摘要：为提高弹跳机器人的弹跳性能,解决弹跳机器人姿态调节和弹跳距离的问题,设计一种折叠翼弹跳机器人.通过调节多链弹跳机构的空间开链机构姿态实现对机器人弹跳朝向和起跳角的控制,研究折叠翼的滑翔下落特性增加机器人的弹跳距离.进行了姿态调整仿真和运动轨迹仿真,并在研制的折叠翼弹跳机器人样机上进行了弹跳运动实验.结果该样机显示出较高的弹跳性能.当起跳角度为80?时,弹跳高度约为0.98 m.当起跳角度为60?时,弹跳距离约为3 m,弹跳距离约为对比试验中无折叠翼弹跳机器人的1.7倍,但弹跳高度略低于无折叠翼弹跳机器人.折叠翼弹跳机器人具有良好的弹跳性能,能够完成地面上任何姿态的弹跳运动.

摘要：由于折叠机构间隙的存在,折叠翼的刚度特性呈非线性关系特性,工程实践中需要有效的方法,建立并求解折叠翼的非线性气动弹性方程。该文提出了弦向多个自由度具有结构非线性刚度的折叠翼颤振分析方法,并对典型折叠翼面进行了非线性颤振分析。利用动态子结构方法建立了非线性气动弹性方程,分别在频域和时域给出了颤振求解方法。对比工程软件的计算结果,验证了该方法是否满足工程计算精度的要求。通过对典型折叠翼的计算得到以下结论。在弦向多个位置具有初载间隙型非线性的典型折叠翼结构在一定速度范围内会产生稳定的极限环振荡,在一定速度范围内结构响应与初始扰动相关,后缘铰链振动相比于前缘更加剧烈,初载角较大时振荡更加剧烈。

摘要：基于HyperWorks商业软件,利用连续体拓扑优化技术对某折叠翼结构进行结构设计。该设计问题以折叠翼翼梢部分的单元相对密度和蒙皮厚度作为设计变量,以结构应变能最小作为结构优化目标,包含质量约束和单元应力约束。根据通过拓扑优化得到的最优结构拓扑形式重新进行建模和分析,得到满足刚度和强度要求的折叠翼结构。

摘要：为了进一步缩减折叠翼飞行器(如舰载机、无人机、飞行汽车等)的展向尺寸来节省储存、运输空间,设计一种新型的折叠翼机构方案.它由内翼、中翼和外翼3部分组成,采用连杆机构作为翼面折叠机构,能进行两次折叠.简化运动模型,建立运动微分方程,分析折叠翼机构在地面(无气动载荷)情况下的运动特性;利用多刚体动力学软件进行动力学仿真分析;通过在内翼和中翼间的铰链添加扭力弹簧,改善了折叠翼的驱动性能;开展折叠翼地面折叠/展开实验,实验结果与计算机仿真基本吻合.翼面折叠/展开运动平稳,大幅缩减了折叠翼飞行器地面展向占用空间.

摘要：分析了不同截面扭杆的剪应力分布及矩形截面长宽比对扭杆性能的影响。结果表明,在不显著影响扭杆弹性势能的前提下,增大扭杆矩形截面的长宽比可以有效地减小扭杆的临界长度,提高扭杆的结构效率。根据折叠翼展开过程的动力学模型及翼面的约束条件,以扭杆的总质量为目标函数,建立了折叠翼驱动扭杆的优化设计模型。使用Isight和MATLAB编写优化程序,对扭杆的长度、宽度、厚度和组数进行参数优化,得到了较为理想的扭杆参数,为扭杆的工程设计提供了技术参考。

摘要：为了优化飞行器折叠翼机构的展开性能,对飞行器的折叠翼机构进行分析,并提出了优化其展开性能的方法。建立了折叠翼机构展开的理论模型和动力学仿真模型,对折叠翼机构展开过程进行了动力学分析,并进行了实例计算。分析了影响折叠翼机构展开性能的因素,用正交试验的方法对折叠翼机构进行了优化设计,得到了最优折叠翼机构方案,并对最优方案进行了仿真分析。最后,按照最优方案折叠翼机构进行了改进,实验测试了折叠翼机构的展开性能。实验测得折叠翼机构展开时间为0.128s,测点位置应力分别为82 MPa和92 MPa;动力学仿真得到折叠翼机构展开时间为0.122s,相应测点位置应力分别为85MPa和96MPa,两项测试误差在5%以内。得到的结果表明折叠翼机构满足机翼展开稳定、快速,应力和冲击力小的要求,为飞行器性能的调高奠定了基础。

摘要：变体飞行器的气动弹性力学建模是当前先进飞行器设计的研究热点和难点.然而传统的气动弹性动力学建模方法对于具有结构参变特性的变体飞行器气动弹性力学研究存在建模效率低、计算复杂等问题.本研究提出了一种基于流形切空间插值的可折叠式变体机翼参数化气动弹性建模方法.首先,该方法建立若干个典型折叠角下的折叠翼结构有限元模型,通过流形切空间插值方法建立折叠翼参数化结构动力学模型.其次,采用偶极子网格法得到参数化非定常气动力模型,进而建立气动和结构相互耦合的折叠翼参数化气动弹性模型.为了验证该参数化建模方法在折叠翼气动弹性分析中的准确性,本文以一小展弦比折叠翼为研究对象,从折叠翼自由振动时的参变模态特性、颤振边界预测两方面进行了算例验证,并与直接计算方法进行了对比,进一步验证了参数化气动弹性模型的有效性.研究结果表明,该参数化气动弹性模型对上述两类问题的计算精度与直接计算方法一致,并且有着计算效率更高的优势.

摘要：根据折叠翼的主要指标要求,提出了一种装配过程中内翼与外翼间摩擦阻力的自动测试方法,要求展开角为0°~65°时,摩擦阻力在预定范围内。阐述了自动检测原理,从理论上研究了内翼和拉头部件重力的标定方法,建立了其数学模型和仿真模型。设计了摩擦阻力测试装置,并进行了实验。结果表明:内翼和拉头部件重力与展开角密切相关,拉头部件重力实验数据与模型数据之间的最大误差为2.58 N,这是由于实际结构与仿真结构之间存在误差所致。该测试方法合理可靠,为折叠翼摩擦阻力测试提供了理论和实验依据。

摘要：综述了巡飞器及在巡飞器上使用的折叠翼的发展情况,重点介绍了巡飞器折叠翼的结构和机构设计要求、构成及功能、力学分析与试验验证等主要内容,分析了巡飞器折叠翼的发展趋势。

摘要：为了满足型号设计的需要,掌握战术导弹折叠尾翼在发射初始时的展开特性,对两种折叠翼快速展开的测试技术进行了试验研究。详细说明了两种测试方法的原理、测试量之间的比较、测试结果的分析。两种方案均在北京空气动力研究所(BIA)的一座低速风洞中进行了多次重复试验比较,测试结果表明两种方法均成熟可靠,可以用于战术导弹的实际设计中。