動(dòng)時(shí)，機(jī)翼上側(cè)的空氣壓力要小于下側(cè)，這就使飛機(jī)產(chǎn)生了一個(gè)向上的浮力，飛機(jī)就能在空中翱翔了。

300300）機(jī)翼動(dòng)態(tài)變形與顫振特性是飛機(jī)性能和安全的重點(diǎn)考慮因素，也是氣動(dòng)彈性變形分析、飛行試驗(yàn)科目和顫振適航認(rèn)證的重點(diǎn)測(cè)試內(nèi)容之一[1-3]。因此需要獲得盡可能多的機(jī)翼變形和顫振測(cè)量數(shù)據(jù)，為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和適航認(rèn)證測(cè)試及應(yīng)用提供足夠的試驗(yàn)分析數(shù)據(jù)，以確保飛機(jī)飛行安全。機(jī)翼顫振是機(jī)翼動(dòng)態(tài)變形的極端表現(xiàn)形式，它是機(jī)翼在氣流中受到氣動(dòng)力、彈性力和慣性力的耦合作用而發(fā)生的一種動(dòng)態(tài)氣動(dòng)彈性現(xiàn)象，極端條件下將使飛機(jī)結(jié)構(gòu)在極短的時(shí)間內(nèi)遭到破壞，嚴(yán)重影響飛機(jī)飛行安全。

操縱面對(duì)大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性的影響張大千，楊 兵，鐘林林，孔祥意 (沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽(yáng) 110136)以大展弦比機(jī)翼為典型構(gòu)型的高空長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)越來(lái)越受到重視，機(jī)翼操縱面對(duì)飛機(jī)性能有著重要的影響。針對(duì)是否考慮操縱面建立某飛機(jī)兩種大展弦比機(jī)翼模型，通過(guò)有限元分析軟件NASTRAN進(jìn)行顫振分析，并將計(jì)算結(jié)果與機(jī)翼縮比模型的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。結(jié)果表明：對(duì)于該飛機(jī)機(jī)翼，如果在顫振分析中加入操縱面，會(huì)使機(jī)翼模態(tài)頻率降低，但顫振臨界速度增

36)仿駝背鯨鰭機(jī)翼流動(dòng)特性分析祁武超，李東偉，田素梅(沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽(yáng) 110136)為研究前緣突節(jié)對(duì)機(jī)翼流動(dòng)特性的影響，基于NACA0018標(biāo)準(zhǔn)翼型，對(duì)具有光滑前緣的標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼和具有不同前緣突節(jié)的仿生機(jī)翼分別進(jìn)行了流動(dòng)特性分析。結(jié)果表明，標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼在20°攻角之后，升力系數(shù)急劇下降，失速特性表現(xiàn)明顯。而仿生機(jī)翼的升力系數(shù)也會(huì)在某一特定角度出現(xiàn)不同程度的下降，但下降趨勢(shì)比較緩和。在大攻角下，仿生機(jī)翼的升力系數(shù)普遍大于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼，可

277011)“機(jī)翼升力”原理演示器的創(chuàng)新設(shè)計(jì)呂 元(棗莊市第二十中學(xué) 山東 棗莊 277011)圖1 自制口吹薄紙機(jī)翼在現(xiàn)行新人教版初中八年級(jí)物理“流體壓強(qiáng)與流速關(guān)系”一節(jié)中，有關(guān)“機(jī)翼升力原理”的教學(xué)是通過(guò)學(xué)生“口吹自制薄紙機(jī)翼”的分組實(shí)驗(yàn)來(lái)感知機(jī)翼升力的原理(圖1)．實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，由于學(xué)生僅能觀察到“薄紙機(jī)翼”在吹氣時(shí)翹起來(lái)的現(xiàn)象，而對(duì)機(jī)翼上升的直觀現(xiàn)象沒(méi)能夠建立感性認(rèn)識(shí)，因此，對(duì)機(jī)翼升力原理的理解存在困惑和迷茫．鑒于此，在實(shí)際教學(xué)中，創(chuàng)新設(shè)計(jì)了“機(jī)翼

呢？原來(lái)，飛機(jī)的機(jī)翼就像兩個(gè)大風(fēng)箏一樣，上面是鼓起來(lái)的，下面卻是平的。這樣，風(fēng)迎著飛機(jī)吹過(guò)來(lái)，機(jī)翼上面的空氣流動(dòng)快些，對(duì)機(jī)翼的壓力小，而機(jī)翼下面的空氣流動(dòng)慢，對(duì)機(jī)翼向上的推力很大，因此下面的空氣就會(huì)給飛機(jī)一個(gè)向上升的力，將飛機(jī)向上抬高。另外，飛機(jī)上還裝有強(qiáng)大的發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)能產(chǎn)生一種向前的巨大推動(dòng)力。飛機(jī)靠著發(fā)動(dòng)機(jī)的力量向前飛跑，一股強(qiáng)勁的風(fēng)吹到機(jī)翼上，身軀龐大的飛機(jī)就能像鳥一樣飛上藍(lán)天了。

0003)帶外掛機(jī)翼顫振分析的傳遞函數(shù)方法段靜波1,2， 江 濤2(1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安 710072；2. 軍械工程學(xué)院 無(wú)人機(jī)工程系， 石家莊 050003)將傳遞函數(shù)方法應(yīng)用于帶外掛機(jī)翼的顫振分析。利用干凈機(jī)翼的彎扭振動(dòng)微分方程和Therdorson非定常氣動(dòng)力模型建立了機(jī)翼顫振方程。將外掛視為與機(jī)翼連接的具有質(zhì)量及轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的剛體，且考慮機(jī)翼與外掛間的俯仰聯(lián)接剛度，通過(guò)變形協(xié)調(diào)和內(nèi)力平衡等連接條件引入機(jī)翼顫振模型。運(yùn)用傳遞函數(shù)方法，將

A計(jì)劃研發(fā)飛行中機(jī)翼折疊技術(shù)美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）的研究人員計(jì)劃開(kāi)發(fā)一種能夠使飛機(jī)機(jī)翼在飛行過(guò)程中自由折疊的技術(shù)，以提高飛機(jī)的飛行效率和能力。NASA將這種機(jī)翼稱為翼展方向自適應(yīng)機(jī)翼（SAW）。這種可折疊機(jī)翼能夠在飛行過(guò)程中減少或消除飛機(jī)在飛行過(guò)程中對(duì)垂直尾翼的使用，有效減小飛機(jī)所要承受的阻力和重力，從而減少燃料消耗量。目前，得益于更加先進(jìn)的制動(dòng)器，這種可折疊機(jī)翼所需的接合更小、控制更精準(zhǔn)，還能實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)的位置改變，可根據(jù)不同的飛行條件，混合使用升降

710072充氣機(jī)翼的褶皺與失效行為研究李斌*， 董楠楠， 馮志壯， 牛文超西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安 710072在經(jīng)典工程梁理論的基礎(chǔ)上，結(jié)合張力薄膜的應(yīng)力狀態(tài)分析，提出充氣機(jī)翼褶皺失穩(wěn)的判據(jù)。計(jì)入表面薄膜褶皺引起的剛度退化效應(yīng)，將機(jī)翼等效處理為一個(gè)變截面剛度的梁，建立了充氣懸臂機(jī)翼的等效梁模型，并采用微分求積法進(jìn)行充氣機(jī)翼彎曲變形分析。計(jì)算結(jié)果與充氣機(jī)翼的靜力彎曲試驗(yàn)結(jié)果相吻合，驗(yàn)證了充氣機(jī)翼彎曲變形分析方法的有效性。應(yīng)用片條理論引入氣動(dòng)力模型，

的大展弦比大柔性機(jī)翼顫振分析段靜波1,2, 周洲1, 江濤2(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072; 2.軍械工程學(xué)院 無(wú)人機(jī)工程系, 河北 石家莊 050003)提出一種大展弦比大柔性機(jī)翼顫振分析的方法。該方法首先引入準(zhǔn)模態(tài)假設(shè)，將氣動(dòng)載荷作用下發(fā)生大靜變形的大展弦比大柔性機(jī)翼視為一根變曲率曲梁，并將其離散為一系列常曲率曲梁?jiǎn)卧?span id="ce0yqoq" class="hl">機(jī)翼靜變形結(jié)果，通過(guò)多項(xiàng)式插值獲得各曲梁?jiǎn)卧钠骄?。其次，在曲梁?jiǎn)卧獌?nèi)，利用曲梁振動(dòng)微分方程和The

040）輕型飛機(jī)機(jī)翼折疊機(jī)構(gòu)研究張 春 陶秋萍（中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519040）輕型飛機(jī)，無(wú)論是單翼機(jī)還是雙翼機(jī)，為了方便運(yùn)輸和存儲(chǔ)，機(jī)翼通常都做成可折疊的。準(zhǔn)備飛行時(shí)，將機(jī)翼展開(kāi)，鎖銷插好；飛行完畢后，將鎖銷拆下，機(jī)翼折疊到與機(jī)身平行的狀態(tài)，大大減小了機(jī)身的寬度，方便了運(yùn)輸和存放。輕型飛機(jī)；機(jī)翼；折疊1 引言輕型飛機(jī)多是私人用戶使用，在家里面存放時(shí)一般只有車庫(kù)這樣的空間，或者直接露天放在院子里，平時(shí)運(yùn)輸都是自己用一個(gè)小拖車在路上拖著走，

◎文/張文機(jī)翼上的航天科技◎文/張文機(jī)翼也要用航天科技了？看來(lái)，強(qiáng)大的航天技術(shù)已經(jīng)深入到我們生活的各個(gè)角落了。美國(guó)航空航天局就把自己多年創(chuàng)新出來(lái)的機(jī)翼技術(shù)，傳授給了美國(guó)航空業(yè)最主要的飛機(jī)生產(chǎn)商—波音公司，波音公司已經(jīng)對(duì)很多大飛機(jī)的機(jī)翼進(jìn)行了改裝?？纯催@項(xiàng)技術(shù)應(yīng)用后的成果吧：在全球范圍內(nèi)已經(jīng)節(jié)省了20億加侖的航空燃油。相當(dāng)于省下40億美元或者是少排放2150萬(wàn)噸二氧化碳！這一應(yīng)用既節(jié)省了大量燃油，又對(duì)環(huán)保做出了巨大貢獻(xiàn)，看來(lái)這項(xiàng)機(jī)翼技術(shù)真是“功在當(dāng)代，立在千

國(guó)上空勻速巡航，機(jī)翼保持水平，飛行高度不變。由于地磁場(chǎng)的作用，金屬機(jī)翼上有電勢(shì)差。設(shè)飛行員左方機(jī)翼末端處的電勢(shì)為U1，右方機(jī)翼末端的電勢(shì)為U2，則（ ）A.若飛機(jī)從西往東飛，U1比U2高B.若飛機(jī)從東往西飛，U2比U1高C.若飛機(jī)從南往北飛，U1比U2高D.若飛機(jī)從北往南飛，U2比U1高本題是地磁場(chǎng)與生活實(shí)際相聯(lián)系的題目，在電磁感應(yīng)中的切割磁感線問(wèn)題大部分學(xué)生都是用右手定則進(jìn)行分析的，但當(dāng)飛機(jī)在地球上空巡航時(shí)，機(jī)翼要作切割磁感線運(yùn)動(dòng)，兩端就存在一定的電勢(shì)差

賈浦濤一、機(jī)翼升力實(shí)驗(yàn)改進(jìn)在教學(xué)初中物理流體壓強(qiáng)與流速時(shí)，飛機(jī)升力作為伯努利原理的應(yīng)用來(lái)分析，教材一般設(shè)計(jì)飛機(jī)升力實(shí)驗(yàn)以增加學(xué)生的感性認(rèn)識(shí)。如人教版教材中，將紙按照?qǐng)D1甲尺寸剪下，折成圖乙形狀并用小段膠帶固定，就制好了紙質(zhì)機(jī)翼模型，MN是固定在機(jī)翼前端的細(xì)線。把細(xì)線拉平繃緊，用嘴對(duì)著“機(jī)翼”前端的位置用力水平吹氣，可以看到“機(jī)翼”在氣流的作用下向上翹起(如圖1丙所示)。教材以此現(xiàn)象說(shuō)明機(jī)翼能產(chǎn)生升力。筆者在教學(xué)中發(fā)現(xiàn)，用這種方法產(chǎn)生的效果是“機(jī)翼”產(chǎn)生轉(zhuǎn)動(dòng)

鉆石背型四片矩形機(jī)翼重疊置放于在機(jī)身上，機(jī)翼展開(kāi)后，四片機(jī)翼近似呈菱形分布于機(jī)身上，其中兩片機(jī)翼后掠，另兩片機(jī)翼前掠。機(jī)翼與機(jī)翼以及機(jī)翼與機(jī)身之間通過(guò)軸承連接。機(jī)翼根部通過(guò)滑塊與機(jī)身接觸。在由折疊向展開(kāi)轉(zhuǎn)換的過(guò)程中，滑塊沿機(jī)身滑動(dòng)，直至機(jī)翼完全展開(kāi)。機(jī)翼與滑塊的運(yùn)動(dòng)可以簡(jiǎn)化成曲柄滑塊機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠。2.普通布局型在該布局中，機(jī)翼為矩形，機(jī)翼收起時(shí)，旋轉(zhuǎn)90°并向后折疊與機(jī)身貼合；機(jī)翼展開(kāi)的過(guò)程與之相反。該布局機(jī)翼布置靈活，可以根據(jù)重心位置的變化進(jìn)

飛機(jī)能上天，這是機(jī)翼產(chǎn)生升力的結(jié)果。但是飛機(jī)上天后，機(jī)翼也產(chǎn)生阻力，影響飛機(jī)前進(jìn)，所以機(jī)翼的形狀、大小關(guān)系到飛機(jī)的速度。隨著氣動(dòng)理論的完善、制造工藝的提高以及新材料的不斷應(yīng)用，機(jī)翼的性能經(jīng)過(guò)多次改進(jìn)，已今非昔比。早期的飛機(jī)機(jī)翼都是平直的。最初是矩形機(jī)翼，很容易制作。但由于其翼端寬，會(huì)給飛機(jī)帶來(lái)阻力，嚴(yán)重地影響了飛機(jī)的飛行速度。為此，人們?cè)O(shè)計(jì)了一種橢圓形機(jī)翼。這種新機(jī)翼的翼端雖然窄了，但其制作工藝卻十分復(fù)雜，很難制作。后來(lái)，人們又設(shè)計(jì)出了梯形機(jī)翼。梯形機(jī)翼

行而言，最理想的機(jī)翼形狀是極窄的箭頭形后掠翼。但是大后掠翼的飛機(jī)存在著這樣一個(gè)主要問(wèn)題，當(dāng)飛機(jī)處于著陸或起飛姿態(tài)的時(shí)候，為了不使翼尖與地面相碰，起落架要很高，甚至高到難以實(shí)現(xiàn)的程度。這一矛盾很自然地促使人們產(chǎn)生了這樣一種想法：在不同的飛行狀態(tài)下，使機(jī)翼處于不同的位置。經(jīng)過(guò)多年的研究和實(shí)驗(yàn)，目前已有人設(shè)計(jì)出了機(jī)翼位置可改變的飛機(jī)。如圖1所示，機(jī)翼的根部與機(jī)身固接不能改變位置，機(jī)翼的可動(dòng)部分與機(jī)翼的根部之間是鉸接。低速飛行(起飛或著陸飛行)時(shí)，機(jī)翼向前移動(dòng)，成