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Static aeroelasticity of the propulsion system of ion propulsion unmanned aerial vehicles

Propulsion and Power Research 2023年第3期12卷 336-355页

作者： Shuai Hao Tielin Ma She Chen Hongzhong Ma Jinwu Xiang fangxiang ouyang School of Aeronautic Science and Engineering Beihang UniversityBeijing 100191China Research Institute of Unmanned Systems Beihang UniversityBeijing 100191China Hiwing General Aviation Equipment Co. Ltd.Beijing 100074China College of Electrical and Information Engineering Hunan UniversityChangsha 410082China

“Ionic wind”generators are used as the main propulsion system in ion propulsion unmanned aerial vehicles(UAVs).Owing to the large size and poor stiffness of the electrode array in the propulsion system,the electrode array is prone to deformation under the flight *** this work,the thrust characteristics and static aeroelastic properties of“ionic wind”propulsion systems were analyzed in *** simulation model for an“ionic wind”propulsion system was established by coupling a two-dimensional gas discharge model with a gas dynamics *** influences of electrode voltage,spacing,size,and shape on the performance of the propulsion system were *** fluid-solid interaction method was used to solve static aeroelastic characteristics under *** aerodynamic and thrust performances of the elastic state and the rigid state were *** was found that the operating voltage,the distance between two electrodes,and the emitter radius had greater impacts on the thrust of the propulsion *** propulsion system had a small contribution to the lift but a large contribution to the *** the elastic state,the lift coefficient accounted for 12.2%,and the drag coefficient accounted for 25.8%.Under the action of the downwash airflow from the wing,the propulsion system formed an upward moment around the center of mass,which contributed greatly to the pitching moment derivative of the whole *** the elastic state,the pitching moment derivative accounted for 29.7%.After elastic deformation,the thrust action point moved upward by 28.7 ***,the no lift pitching moment is reduced by 0.104 N$m,and the pitching moment coefficient is reduced by 0.014,causing a great impact on the longitudinal trimming of the whole aircraft.

关键词： Ion propulsion unmanned aerial vehicle(UAV) Propulsion system Electro-aerodynamics Static aeroelasticity Fluid-solid interaction

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离子风飞机推进电极阵列的推力影响因素

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中国电机工程学报 2022年第8期42卷 3098-3106页

作者：欧阳芳相陈赦许冬冬杨发友徐千鸣赵振兴湖南大学电气与信息工程学院湖南省长沙市410082 海鹰航空通用装备有限责任公司北京市丰台区100074 湖南工程学院电气与信息工程学院湖南省湘潭市411104

离子风推进器具有结构简单、静音性好和可微型化的特点,应用前景广阔,但缺乏对其推力和推力功率比(推功比)的多因素系统研究和多级电极阵列试验数据支撑。该文分析电极形状尺寸和电极阵列结构等对推力和推功比的影响。研究表明:当导线... 详细信息

离子风推进器具有结构简单、静音性好和可微型化的特点,应用前景广阔,但缺乏对其推力和推力功率比(推功比)的多因素系统研究和多级电极阵列试验数据支撑。该文分析电极形状尺寸和电极阵列结构等对推力和推功比的影响。研究表明:当导线电极直径为0.2~0.6mm、翼型电极弦长为50~70mm以及型号为NACA0010、NACA0020时,减小导线电极直径或增大翼型电极前缘半径,推力增大,推功比减小;增加翼型电极弦长,推力增大,推功比也增大。当电极阵列组间距为80~240mm时,间距越小,推力和推功比越大;当电极阵列对间距为100~200mm时,间距越小,推力和推功比越小。矩阵式排列中,1×n结构具有给定电极组数下的最大推力和推功比。实测推进电极阵列产生推力3.2N,为离子风飞机飞行推进试验创造了条件。

关键词：离子风电晕放电推力推力功率比飞机推进

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脉冲参数对氨基磺酸盐体系电镀镍表面形貌和耐蚀性的影响

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电镀与涂饰 2024年第12期43卷 25-31页

作者：欧阳欣宇丁耀沈岳军宋方祥罗华江孙雪松贵州大学化学与化工学院贵州贵阳550025 贵州航天电器股份有限公司贵州贵阳550009 贵州大学资源与环境工程学院贵州贵阳550025

[目的]研究不同脉冲参数对氨基磺酸盐体系电镀镍的影响。[方法]通过扫描电镜(SEM)和塔菲尔曲线测试,考察了平均电流密度、脉冲占空比、频率和施镀时间对Ni镀层表面形貌和耐蚀性的影响。[结果]电镀镍的较优脉冲参数为:平均电流密度0.75 A... 详细信息

[目的]研究不同脉冲参数对氨基磺酸盐体系电镀镍的影响。[方法]通过扫描电镜(SEM)和塔菲尔曲线测试,考察了平均电流密度、脉冲占空比、频率和施镀时间对Ni镀层表面形貌和耐蚀性的影响。[结果]电镀镍的较优脉冲参数为:平均电流密度0.75 A/dm^(2),占空比80%,频率1000 Hz。在较优条件下电镀8 min所得Ni镀层结晶细致,表面平整均匀,耐蚀性良好。[结论]本研究的结果可为解决Ni镀层均匀性差、性能不稳定等问题提供依据,为后续进一步镀金打下基础。

关键词：镍脉冲电镀氨基磺酸盐表面形貌耐蚀性

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