随着航空工业的迅速发展,民用和军事领域都对飞行器提出了更高的要求,要求新一代飞行器能够在变化很大的飞行环境(高度、马赫数等)下和在执行多种任务(如起降、巡航、机动、盘旋、攻击等)时始终保持良好性能。可变体飞行器可以通过改变机翼机身气动外形以满足不同气流条件和飞行环境下的特殊任务,达到最佳的飞行性能。本文主要结合我国变体飞行器研究现状,针对以Z型折叠翼为工程背景的多体结构进行了动力学理论分析,同时还进行了包括Z性折叠机翼实验模型的设计制作等过程的动态实验研究。论文的研究内容分为以下几部分:(1)Z型折叠机翼动力学控制方程的建立:首先,Z型折叠机翼结构分为三部分:内翼,中间翼和外翼,其中内翼的一端与机身固连,外翼的一端自由,各个部分之间通过铰链连接。根据不同飞行条件,中间翼不仅可以绕连接轴转动,改变折叠角度,还可以锁定在任意折叠角度,同时外翼和内翼始终保持平行。本文从理论上建立了Z型折叠机翼的板模型,其力学模型为三块正交铺设的碳纤维复合材料层合板,由刚性铰链连接。内板、中间板和外板,分别对应机翼的内翼、中间翼和外翼。内板一端与机身固连,外板的最外端为自由端,其他各处均为铰接状态。基于经典层合板理论,引入von Kármán几何非线性理论,利用Hamilton原理建立了结构的非线性动力学控制方程,同时给出了连接处的连续条件。(2)Z型折叠机翼板结构的模态分析由于建立的Z型折叠机翼板结构为多体结构,其振动模态不同于单一的板壳结构,所以首先需要通过不同的方式得到结构的振动模态,以便进行进一步的离散分析。本文利用两种不同的方式进行了模态分析,有限元分析和实验研究。首先,利用有限元软件对Z型折叠板结构进行固有频率和振动模态分析,得到了结构不同折叠角度下前五阶的固有频率和振动模态,结合有限元模态分析结果,选取了不同情况下,符合系统特性的模态函数,对动力学方程进行了二阶离散,同时在随后的实验研究中也对此部分进行了验证。(3)Z型折叠机翼板结构不同内共振情况下的动态特性分析结合Z型折叠有限元频率及模态分析结果,考虑系统两种不同的内共振情况,折叠角度为45~0时,结构发生1:1内共振-主参数共振情况和折叠角度为60~0时,结构发生1:2内共振-基本参数共振情况。选取合适的模态函数,运用Galerkin二阶截断,分别得到系统四自由度的常微分动力学方程,并采用摄动方法得到平均方程,利用数值方法研究了Z型折叠机翼的非线性动力学特性,得到了幅频响应曲线、混沌分叉图、波形图、相图以及庞加莱截面等,并对理论分析结果进行了说明。(4)Z型折叠机翼的动力学实验研究以及与理论结果对比首先基于理论分析的模型,设计并加工了Z型折叠机翼结构的实验模型。通过振动测试技术,对设计的Z型折叠机翼实验模型进行了一系列的模态试验与振动实验,确定了前五阶模态参数。以折叠角度为60~o时系统1:2内共振的情况为例,对实验模型进行了振动测试实验,实验结果与理论分析对比验证。(5)Z型折叠机翼其他不同形态下动力学实验研究通过传统模态试验技术和工作模态分析实验两种不同的模态参数识别方法,分别对折叠角度为90~o和120~o时,系统的前五阶模态参数进行了对比识别,得到了系统的固有频率、阻尼比以及模态振型。