【正文】 研計劃局 有四條指標， 第一條它微型飛行器的最大尺寸不超過 15 厘米，第二條，最大航程10 公里以上，第三條，最大飛行速度至少達到每小時 40 到 50 公里，第四條，最大續(xù)航時間起碼達到 2 小時。微型飛行器跟鳥類和昆蟲一樣都在低雷諾數(shù)下飛行，因此對鳥類和昆蟲的研究對微型飛行器大有幫助。相關研究驗證了柔性材料的機翼可以增加微小型飛行器的突風適應性，使微小型飛行器能更加適應變化的外部條件，減小外部因素對飛行器的限制，提高飛行器的生存能力。文章首先從簡化的柔性機翼模型入手，將突風來流分為三個方向，研究了柔性機翼抗突風的根本原因。本科畢業(yè)設計論文 I 摘 要 微小型飛行器是于上世紀 90 年代發(fā)展起來的一種新型的飛行器，也是目前國內(nèi)外航空領域飛行器研究的重要發(fā)展方向。然后將柔性機翼的結構分為典型的四大類，通過建立有限元模型，采用對比的方法研究飛行器四種典型結構的受力與變形。 關鍵字 ：微型飛行器，柔性翼，復合材料，抗風能力 本科畢業(yè)設計論文 II ABSTRACT Micro air vehicle was a new class of aircraft which developed in the last century, 90 years. Now is also an important aircraft research direction in both Domestic and international aviation. It has many benefits, such as small size, lightweight, portable, low cost. So it has broad application prospects. Flexible wing micro air vehicle is expected to increase MAV’s wind resistance by the deformation of the structure. This paper starts from a simplified model of the flexible wing. The gust stream is divided into three directions, and the root causes of flexible wing antigust are studied. Then the structural layout of the flexible wing is divided into four typical categories, and finite element models of those typical flexible wings were established, and the bending and torsion deformations of these typical flexible wings under a uniform distributing force were calculated subsequently. Comparisons of finite element results show that the longitudinal structural layout is best. In order to eliminate the effect of deformation of posite flexible wing on cruise properties of micro air vehicle, the predeformation is proposed to solve the cruise lift problems. Finally, a finite element analysis was performed to validate the wind resistance of proposed flexible wing micro air vehicle, and its vibration properties and landing safety also were analyzed. Research results show that the flexible wing can increase the aircraft39。它們可以毫不引人注意的進行空中偵察活動，并將其傳回地面。 本科畢業(yè)設計論文 6 圖 12 微型飛行器效果圖 微型飛行器的興起與微型飛行器的應用廣泛有非常大的聯(lián)系，微型飛行器除了用于軍事偵查外，還在交通、通 訊、宇航、大氣研究等眾多領域有廣泛的應用潛力。 柔性微型飛行器 柔性微型飛行器是建立在微型無人飛行器基礎上的一個新興的概念，它不同于通過后掠角和上反角來改變機翼扭轉變形的主動柔性翼技術（ AAW），是一種通過材料本本身的特點來實現(xiàn)機翼變形的一種技術。而為了避免這種在氣動載荷下的變形和給飛行器在各個方面帶來的不利影響，通常情況下采用的是加大結構的剛度來防止這種變形，而這將會犧牲飛行器整體的重量，在微型飛行器低雷諾數(shù)情況下這種方法尤為不科學。下圖是 Florida 大學花費 7 年時間研究出來的柔性翼 UF 號飛行器。因為現(xiàn)在的材料強度一般能承受飛行器的結構問題，所以在不做任何其它額外的外形設計及結構調整的情況下，基本外形如下圖所示： 圖 1– 5 單槳拉進式微型飛行器 本為出簡單的介紹柔性微型飛行器外，還將深入研究柔性機翼的其他特點特性。 柔性翼的氣動計算不僅涉及復雜的氣動計算問題，同時還要耦合結構的變形問題，首先要計算微型飛行器機翼上的氣動力，得出結果帶入特定的結構方程，計算出結構的變形 ，反過來結構的變形又使得氣動力改變，是一個互相影響的非定常過程，即使在定常來流下，結構也是一直在振動的，在突風來流下，情況變得更加復雜，因此研究時必須引入一定的簡化。 ，以及飛行器機體坐標軸系 OXYZ，飛行器在正常飛 行時速度分量在地面固定坐標系 xoy 平面的分量為 錯誤 !未找到引用源。 在地面固定坐標系中的分量分別 錯誤 !未找到引用源。 針對此小迎角、低風速、低空下的機翼所產(chǎn)生的升力可以簡單的表示為： （ 11） 其中：ρ為海平面大氣密度； v 為氣流的速度； 錯誤 !未找到引用源。 相同時，對升力唯一有影響的就是飛行器此時的迎角 a，在突風時，微型飛行器的實際迎角是 錯誤 !未找到引用源。從而得出結論：在突風一定的情況下，對于其他條件相同的兩架微型飛行器，采用柔性機翼能有效減小飛行器 錯誤 !未找到引用源。因此，相比傳統(tǒng)的剛性機翼，柔性機翼的這種能力在理論上能很大程度減小大氣擾動的影響。 本科畢業(yè)設計論文 12第三章 柔性翼微型飛行器的突風特性 柔性翼微型飛行器受下突風時的穩(wěn)定性 穩(wěn)定性又稱安定性，它是指飛行器在一定條件下的一種運動屬性，通常是指飛行器保持固有狀態(tài)或反抗外界干擾的能力。 如圖 21 所示。 時，作用在機翼表面的升力會增加，增加的升力作用在氣動中心上會使飛行器產(chǎn)生低頭力矩 錯誤 !未找到引用源。 的作用，機翼迎角發(fā)生變化，自動產(chǎn)生了補償迎角 錯誤 !未找到引用源。 （ 21） 剛性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 ，彈性中心 錯誤 !未找到引用源。 為極慣性矩。 （ 25） 剛性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 （ 28） 由上述各項公式和轉角增加量與力矩之間的關系 錯誤 !未找到引用源。為對比柔性機翼相對剛性機翼變形的優(yōu)缺點，忽略其它非相關的不等量，即使 錯誤 !未找到引用源。 且不可被忽略時，有 錯誤 !未找到引用源。因為柔性翼在突風加載時，能迅速產(chǎn)生自適應的補償迎角 錯誤 !未找到引用源。 （ 211） 剛性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 （ 214） 既彎曲進一步降低了突風過載。 ，飛行器的翼展為 L。 圖 32 側面突風下的柔性機翼的受力以及變形圖 此時，由圖可知ν 錯誤 !未找到引用源。 ， 從而改變了初始穩(wěn)定狀態(tài)下的上反角Γ，假設柔性材料變形與受力成正比關系，有： 本科畢業(yè)設計論文 16 （ 219） （ 220） 因此可以知道柔性翼飛行器在突風條件下的滾轉合力矩為 （ 221） 對于剛性翼飛行器，在突風下變形很小，可以忽略，因此有 錯誤 !未找到引用源。 ，既有柔性翼微型飛行器的橫向靜穩(wěn)定性比剛性機翼要大。 是變得更加小了，和縱向分析能得出相同的結論，即若以升力（高度）的大小來衡量飛行器偏離原來飛行軌跡的標準，采用柔性翼作 為我們微型飛行器的機翼是能夠增加了飛行器的橫向靜穩(wěn)定性的。 ，從而減小了迎面突風 錯誤 !未找到引用源。 （ 225） 由上述的公式可以得出明顯的結論，在正面有突風吹來的時候，柔性機翼的升力相比較剛性機翼而言，增加量要小于剛性機翼。 要小于剛性機翼合升力 錯誤 !未找到引用源。對于突然地來風，這個條件使得柔性翼對突風的應對反應速度提高了，提高了柔性機翼的適應性。因此，作為能很好的適應作戰(zhàn)時突風影響的柔性機翼，對本機的貢獻要明顯大于帶來的缺點，據(jù)此采用柔性機翼來作為我們飛行器的機翼是一個很好的選擇。 國際上對柔性翼的研究一直都在進行，下面是國際上各種著名的柔性翼飛行器以及相關的簡單介紹： Florida 大學的柔性飛行器以及實驗的位移 圖： 圖 41 柔性翼微型飛行器圖 本科畢業(yè)設計論文 20 圖 42 柔性翼微型飛行器形變圖 還有下面是已經(jīng)成功試飛的柔性翼微型飛行器： 圖 43 柔性翼微型飛行器的各視圖 目前可能滿足結構上要求的柔性翼翼型大致可以分為以下這些形式： 圖 44 柔性翼微型飛行器機翼布局形式 本科畢業(yè)設計論文 21 為了系統(tǒng)的研究柔性翼的結構特性，將上述現(xiàn)有的機翼進行大致的分類，總結來看可以分為紅色圈內(nèi)的幾大類：縱向型、橫向型、放射型、外框型，另外就是混合型。 飛行器在大氣中受到的實際氣動載荷非常復 雜，又因為在此時僅分析柔性機翼的整體變形與所受力之間的關系，所以將復雜的氣動力簡化為平均的壓力載本科畢業(yè)設計論文 23荷。下面將介紹初定材料的基本屬性。因此， 彈性模量 GPa 泊松比μ 拉伸強度 MPa 密度 g/錯誤 !未找到引用源。 圖 412 橫向型柔性翼結構布局圖 圖 413 橫向型柔性翼變形圖 本科畢業(yè)設計論文 26 (3)放射型機翼因為在機翼前端根部有支撐整個機翼的結構，所以分出下圖三角型小區(qū)域作為固定端，分析時就不考慮此部分的變形，即和飛行器機身一樣視作無變形的剛體。 圖 417 外框型柔性翼結構布局圖 圖 417 外框型柔性翼變形圖 上述的建模為了研究各種布局形式的所帶來的機翼的不同的變形形狀，因此對具體的變形大小以及變形是否會破壞機翼的結構，變形后氣動力是否滿足飛行器飛行的需要，各種布局形式傳力的特點和固定端能否承受此力等問題都沒有多做考慮，也沒有對比研究機翼的材料面積大小對變形的形狀和大小的影響，沒有本科畢業(yè)設計論文 28對比研究剛性機翼的特性，圖中所展示的僅僅是在施加平均力于機翼上表面時的型變量，由于實際的氣動載荷分布復雜多變，不利于大量建立模型，所以我們采用了簡單的加載平均你的方法，使建模過程簡單，但是同樣能滿足我們分 析的要求，大大節(jié)約了我們的分析時間。放射型的柔性機翼形變量扭轉和彎曲的比例要最小，即在扭轉和彎曲的協(xié)調上最好且變形量大。 由上述所有的綜合條件，因為放射型布局以及橫向和縱向型綜合有扭轉變形和彎曲變形的能力，能進一步減小突風對飛行器航跡的影響和突風過載，我們現(xiàn)在選定為主要研究的翼型。 ②金屬基復合材料 以金