变体飞行器及其变形驱动技术

基金项目:国家自然基金项目(90816003,50905085);教育部博士学科点基金资助(200802871067)

作者简介:朱华(1978—　),男,江苏东台人,工学博士、副研究员,中国振动工程学会振动与噪声控制专业委员会委员、理事。研究方向

主要是超声电机及其应用技术。主持国家自然科学基金,博士学科点基金,航空基金各1项。在国内外期刊和会议上发表文章共15篇,SC I 检索3篇,E I 检索7篇,I STP 检索1篇,I N SPEC 检索1篇,授权国家发明专利2项。

变体飞行器及其变形驱动技术

朱华,刘卫东,赵淳生

(南京航空航天大学精密驱动研究所,江苏南京210016)

摘　要:变体飞行器可以根据飞行环境的不同,自主地改变气动外形,更有效地完成飞行任务,

是目前国内外飞行器领域的研究热点之一。回顾了早期刚性变体飞行器、柔性变体飞行器及其变形驱动技术的发展过程。通过对应用于变体飞行器的各种智能材料及作动器的性能特点的比较,总结出一种新型的压电作动器———超声电机在变体飞行器变形驱动上的技术优势,提出了利用超声电机来驱动小型变体飞行器变形所要研究的关键问题。关键词:变体飞行器;压电作动器;超声电机;控制中图分类号:TH39;V221 文献标志码:A 文章编号:167125276(2010)022*******

M orph i n g A i rcraft and ItsM orph 2dr i v i n g Techn i ques

ZHU Hua,L I U W ei 2dong,Z HAO Chun 2sheng

(P re c isi o n D ri vi ng La bo ra t o ry o f N an ji ng U n i ve rs ity o f Ae r o nau ti c s a nd A str o nau ti c s,N an ji ng 210016,C h i na )Abstract:Mo r ph i ng a irc ra ft can cha nge its ae r o dynam i c shap e au t om a ti ca ll y acco rd i ng t o the fli gh t e nvir o nm e n t a nd p e rf o r m the

fli ght ta sk m o re e ffe c ti ve l y .It be com e s a ho tspo t i n the re se a rch fi e l d of a e r ona uti c s.The de ve l o pm e nt o f m o r p h i ng a irc ra fts a nd the ir dri vi ng techni que s a re re vi ew e d.The p e rf o r m a nce cha rac te ris ti c s of eve ry ki nd o f i n te lli ge ntm a te ri a l a nd a c tua t o rs a re com pa re d w ith a nd the n the te chn i ca l adva ntage s o f a new p i e zo e l ec tri c a c tua t o r i .e.u ltra son i c m o t o r a re summ a ri zed.The i de a tha t ultra son i c m o 2t o rs a re use d t o a c tua te the m o r ph o f the sm a ll sca l e a irc ra ft is p r opo sed a nd som e key issue s ne e de d t o be i nve s ti ga te d.

Key words:m o r p hi ng a irc raft;p i e zoe l ec tri c a c tua t o r;ultra so ni c m o t o r;con tr o l

0　引言

变体飞行器是将新型智能材料、作动器、传感器综合

应用到飞行器的机翼上,通过柔顺、平滑、自主地改变飞行器的外形来改变其气动性能,以适应不同的飞行条件,扩展飞行包线和改善操纵特性,减小阻力,加大航程,减少或消除颤振、抖振和涡流干扰等的影响,从而更有效地完成各种飞行任务。因此,变体飞行器是一种柔性的具有结构自适应能力的新概念飞行器。

正是因为这种变体飞行器诱人的前景,包括美国国家航空航天局(NAS A )、国防部高级研究计划局(DARP A )在内的各种研究机构都成立了一些专项小组,对其进行预研,并取得了许多研究成果,正逐步应用于飞行器的局部结构改进(如BK117直升机主旋翼后缘襟翼等)。

随着近空间飞行器研究热潮的掀起,我国也对变体飞行器的研究给予了高度重视,研究进展很快。在智能材料和结构方面取得了一些研究成果,成功突破了形状记忆聚合物(shape me mory poly mer,S MP )等关键智能材料的制备技术,提出了柔性智能结构单元、滑动翼肋等变形方案,并进行了概念原型的探索。但与国外相比,目前国内对变体飞行器的研究依然处于探索阶段,对工程样机的研制和实

验验证研究尚未见报道。迅速开展对变体飞行器相关关键技术的研究迫在眉睫。

在此背景下,回顾了变体飞行器的发展历史,综述了其驱动技术的研究成果,通过比较各种智能材料作动器的性能,提出利用超声电机来驱动飞行器变形的思想。

1　刚性变体飞行器

变形飞行器的概念最早可以追溯到1890年,法国Cle ment Ader 提出了变体机翼的设计思想(图1)。他首次提出变体侦察机出于对速度的追求,机翼应设计成类似于蝙蝠或者鸟翅膀的形状,框架可折叠,面积可以缩小1/2,

甚至1/3,蒙皮膜应有弹性[1]

。1914年,为了提高飞行器的可控性,美国Eds on 申请了一项关于变体扭曲机翼的专利,提出了可变后掠翼的思想。1931年,H ill 研制图2所示的可变后掠无尾翼飞行器试飞成功,其后掠角可从4°变化到75°,利用蜗轮蜗杆机构驱动。

1930年,前苏联I van M akhonine 设计了机翼可伸缩的飞行器K 210飞行器,并与1931年试飞成功,其翼展可以从13m 增加到21m,翼面积增加57%,采用气动作动器驱动。当机翼收缩时,最高时速186k m,而当机翼伸展时,最高时速为155k m 。1937年,前苏联研制了一种可面

内变形的大展弦比变体飞行器Baksaev L I G27(图3)。在起飞和降落时,通过操纵驾驶舱内的钢丝绳拖动6片宽50cm的伸缩面,可以改变2/3的展长。1932年,V ladi m ir V.Shevchenko设计了I S21单座战斗机(图4)。该飞行器在1940年成功试飞,起飞时为双翼,起飞后下机翼在空气动力的作用下7～10s内折叠,变为单翼飞行器

。

图1　Ader

提出的变体飞行器设计思想

图2　H ill

的可变后掠翼飞行器

图3　Baks aev L I G2

7

图4　I S21

1951年,美国贝尔公司制造了X25可变后掠翼飞行

器,后掠角可保持在三个角度:20°,40°和60°。机翼从最

小后掠角到最大后掠角需要不到30s。F2111战术轰炸

机、F214战斗机、B21战略轰炸机也采取了可变后掠翼的

方案(图5)

。

图5　美国可变后掠翼军用飞行器

1955年,美国提出了XB270Valkyrie轰炸机研究计

划。该机两侧翼端采用液压可变设计,后掠角可在25°到

70°之间切换(图6)。下折的主翼端除了在利用缩小的翼

面积,控制空气动力中心在超音速飞行下位置的变化,增

加超音速飞行时的稳定性之外,它们还可将飞行器在超音

速飞行时机身前段处所造成的冲击波包围在机身下方无

法自两侧扩散消逝,等于是让整架飞行器“骑”在自己产

生的冲击波上,这种被称为“压缩升力”的概念可将超音

速冲击波转化成飞行器的上举力,使得XB270在超音速范

围下有较高的升阻比。

1981年,前苏联试飞的Tu2160超音速轰炸机也采用

了可变翼,主翼全展20°时用于起降;主翼展开至35°时用

于巡航;主翼内收至65°时用于高速飞行。M ig223超音速

战斗机也采用了后掠翼,其机翼可以停在18°40′到74°40′

之间的任意角度(图7)。

图6　XB 270Va lkyr i

e

图7　前苏联可变后掠翼军用飞行器

人们已经在军机上对该技术进行了大胆应用,同时也发现了很多问题,比如质量的大幅增加,高速飞机气流分

离导致的不稳定问题等。要解决这些问题,需要借鉴仿生学的理论,从变形原理上进行深入探索,因此人们提出了所谓柔性智能变体飞机的概念。

2　柔性变体飞行器

早在20世纪80年代中期,Rock well 公司首先提出主动柔性机翼的设计概念来减轻飞行器质量,提高飞行器的气动特性。机翼的前后缘被分为若干个独立的控制面,通过对机翼的控制实现飞行器的滚转,同时实现机翼颤振的抑制[2]。

美国在20世纪80～90年代期间开展过两次大规模的自适应机翼研究,即MAW (m issi on adap tive wing )和

AF W (active flexible wing )计划

[3]

。MAW 计划采用机械驱

动系统,在翼面覆盖一层柔性材料,实现机翼前/后缘控制

面外形的光滑过渡。该计划在F111飞行器上进行了试验,后来因为机械结构系统复杂、笨重而未能在实际中应用。AF W 计划主要进行了柔性机翼的研究,通过控制前/后缘控制面的变形来提高飞行器的机动性。

在NAS A 的资助下,W r obleski 等以BAC1211和MAW F 2111为应用对象,对智能机翼的研究成果的应用前

景进行了可行性评估,即S W I FT 计划[4],通过对比智能机

翼和常规机翼的质量以及对智能机翼分段数量、材料配置、加载位置等方面的评估,证实了智能机翼在实际飞行器中应用的可行性。

2004年至2006年,DARP A 资助了N 2MAS 计划。在

该计划中,NextGen 航空技术公司研制了质量为45.36kg 的可变翼飞行器M FX 21,并在跨音速风洞内完成了全尺寸飞行器的风洞试验,模拟了0.92马赫、152400k m 高度时的飞行状况,柔性变体机翼承受住了各种气动载荷[5]。样机如图8所示

。图8　NextGen 研制的滑动蒙皮变体飞行器国外飞行器的主要研究集中在准静态的大尺度机翼

形状改变,如可变展弦比、后缘副翼扭转变形以及可折叠翼等,涉及了许多研究项目,比如NAS A Langley 研究中心的HECS 机翼,DARPA 的智能机翼、波音的Samp s on 项目等。但由于涉及国防安全和商业机密,这些研究项目都是保密的,实质性的技术资料很难获得。这里根据作动器类型的不同,对有关变体机翼作动器的报道进行综述。

2.1　基于S MA 作动器

V irginia 大学的Elzey 提出一种基于S MA 的仿动物脊

椎的轻质量变体机构,并研制出如图8所示的可变体机翼[6]。Pennsylvania State 大学的Ra m rakhyani 利用腱结构驱动由多个六节点八面体单元组成的构架实现超椭圆展向弯扭(HECS )机翼面积50%～200%范围内的大幅度弯

曲变形,关节部分利用圆柱状超弹性S MA [7]

,结构如图9所示

。

图8　

仿脊椎可变翼

图9　自适应变体机构

Puerto R ico 大学的Gonzalez 利用两个S MA 长条的

弯曲实现了NACA0015机翼 5.5°的变形[8](图10),

但他也提出了一些尚未解决的问题,比如位置自锁机构的设计,作动器控制算法等。图11所示为Cornell 大学的M anzo 研制的基于S MA 的H ECS 机翼,质量约为

1.10kg [9]

。

图10　基于S M A

条的变形机翼

图11　基于S M A 的HECS 机翼

2.2　基于电磁作动器

Fl orida 大学的R ick L ind 模仿鸥鸟翅膀,利用伺服电

机研制出图12所示的两自由度小型变体飞行器。Abdul 2rahi m 根据巡航、,利用H ∞控制器对其

气动特性进行闭环控制[10]

。

图12　仿鸥鸟变体飞行器

2.3　基于压电作动器

Pennsylvania State 大学也研制出基于压电叠层的作

动器,并应用于Lockheed 公司的变体飞行器(图13)。图

14为Konkuk 大学将压电作动器用于控制小型飞行机器

人[11],在空气流速为5m /s,输入电压为200V 时,升降舵的活动范围达到7.1°。Kentucky 大学的Cadogan 利用压电作动器来诱发充气可折叠机翼的变形[12],如图15和图

16所示

。

图13　

基于压电叠层作动器的变体飞行器

图14　

可变升降舵飞行机器人

图15　基于S M A

的可折叠机翼

图16　基于压电作动器的可折叠机翼

2.4　基于复合作动器

美国CS A 公司的Anders on 提出了一种压电和液压相

结合的新型作动器[13](图17),并拟应用于无人驾驶飞行器。这种作动器利用压电泵产生压力,克服了传统液压系统传输线路所占空间体积大,安装和维修都相对复杂且需要地面设备支持等缺点。与电磁作动器相比,这种作动器可以获得较大的加速度,导致机体较快的变形

。

图17　液压/压电复合作动器

Delft University of Technol ogy 的Barrett 结合S MA 大变

形、压电材料响应快、效率高的优点,研制出P BP 作动器,

并应用于NAC A0012机翼[14],结构如图18所示。相比于

传统压电作动器,其变形量增加了一倍,最大变形量可达

6.2°

。

图18　PBP 作动器及其驱动的小型变体飞行器

另外,美国V irginia Polytechnic I nstitute and State Uni 2versity 的Gern 对可变体机翼的气动特性,结构和控制系统之间的关系进行了分析,讨论了分布式作动器动作时飞行器滚转特性的变化,并提出分布式作动器优化问题作为后续研究工作的重要性[15]。

由于以前智能材料基础较弱,国内对飞行器的研究还处于概念设计和基础研究阶段。但是由于该技术得到了专家们的高度重视,研究进展很快。比如,北京航空航天大学对S MA 复合材料层合板和压电层合板自适应结构的变形进行了分析计算和控制[16218],对不同马赫数和攻角下自适应翼型舵面偏置角的规律、气动外形优化等进行了研究[19,20],利用S MA 控制智能襟翼偏转取得较好的试验结果。南京航空航天大学进行了S MA 扭力作动器实现自适应飞行器机翼的研究[21]。唐伟等对可变弯尾飞行器的机动控制和飞行稳定性问题进行了研究[22],李毅等利用有限元方法分析折叠翼变体飞行器的动力学特性[23],郑华等针对自适应机翼控制系统设计的特点和要求,提出了一种自适应控制方案[24]。杨士斌等对嵌入大量微致动元件的智能蒙皮进行了动力学分析,并进行了控制器设计[25]。另外,国内其他许多单位如601所、哈工大[26]、中科大、航天三院、北京机电所等都开展了智能变形飞行器的相关研究。

3　超声电机应用于小型变体飞行器

的技术优势

综合国外的研究现状看出,绝大部分的研究成果都集

中于新型智能材料在驱动小型、轻质量飞行器机翼变形方面的探索。用于实际的工程应用,这些设计方案就会面临许多问题,如S MA 作动器由于响应较慢,不能及时产生所需的变形,将影响机翼的飞行控制特性;需要设计自锁装置,这导致了可变体机构的结构复杂,质量增加,可靠性下降。表1比较了目前各种智能作动器的性能。综合来看,超声电机是性能最为优越的一种作动器,非常适合小型变体飞行器的变形驱动。表1　各种智能作动器的性能比较

作动器

响应速度能量密度输出力输出位移刚度自锁S MA 慢

高大大大否S MP

慢低小大小否电致伸缩快中中小大否磁致伸缩快中中小大否压电聚合物中低小小小否压电陶瓷快高中小大否超声电机

快

高

中

大

大

能

实际上,早在1998年,NAS ALangley 研究中心的

W lezien 就提出,压电器件是变体飞行器作动器的最佳选

择[27],但克服压电元件变形量小的缺陷是前提条件。基于机械共振原理的新型压电作动器———超声电机成功地解决了这一难题[28231]。超声电机的定子的高频微幅振动通过机械共振放大后,再通过摩擦界面的耦合传动变为转子(或动子)的宏观转动(或直线运动)。这种新原理决定了超声电机和其他作动器相比具有许多新的特点,并已经在航空航天工程上得到了实际应用。

超声电机不仅可以输出连续大位移,而且具有微米级(甚至是纳米级)的位置分辨率和毫秒级的快速响应特性。利用采用分布式的多个超声电机来驱动,易于实现机构的连续大尺度变形和精确的位姿控制。超声电机结构设计的灵活性可以使得机翼结构的内部作动器、传感器的充分集成更加可行,节省空间。超声电机的自锁特性,可以保证机翼在不耗费能量的前提下具有良好的承载能力。

美国NAS A 和DARP A 正在进行无尾智能机翼的研发,其目的就是将智能技术应用到军用飞行器上去,以减轻结构重量,提高军用飞行器的空气动力和气动弹性性能[31]。该项目第2阶段的主要目标是希望运用高带宽智能作动器,实现无铰链的、可变形的翼展和翼旋方向的高效驱动[33]。为此对S MA 、电活性聚合物、压电/液压泵以及超声电机为基础的设计方案进行比较表明:应用超声电机作动器的方案效果最好。最终选定了超声电机作动器的方案,并实现80°/s 的偏转速率。图19是其真实飞行器30%的风洞模型。如图20所示,在该模型的左侧副翼

采用电磁电机驱动,右侧采用超声电机,比较结果表明:超

声电机功率密度高于当前任何智能材料作动器或者电机。

更为重要的是,由于超声电机的结构紧凑、灵活,可以使其

在30%的风洞模型的有限空间中与其他部件进行有效集

成,大大减轻了机翼质量。超声电机在副翼中的位置如图

21所示。未加蒙皮的最终单元设计结构如图22所示

。

图19　30%

的飞行器风洞模型图

图20　

不同电机驱动的副翼

图21　

副翼框架

图22　副翼单元结构

认识到超声电机技术在航空领域潜在的应用前景,南

京航空航天大学采用超声电机及其驱动与控制器来实现

风洞模型颤振主动抑制。图23是的二维机翼段控制系统

结构图。图24是控制系统框图。图25为底座与超声电

机的安装情况。图26与超声电机配套的驱动与控制器。

数值仿真和风洞模型实验研究表明:以超声电机作为控制

面的作动器可以有效地抑制机翼颤振,并将机翼颤振临界

速度提高了13.4%[34]。后来又分别利用H

∞

控制器和μ

控制器将临界速度提高了23.4%[35,36]

。

图23　

二维机翼段控制系统结构图

图24　

控制系统框图

图25　底座与US M

安装

图26　US M驱动与控制器

4　变体飞行器变形驱动技术的关键

问题

在飞行器的所有部件中,机翼对飞行器的升阻比、极

限速度、机动性、操控及稳定性、经济以及安全性等有极其重要的影响。变形机翼可以根据飞行任务和流场条件要求,通过精确的主动变形,始终保持飞行所需的最佳形状,从而保证较高的气动操纵效率。变体机翼结构设计的关键问题集中在以下3个方面:

a)变体机翼的构型研究:国外对这个方面的研究比较多,由于可以应用在机翼上的单个作动器输出较小,因此机翼主要采用柔性机构形式,将某些节点处很小的弯曲或位移,通过组件的弹性变形传递,转变为较大的整体变形。这样就可以将智能驱动器与柔性机构结合起来,发挥各自的优点。这种结构具有质量轻、制造简单、无摩擦等优点。出现的最多的构型形式是以桁架作为承力主体,以形状记忆合金(S MA)或者压电驱动器作为作动器,具有一定的参考价值。

机翼的构型决定了机翼的结构设计,作动器和控制器的配置及其控制方法等。最佳构型方案可以使机翼获得较高的气动操纵效率,减少能量消耗,简化作动器和控制器的设计。因此,确定最佳构型方案也是关键问题之一。

b)新型超声电机作动器的设计:在变体方式中,翼面积、翼面形状的改变,翼型的弯度、厚度变化,翼的扭转,鼓包,以及仿生扑翼等许多变形方式,都要求变形是连续光滑、灵活可控和可逆的。这就对驱动结构提出了分布式和智能化的要求。面向飞行器应用的超声电机作动器不仅对其输出性能有一定的要求,而且要求力矩/质量比要尽可能大,效率尽可能高,耐久性和可靠性都要满足一定要求。结构上,小型无人机一般飞行速度低,机翼厚度很薄,基于面内振动的薄型直线超声电机具有很好的技术优势。

c)变体机翼的无缝一体化设计:机翼外形上不连续将会造成气流分流,从而影响气动特性与操纵效率。因此,如何保证变形过程中,机翼外形的光滑、柔顺是蒙皮材料、驱动系统与传感器一体化设计中必须解决的关键问题。

5　结论

回顾了变体飞行器的发展历史,综述了其驱动技术的研究成果,通过比较各种智能材料作动器的性能,提出利用超声电机来驱动飞行器变形的思想。变体飞行器在军用和民用上都有很广阔的应用前景,但许多关键技术目前尚未突破。国外虽然已经进行了多种变体飞行器的缩比样机验证,但应用于实际样机仍然面临许多问题,比如驱动器的功率和效率等。因此,联合飞行器总体,空气动力,智能材料与结构,先进传感器与作动器,飞行控制与气动弹性力学等各学科和专业的人才进行技术攻关,尽快研制出一种能适应多种任务的小型无人变体飞行器,并为研制高效能、高安全、高可靠、高环保的新一代中大型变体飞行器提供技术贮备,才是切实可行的技术途径。

6　致谢

感谢国家自然基金项目(90816003,50905085)和教育部博士学科点基金项目(200802871067)的资助。

参考文献:

[1]W eisshaar T A,Mor phing aircraft technol ogy2ne w shapes for air2

craft design.I nMultifuncti onal Structures/I ntegrati on of Sens ors and Antennas[A].Meeting Pr oceedings RT O2MP2AVT2141, France,2006.

[2]Boyd Perry III,Stanley R Cole,et al.A summary of an active

flexible wing p r ogram[J].Journal of A ircraft,1995,32(1): 9215.

[3]Jayanth N Kudva,Kari Appa,et al.Design,fabricati on,and

testing of the DARP A/W right Lab“S mart W ing”wind tunnel model[A].Pr oceedings of the A I A A38th Structures and Struc2 tural Dyna m ics Conference,Kissi m mee,Fl orida,Ap ril1997,

A I A A:9721198.

[4]M ichael S W r obleshi,Joseph Henders on,et al.BAC1211and

MAW F2111contr ol surface weight esti m ati on for S W I FT study

[A].46th A A/AS ME/ASCE/AHS/ASC Structure,Structural

Dynam ics&Materials Confer,Austin,Texas,Ap ril2005. [5]John S Flanagan1,Rolf C Strutzenberg,et al.Devel opment and

flight testing of a mor phing aircraft[A].the NextGen MFX21, 46th A I A A/AS ME/ASCE/AHS/ASC Structure,Structural Dy2 na m ics&Materials Confer.,Honolulu,Ha waii,Ap ril2007. [6]Dana M Elzey,Aarash Y N Sofla,et al.A bi o2ins p ired,high2

authority actuat or f or shape mor phing structures[A].S mart Structure and Materials2003:Active Materials:Behavi or and Mechanics.Pr oceedings of SP I E,2003:922100.

[7]Deepak S Ra m rakhyani,George A Lesieutre,et al.A ircraft

structural mor phing using tendon2actuated comp liant cellular trus2 ses[J].Journal of A ircraft,2005,42(6):161521621.

[8]L ivier Gonzalez.Mor phing wing using shape memory all oy:a

concep t p r oposal[A].Texas I nstitute f or I ntelligent B i o2nano materials and Structures f or Aer os pace Vehicles3nd Annual Meeting and Conference.August,Texas A&M University,2005.

[9]Justin Edward Manzo.Analysis and design of a hyper2elli p tical

ca mbered s pan mor phing aircraft wing[D].Thesis f or the Degree of Master of Science.Cornell University,2006.

[10]Mujahid Abdulrahi m,R ick L ind.Contr ol and si m ulati on of a

multi2Role mor phing m icr o air vehicle[A].A I A A Guidance,

Navigati on and Contr ol Conference,San Francisco,CA,August

2005.

[11]Yoon K J,Setiawan H,et al.Devel opment of elevat or contr ol

surface f or s mall air r obot using p iez oelectric actuat or[A].Pr o2 ceedings of the2006I EEE I nternati onal Conference on Robotics

and B i om i m etics,2006:8352839.

[12]David Cadogan,Ti m S m ith,et al.Mor phing inflatable wing de2

vel opment f or compact package unmanned aerial vehicles[A].

45th A I A A/AS ME/AS CE/AHS/ASCS DM Conference,Pal m

Sp rings,CA,2004.

[13]Eric H Anders on,Gregory L Bales,et al.App licati on of s mart

(下转第125页)

?信息技术?林洁?基于组态王的F M S监控系统的设计

3.4　系统动画连接

在组态王开发系统中制作的画面都是静态的,通过建立动画才能反映设备的工作现场状况,所谓“动画连接”就是建立画面的图素与数据库变量的对应关系。这样,工程现场的数据,比如有无工件、工件的颜色等,当它们发生变化时,通过I/O接口,将引起实时数据库中相关变量的变化。对于画面的移动还必须采用命令语言编程来实现。

4　总结

在F MS监控系统开发过程中,以组态王6.51系列产品作为开发平台,充分利用软件的资源,合理规划,明显缩短项目设计和开发周期,提高了工作效率,从而大大降低了开发成本。该系统已经成功应用于某校F MS实验室,为F M S自动化控制方面的教学、实验、科研等提供了很好 的学习、实习场所。经过三年的运行证明,系统稳定可靠、界面直观友好、能够对F MS工作流程进行自动控制和报警处理,效果良好。

参考文献:

[1]李瑞先,等.基于组态王测控系统软件的设计及实现[J].测

控技术,2006(6),57259.

[2]王立,等.基于组态王的监控系统应用研究[J].微计算机信

息,2008(24),1112112.

[3]袁秀英.组态控制技术[M].北京:电子工业出版社,2003.

[4]庄小龙.组态技术在P LC实践教学中的应用[J].金华职业技

术学院学报,2008(8),22225.

收稿日期:20090804

(上接第14页)

material2hydraulic ors[A].SP I E Conference on I ndustrial and Commercial App licati ons of S mart Structure Technol ogies, March2003,CA.

[14]Barrett R,Mc Murtry R,et al.Post2buckled p recomp ressed

(P BP)elements:a ne w class of flight contr ol actuat ors enhan2 cing high s peed aut onomous VT OLMAV s[A].SP I E No.57622 16,San D iego,March2005.

[15]Frank H Gern,Daniel J I nman,et https://www.360docs.net/doc/3c15516117.html,putati on of actuati on

power require ments f or S mart wings with mor phing airf oils[J].

A I A A Journal.2005,43(12):248122486.

[16]夏人伟.自适应结构综述[J].北京航空航天大学学报,

1999,25(6):6232628.

[17]唐纪晔,黄海,等.压电层合板自适应结构的静力变形控制

[J].北京航空航天大学学报,2000,26(2):2392243.

[18]叶宁,王军.S MA s复合材料层板大变形分析计算[J].复合

材料学报,2001,18(2):1142117.

[19]付鸿雁,朱自强,等.简化自适应机翼的气动外形优化设计

[J].空气动力学学报,2003,21(4):4392445.

[20]付鸿雁,朱自强,等.自适应翼型的计算和分析[J].航空学

报,2002,23(6):86290.

[21]熊克,沈文罡,等.S MA丝缠绕角对扭力驱动器驱动性能影

响的试验研究[J].机械工程学报,2003,39(12):1232128. [22]唐伟,张勇,等.可变弯尾飞行器飞行特性研究[J].空气动

力学学报,2003,21(2):1512156.

[23]李毅,王生楠.变体飞行器结构振动特性研究[J].航空计算

技术,2006,36(6):66269.

[24]郑华,裴承鸣,等.自适应机翼的控制系统设计及其试验研

究[J].西北工业大学学报,2006,24(6):7492753.

[25]杨士斌,徐敏.智能蒙皮飞行器的飞行控制研究[J].飞行力

学,2007,25(1):39242.

[26]冷劲松.一种可改变机翼形状的飞行器[P].中国专利,

200710071974.9,200723230.

[27]W lezien R W,Horner G C,et al.The aircraft mor phing p r o2

gram[A].39th A I A A/AS ME/ASCE/AHS/ASC Structures,

Structural Dyna m ics,and Materials Conference and Exhibit,

A I A A/AS ME/AHS Adap tive Structures Forum,Long Beach,

CA,Ap r.20223,1998,A I A A:9821927.

[28]赵淳生.超声电机技术与应用[M].北京:科学出版社,

2007.

[29]周铁英,陈宇,等.超声波电动机在透镜调焦中的研发、应用

和展望[J].微特电机,2007(11):52255.

[30]郭吉丰,王光庆,等.航天用系列行波型超声波电机的研制

[J].宇航学报,2007,28(1):1712177.

[31]曲建俊,曲焱炎,等.超声马达各向异性摩擦材料性能的试

验研究[J].润滑与密封,2007,32(11):1332136.

[32]Kudva J N.Overvie w of the DARP A s mart wing p r oject[J].

Journal of I ntelligent material Syste m s and Structures,2004,

15:2612269.

[33]Jonathan D,Bartley Cho.Devel opment of high2rate,adap tive

trailing edge contr ol surface for the s martwing phase2wind tun2 nel model[J].Journal of I ntelligence Material Syste m s and

Structures,2004,15:2792292.

[34]于明礼,胡海岩.基于超声电机作动器的翼段颤振主动抑制

[J].振动工程学报,2005,18(4):4182425.

[35]于明礼,文浩,等.二维翼段颤振的H∞控制器[J].振动工程

学报,2006,19(3):3262330.

[36]于明礼,文浩,等.二维翼段颤振的μ控制[J]航空学报,

2007,28(2):3402343.

收稿日期:20100105