【正文】 中飛行時(shí)，飛行器所受的空氣動(dòng)力主要來(lái)源有以下兩個(gè)部分：（ 1）飛行器表面的壓力；（ 2）飛行器表面的剪應(yīng)力（摩擦應(yīng)力）。 。 將影響飛行器在突風(fēng)時(shí)的升力大小，而升力的大小對(duì)飛行器最直接的影響就是飛行姿態(tài)， 錯(cuò)誤 !未找到引用源。因此，我們采用簡(jiǎn)化的大氣模型和簡(jiǎn)化的微型飛行器模型來(lái)模擬實(shí)際柔性翼微型飛行器在空氣中的飛行情況，進(jìn)行在突風(fēng)載荷情況下的計(jì)算得到近似結(jié)果，來(lái)估計(jì)由于添加柔性翼所帶來(lái)的抗風(fēng)性能。 突風(fēng)柔性翼微型飛行器機(jī)翼的迎角由 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 的擾動(dòng)作用，最終降低了突風(fēng)風(fēng)對(duì)微型飛行器的影響。 之間的距離為 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ，其中 J 為飛行器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，則有飛行器的低頭角加速度為： 柔性機(jī)翼： 錯(cuò)誤 !未找到引用源。當(dāng) 錯(cuò)誤 !未找到引用源。而在后續(xù)的變化中，即升力的變化，有迎角的加權(quán)項(xiàng)在其中，所以雖然柔性翼的變化速度沒(méi)有剛性機(jī)翼那么快，但是變化較剛性翼要平緩且初始的突風(fēng)影響要小的多，所以在 維持固有狀態(tài)方面要優(yōu)于剛性機(jī)翼，即如下表所示。 柔性翼微型飛行器受側(cè)突風(fēng)時(shí)穩(wěn)定性 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 15假設(shè)在側(cè)風(fēng)來(lái)臨前，柔性翼微型飛行器處在巡航平衡狀態(tài)，飛行器是穩(wěn)定的，不存在側(cè)滑角。 。 ，進(jìn)而可以得出具有縱向扭轉(zhuǎn)的柔性機(jī)翼的橫向靜穩(wěn)定函數(shù)： （ 223） 分析上述公式可以知道，當(dāng)縱向有扭轉(zhuǎn)變形時(shí)，由于括號(hào)內(nèi)的數(shù)據(jù)始終小于1，所以機(jī)翼的橫向靜穩(wěn)定性會(huì)變差。 圖 33 正面來(lái)流下的剛性翼和柔性翼受力及變形 此時(shí) 有微型飛行器升力的表達(dá)公式： 柔性機(jī)翼： 錯(cuò)誤 !未找到引用源。即直接影響是減小飛行器飛行高度和飛行軌跡的變化，增加飛行器維持本來(lái)飛行狀態(tài)的能力，即增加了飛行器的安定性。 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 19 第四章 柔性翼微型飛行器的結(jié)構(gòu)選型 柔性翼微型飛行器的種類 由前面篇幅的分析可以得出結(jié)論，不同形式的布局會(huì)給柔性機(jī)翼的受力和變形帶來(lái)不同的影響，所以對(duì)柔性機(jī)翼的結(jié)構(gòu)布局的研究顯得尤為重要。為了達(dá)到柔性要求，在框架采用彈性模量大的材料的前提下，用薄膜材料來(lái)維持機(jī)翼的表面形狀。 圖 49采用殼、實(shí)體單元建模的柔性翼變形圖 最后四種不同布局形式的柔性翼采用的雙殼單元所建立的模型受均布力后的形變圖分別如下四張圖所示： (1)縱向型機(jī)翼受力平均氣動(dòng)載荷后的變形如下圖，由圖可知道在施加平均氣動(dòng)載荷后，機(jī)翼型變量最大的地方在機(jī)翼翼尖部分，且機(jī)翼不僅有彎曲變形，還兼有扭轉(zhuǎn)變形。綜合前面柔性機(jī)翼的變形與各項(xiàng)性能的對(duì)比表，知道各種形式布局的柔性機(jī)翼性能如下表所示： 表 42 四種布局形式柔性翼相同載荷下變形 彎曲變形差 扭轉(zhuǎn)變形差 橫向型 小 小 縱向型 大 小 放射型 大 大 外框型 小 無(wú) 綜上，可以知道，在相同條件下橫向型柔性機(jī)翼兼顧有扭轉(zhuǎn)和彎曲變形，但是扭轉(zhuǎn)剛度大，變形量較小。 復(fù)合材料（ posite materials）是指將兩種或兩種以上的不同 材料，用適當(dāng)?shù)姆椒◤?fù)合成的一種新型材料。短纖維在空間或平面內(nèi)一般呈隨機(jī)分布，因而復(fù)合材料具有空間或平面內(nèi)的各項(xiàng)同性性質(zhì)。 最終的材料的選擇如下所示，我們選擇 纖維增強(qiáng)層合板來(lái)做我們的框架，因?yàn)樘祭w維有 耐高溫、耐摩擦、導(dǎo)電、導(dǎo)熱及耐腐蝕等 眾多的優(yōu)點(diǎn)，且比強(qiáng)度比模量均比鋼和鈦合金大數(shù)倍，與樹(shù)脂基體易結(jié)合成型為復(fù)合材料，所以作為本飛行器的框架結(jié)構(gòu)非常合適。 圖 55 縱向型布局示意圖 圖 56 縱向型受力應(yīng)變圖 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 34 (3)放射型布局柔性翼的布局形式以及在受到施加在機(jī)翼表面的平均氣動(dòng)力后的變形圖如下圖所示，碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹(shù)脂復(fù)合材料所占面積為 5563 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 圖 510 Selig S5010 機(jī)翼翼型 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 37 圖 511 Selig S5010 機(jī)翼翼型巡航狀態(tài)壓力分布曲線 為了計(jì)算變形前后 升力的變化量，需要計(jì)算柔性翼飛行器在突風(fēng)引起的柔性變形前后的型變量以及升力的變化量。 經(jīng)簡(jiǎn)單的角度計(jì)算可以知道，需將柔性翼部分安裝有 176。 ,則有如下的各項(xiàng)參數(shù)： 表 55 一到五級(jí)風(fēng)速對(duì)應(yīng)機(jī)翼屬性 風(fēng)速 m/s 升力系數(shù) Cl 扭矩 CM 阻力 Cd 雷諾數(shù) ReN（ k） 1 283 2 297 3 310 4 323 5 337 6 350 7 364 8 377 9 391 10 404 因?yàn)橹缹?duì)于來(lái)流有 錯(cuò)誤 !未找到引用源。作為新研究的柔性翼，必須考慮到其振動(dòng)周期會(huì)不會(huì)和我們的動(dòng)力系統(tǒng)發(fā)生耦合引起共振，共振會(huì)引發(fā)多方面的事故。 圖 61 坐地起降式微型飛行器起落裝置效果圖 柔性翼微型飛行器的起落裝置安裝在機(jī)翼末端，效果圖如上圖所示， 用來(lái)承受整機(jī)的重量，并在任務(wù)的姿態(tài)轉(zhuǎn)化后承受落地時(shí)帶來(lái)的沖擊，為了在降落過(guò)程留一定的余量，不至于在降落接地過(guò)程在和過(guò)大的情況下毀壞機(jī)翼以及其中的設(shè)備，在布局形式不變的情況下對(duì)機(jī)翼施加等價(jià)于飛行器整體重量 3 倍的力于機(jī)翼末端來(lái)計(jì)算強(qiáng)度是否滿足要求。 接著，我們引入了四種不同的柔性翼布局結(jié)構(gòu)，通過(guò)建立有限元模型，計(jì)算對(duì)于均布載荷下的 4 種柔性翼的變形特點(diǎn)，通過(guò)變形對(duì)比和結(jié)合前面對(duì)抗風(fēng)的研究，最終確定滿足項(xiàng)目設(shè)計(jì)需求的柔性翼布局形式，并分析抗風(fēng)效果。 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 48參考文獻(xiàn) [1] 王勁東，周兆英，朱榮，等 .柔性翼微型飛行器的穩(wěn)定特性 [J].清華大學(xué)學(xué)報(bào)， 2021， 46（ 11）： 18401843 [2] 李占科，宋筆鋒，張亞峰，微型飛行器空氣動(dòng)力學(xué) 研究 [J].系統(tǒng)工程理論與實(shí)踐， 2021（ 9）： 137141 [3] 劉斌，宋筆鋒，李為吉，柔性翼微型飛行器試驗(yàn)樣機(jī)研究 [J].西 北工業(yè)大學(xué)報(bào)， 2021,21（ 6）： 699702 [4] Galinski C , Zbikowski R. 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[15] 李志國(guó) ,朱鵬程 ,李鋒 .小展弦機(jī)翼低雷。 首先，本文對(duì)微型飛機(jī)進(jìn)行了介紹，并且對(duì)柔性翼做了簡(jiǎn)單解釋和國(guó)內(nèi)外的研究情況的闡述，并且對(duì)柔性翼抗風(fēng)的基理做了一個(gè)分析。 首先對(duì)機(jī)翼的模態(tài)進(jìn)行分析，得出機(jī)翼固有的頻率： 表 61 柔性機(jī)翼的固有頻率 為了滿足飛型器以及重量等多方面的綜合要求，飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)即螺旋槳的選用 ARAD 6%翼型，且有 螺旋槳的轉(zhuǎn)速為 ，即有螺旋槳的轉(zhuǎn)速與柔性機(jī)翼的固有頻率相差甚遠(yuǎn)，即不會(huì)發(fā)生耦合而產(chǎn)生共振的現(xiàn)象，所以可以選用此類翼型作為我們的機(jī)翼。機(jī)翼的氣動(dòng)力變化和柔性機(jī)翼的結(jié)構(gòu)變化是相互耦合的，即當(dāng)氣動(dòng)載荷作用在機(jī)翼后，柔性翼會(huì)產(chǎn)生變形，機(jī)翼的變形又會(huì)改變機(jī)翼所受到的氣動(dòng)力大小和分布，這樣會(huì)有新的氣動(dòng)力而產(chǎn)生新的變形，這是一個(gè)無(wú)限迭代的過(guò)程，最終的到只是一個(gè)無(wú)限接近真實(shí)值的近似值。 。 圖 512 柔性機(jī)翼在重力與氣動(dòng)力作用下變形 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 38 圖 513 柔性機(jī)翼在重力與氣動(dòng)力作用下傳力圖 由上圖的形變知道，如若機(jī)翼沒(méi)有施加預(yù)變形量，巡航階段柔 性機(jī)翼將會(huì)發(fā)生如上圖所示的形變。 雷諾數(shù)為 10e5 ，突風(fēng)等級(jí)為 0~5 級(jí)自然風(fēng)，已知 5 級(jí)自然風(fēng)為 ~。 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 圖 53 橫向型布局形式示意圖 圖 54 橫向型受力應(yīng)變圖 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 33 (2)縱向型布局柔性翼的布局形式以及在受到施加在機(jī)翼表面的平均氣動(dòng)力后的變形圖如下圖所示，碳 纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹(shù)脂復(fù)合材料所占面積為 5888 錯(cuò)誤 !未找到引用源。而 碳纖維具有強(qiáng)度高、模量高、耐高溫、導(dǎo)電等一系列性能，首先在航空航天領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用，近年來(lái)在運(yùn)動(dòng)器具和體育用品方面也廣泛采用。 ③不連續(xù)纖維增強(qiáng)復(fù)合材料 增強(qiáng)相是具有一定長(zhǎng)度的短纖維。 由上述所有的綜合條件，因?yàn)榉派湫筒季忠约皺M向和縱向型綜合有扭轉(zhuǎn)變形和彎曲變形的能力，能進(jìn)一步減小突風(fēng)對(duì)飛行器航跡的影響和突風(fēng)過(guò)載，我們現(xiàn)在選定為主要研究的翼型。 圖 417 外框型柔性翼結(jié)構(gòu)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(lái)的機(jī)翼的不同的變形形狀，因此對(duì)具體的變形大小以及變形是否會(huì)破壞機(jī)翼的結(jié)構(gòu)，變形后氣動(dòng)力是否滿足飛行器飛行的需要，各種布局形式傳力的特點(diǎn)和固定端能否承受此力等問(wèn)題都沒(méi)有多做考慮，也沒(méi)有對(duì)比研究機(jī)翼的材料面積大小對(duì)變形的形狀和大小的影響，沒(méi)有本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 28對(duì)比研究剛性機(jī)翼的特性，圖中所展示的僅僅是在施加平均力于機(jī)翼上表面時(shí)的型變量，由于實(shí)際的氣動(dòng)載荷分布復(fù)雜多變，不利于大量建立模型，所以我們采用了簡(jiǎn)單的加載平均你的方法，使建模過(guò)程簡(jiǎn)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(shí)間。因此， 彈性模量 GPa 泊松比μ 拉伸強(qiáng)度 MPa 密度 g/錯(cuò)誤 !未找到引用源。 飛行器在大氣中受到的實(shí)際氣動(dòng)載荷非常復(fù) 雜，又因?yàn)樵诖藭r(shí)僅分析柔性機(jī)翼的整體變形與所受力之間的關(guān)系，所以將復(fù)雜的氣動(dòng)力簡(jiǎn)化為平均的壓力載本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文