【正文】 he flexible wing can increase the aircraft39。相關(guān)研究驗(yàn)證了柔性材料的機(jī)翼可以增加微小型飛行器的突風(fēng)適應(yīng)性，使微小型飛行器能更加適應(yīng)變化的外部條件，減小外部因素對(duì)飛行器的限制，提高飛行器的生存能力。 常規(guī)的飛行器設(shè)計(jì)中，機(jī)翼的氣動(dòng)設(shè)計(jì)是按照剛性機(jī)翼進(jìn)行的，即在對(duì)機(jī)翼的外形等參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化的過(guò)程中是不考慮機(jī)翼在受到氣動(dòng)載荷時(shí)的變形的，反之，也不會(huì)考慮外形的變形對(duì)氣動(dòng)特性的影響。假設(shè)飛行器對(duì)稱的穿越突風(fēng)，且不考慮摩擦應(yīng)力，此時(shí)的地面固定坐標(biāo)軸系 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 越小，姿態(tài)的變化將越小。 變化到 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ，G 表示彈性機(jī)翼的剪切模量， 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 → 0，柔性翼的縱向靜穩(wěn)定性與剛性機(jī)翼相等；當(dāng) 錯(cuò)誤 !未找到引用源。設(shè)飛行器機(jī)翼的上反角為 錯(cuò)誤 !未找到引用源。但是，可以看出來(lái) 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 18 柔性翼微型飛行器抗風(fēng)能力綜合 通過(guò)上述對(duì)柔性機(jī)翼在下突風(fēng)、側(cè)突風(fēng)、正突風(fēng)三種特殊來(lái)流狀態(tài)下對(duì)比剛性機(jī)翼的各項(xiàng)變形的分析可以知道，以減小飛行器飛行軌道的改變量為穩(wěn)定性的衡量時(shí)，在其他條件相同時(shí)有如下結(jié)論性圖表： 表 32 綜合柔性翼和剛性機(jī)翼的突風(fēng)特性 下突風(fēng) 側(cè)突風(fēng) 正突風(fēng) 突 風(fēng)過(guò)載 剛性 扭轉(zhuǎn)變形 好 相同 好 好 彎曲變形 相同 好 好 好 雙向變形 好 好 更好 更好 通過(guò)上述的分析還可以知道，柔性翼在速度增加時(shí)升力的增加量小于同條件下的剛性機(jī)翼，即在升力的增加速度上小于剛性機(jī)翼。因?yàn)楸∧さ暮穸群苄?，以至于不能抵抗彎曲變形，這樣可以滿足柔性翼變形的要求?？v向型變形與橫向型布局相差不大，暫時(shí)不做額外的分析和討論。通過(guò)一定的定向技術(shù)，也可制造單向或具有一定趨向的短纖維復(fù)合材料。 ，厚度 1mm。由于使用了柔性機(jī)翼，在巡航狀態(tài)時(shí)，柔性機(jī)翼會(huì)在自身的重力以及升力的合力下發(fā)生形變，使得機(jī)翼不能維持總體設(shè)計(jì)時(shí)巡航狀態(tài)的姿態(tài)，使得氣動(dòng)力發(fā)生了變化，最有可能的情況是升力不能滿足飛行器巡航時(shí)的最小要求，使得飛行器不能正常飛行甚至?xí)斐傻袈涞目赡堋?，而從升力系數(shù)的定義 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 根據(jù)總體設(shè)計(jì)中的圖表統(tǒng)計(jì)以及任務(wù)載荷，可以知道飛行器的起飛重量約有350g 左右，因此我們以 10N 的力施加與飛行器的幾何中心會(huì)留足夠的余量供飛行器應(yīng)對(duì)各種突發(fā)情況。 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 474）模型中氣動(dòng)力的加載采用 的是分塊模式，這也與實(shí)際的情況不相符合，真正的氣動(dòng)力是復(fù)雜且多變的，我們采用了理想模式的方法計(jì)算在巡航狀態(tài)下的形變是不符合實(shí)際情況的。 。和氣壓為 （即一個(gè)一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓），空氣的密度則為 !未找到引用源。 即最后整合到飛行器上后的效果如下圖所示： 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 36 圖 59 縱向布局效果圖 布局的最終選擇 和機(jī)翼預(yù)變形的設(shè)計(jì) 為了最終選定合適的機(jī)翼布局，我們現(xiàn)在對(duì)柔性機(jī)翼做定量的分析，假設(shè)飛行器在遇到突風(fēng)前處在巡航狀態(tài)，即有巡航速度為 20m/s，攻角為 176。 ，厚度 1mm。 ②顆粒增強(qiáng)復(fù)合材料 將增強(qiáng)相加工成微米顆?；蚣{米顆粒，然后彌散于基體材料中粘結(jié)復(fù)合而成。受力情況和上述三種布局的柔性機(jī)翼一樣，變形分析如下：同樣是在施加平均氣動(dòng)載荷后的變形來(lái)看，我們得到一個(gè)信息就是在外框型布局柔性變形時(shí)，沿弦線方向并非單調(diào)的變形。 為了飛行器在作戰(zhàn)中能完成各項(xiàng)任務(wù)，坐地起降式微型飛行器外形框架圖如圖所示： 圖 45 坐地起降微型飛行器框架圖 根據(jù)結(jié)構(gòu)和各種連接以及載具需 要，更重要的是為了在巡航時(shí)，機(jī)翼能提供飛行器所需的升力，我們選定原型機(jī)機(jī)翼一半為研究對(duì)象進(jìn)行研究 , 尺寸如下所示： 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 22 圖 46 柔性翼在總體飛行器中布局位置 根據(jù)美國(guó) Florida 大學(xué)的研究表明，柔性翼的結(jié)構(gòu)根弦的多少影響飛行器的升力系數(shù)的走向，下面是 Florida 大學(xué)以縱向結(jié)構(gòu)的柔性翼為研究對(duì)象所作的實(shí)驗(yàn)結(jié)果： 圖 47 同外形剛性機(jī)翼以及柔性機(jī)翼升力系數(shù) 攻角圖 實(shí)驗(yàn)的結(jié)果表明，柔性翼的根弦數(shù)多少與升力系數(shù)之間有聯(lián)系，且在根弦數(shù)越少的情況，失速攻角越大。很明顯合升力 錯(cuò)誤 !未找到引用源。對(duì)于柔性機(jī)翼而言，有 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 的存在會(huì)使得上反角發(fā)生變化： （ 213） 所以有在有彎曲的柔性翼突風(fēng)過(guò)載為： 錯(cuò)誤 !未找到引用 源。 （ 210） 對(duì)比上述結(jié)論可知柔性機(jī)翼與剛性機(jī)翼之間存在區(qū)別，當(dāng)剛性機(jī)翼的形變很小時(shí)，這個(gè)形變可以忽略。 之間的距離為 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ，假設(shè)飛行器機(jī)翼為對(duì)稱翼型，則中弦線為一條直線，機(jī)翼的質(zhì)心 Cg、氣動(dòng)中心 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 10 圖 21 飛行器的坐標(biāo)系圖 由上述公式可以看出，微型飛行器在突風(fēng)情況下， 錯(cuò)誤 !未找到引用源。下面就柔性翼微型飛行器機(jī)翼飛行性能以及結(jié)構(gòu)受力特性進(jìn)行分析，為柔性翼飛行器的氣動(dòng)特性以及其他相關(guān)性能研究做鋪墊。 綜上所述，可以看出微小型垂直起降飛行器的研究無(wú) 論對(duì)國(guó)防或民用領(lǐng)域，還是對(duì)新概念飛行器這一新興領(lǐng)域的探索性研究，都具有十分重要的戰(zhàn)略意義和應(yīng)用價(jià)值。文章首先從簡(jiǎn)化的柔性機(jī)翼模型入手，將突風(fēng)來(lái)流分為三個(gè)方向，研究了柔性機(jī)翼抗突風(fēng)的根本原因。它們可以毫不引人注意的進(jìn)行空中偵察活動(dòng)，并將其傳回地面。下圖是 Florida 大學(xué)花費(fèi) 7 年時(shí)間研究出來(lái)的柔性翼 UF 號(hào)飛行器。 在地面固定坐標(biāo)系中的分量分別 錯(cuò)誤 !未找到引用源。因此，相比傳統(tǒng)的剛性機(jī)翼，柔性機(jī)翼的這種能力在理論上能很大程度減小大氣擾動(dòng)的影響。 的作用，機(jī)翼迎角發(fā)生變化，自動(dòng)產(chǎn)生了補(bǔ)償迎角 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 （ 25） 剛性機(jī)翼： 錯(cuò)誤 !未找到引用源。因?yàn)槿嵝砸碓谕伙L(fēng)加載時(shí)，能迅速產(chǎn)生自適應(yīng)的補(bǔ)償迎角 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 圖 32 側(cè)面突風(fēng)下的柔性機(jī)翼的受力以及變形圖 此時(shí)，由圖可知ν 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ，從而減小了迎面突風(fēng) 錯(cuò)誤 !未找到引用源。因此，作為能很好的適應(yīng)作戰(zhàn)時(shí)突風(fēng)影響的柔性機(jī)翼，對(duì)本機(jī)的貢獻(xiàn)要明顯大于帶來(lái)的缺點(diǎn)，據(jù)此采用柔性機(jī)翼來(lái)作為我們飛行器的機(jī)翼是一個(gè)很好的選擇。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。 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。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。 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 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。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。 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。 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。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。 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。 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 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。 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。 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。 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。 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。 。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。 ，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。 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。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。 。 本文內(nèi)容介紹 本文針對(duì)的是就微型垂直起降飛行器的自身特點(diǎn)來(lái)結(jié)合柔性翼的 抗風(fēng)特性，靈活的綜合兩大特色來(lái)提高微型飛行器的適應(yīng)性和生存能力。以美國(guó) Florida 大學(xué)的 UF，“臭鼬 ”研制組及通用電氣公司的“微型星”，加利福尼亞技術(shù)學(xué)院與瓦伊倫門特航空公司及洛杉磯大學(xué)共同研究的“微型蝙蝠”，荷蘭科學(xué)家研制的代夫爾微型攝影飛行器等微型飛行器 . 圖 11 微型飛行器 微型飛行器的研制現(xiàn)階段的關(guān)鍵技術(shù)在于低雷諾數(shù)條件下飛行器尺寸小且重量輕，要求在能完成任務(wù)的前提下，保證有小尺寸和輕重量等特點(diǎn)，而且要協(xié)調(diào)動(dòng)力能源系統(tǒng)和通訊控制 裝配。它有體積小、重量輕、攜帶方便、成本低等眾多優(yōu)點(diǎn)，因此它有廣泛的應(yīng)用前景。在國(guó)防領(lǐng)域具有十分重要而廣泛的研究背景，能過(guò)比其他飛行器更好地執(zhí)行的任務(wù)。其中包括柔性翼飛行器機(jī)翼簡(jiǎn)化模型下的受力，在各典型突風(fēng)情況下（正面突風(fēng)、側(cè)面突風(fēng)、下突風(fēng)）對(duì)比剛性機(jī)翼的變形；柔性翼的各項(xiàng)變形所帶來(lái)的收益以及引起的性能降低；結(jié)合復(fù)合材料運(yùn)用 patran 計(jì)算機(jī)翼變形，還有各種形式布局的機(jī)翼的優(yōu)缺點(diǎn)；結(jié)合實(shí)際的抗風(fēng)能力以及變形特點(diǎn)來(lái)最后擇優(yōu)選擇的柔性翼形式；最后聯(lián)系全機(jī)的起降特點(diǎn)，對(duì)柔性翼在任務(wù)中不同階段時(shí)受力變形進(jìn)行分類系統(tǒng)化的研究；最后總結(jié)全文，提出需要改進(jìn)的方面，為后續(xù) 的研究做鋪墊。 為升力系數(shù)； S 為機(jī)翼面積； 錯(cuò)誤 !未找到引用源。由于本微型飛行器的計(jì)算均是在低雷諾數(shù)下，翼型在這一范圍內(nèi)不可避免的會(huì)出現(xiàn)分離現(xiàn)象，這些現(xiàn)象對(duì)翼型的氣動(dòng)特性分析有很大的影響，本章是為了研究柔性翼微型飛行器柔性機(jī)翼減小 突風(fēng)影響的本質(zhì)特性，所以不考慮分離等現(xiàn)象。 （ 22） 針對(duì)縱向穩(wěn)定性問(wèn)題，設(shè)質(zhì)心 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ，其中 t 為力矩作用的時(shí)間，可以知道此時(shí)（突風(fēng)作用在飛行器上后）的轉(zhuǎn)角變化量為 : 柔性機(jī)翼： 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 （ 212） 由上述公式可以知道，當(dāng)柔性機(jī)翼的質(zhì)心與氣動(dòng)中心不重合時(shí)，柔性機(jī)翼的突風(fēng)過(guò)載特性優(yōu)于剛性機(jī)翼。 ，既有 錯(cuò)誤 !未找到引用源。因此在軌跡的變化上要小于剛性機(jī)翼，飛行器的姿態(tài)變化也小于剛性機(jī)翼。取以上前四種典型翼型進(jìn)行受力分析，得出它們受力時(shí)的變形特征，用以確定在不同 突風(fēng)載荷情況下機(jī)翼的形變，從而選擇滿足前一章節(jié)要求的合適的布局引進(jìn)到微小型飛行器上。放射型機(jī)翼受力及變形分析，在施加平均氣動(dòng)載 荷后的變形與下圖所示，由圖可知機(jī)翼的最大形變發(fā)生在