【正文】 he flexible wing can increase the aircraft39。相關(guān)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(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)計中，機翼的氣動設(shè)計是按照剛性機翼進行的，即在對機翼的外形等參數(shù)進行優(yōu)化的過程中是不考慮機翼在受到氣動載荷時的變形的，反之，也不會考慮外形的變形對氣動特性的影響。假設(shè)飛行器對稱的穿越突風(fēng)，且不考慮摩擦應(yīng)力，此時的地面固定坐標(biāo)軸系 錯誤 !未找到引用源。 越小，姿態(tài)的變化將越小。 變化到 錯誤 !未找到引用源。 ，G 表示彈性機翼的剪切模量， 錯誤 !未找到引用源。 → 0，柔性翼的縱向靜穩(wěn)定性與剛性機翼相等；當(dāng) 錯誤 !未找到引用源。設(shè)飛行器機翼的上反角為 錯誤 !未找到引用源。但是，可以看出來 錯誤 !未找到引用源。 本科畢業(yè)設(shè)計論文 18 柔性翼微型飛行器抗風(fēng)能力綜合 通過上述對柔性機翼在下突風(fēng)、側(cè)突風(fēng)、正突風(fēng)三種特殊來流狀態(tài)下對比剛性機翼的各項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，在其他條件相同時有如下結(jié)論性圖表： 表 32 綜合柔性翼和剛性機翼的突風(fēng)特性 下突風(fēng) 側(cè)突風(fēng) 正突風(fēng) 突 風(fēng)過載 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 通過上述的分析還可以知道，柔性翼在速度增加時升力的增加量小于同條件下的剛性機翼，即在升力的增加速度上小于剛性機翼。因為薄膜的厚度很小，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，暫時不做額外的分析和討論。通過一定的定向技術(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。由于使用了柔性機翼，在巡航狀態(tài)時，柔性機翼會在自身的重力以及升力的合力下發(fā)生形變，使得機翼不能維持總體設(shè)計時巡航狀態(tài)的姿態(tài)，使得氣動力發(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 錯誤 !未找到引用源。 根據(jù)總體設(shè)計中的圖表統(tǒng)計以及任務(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留足夠的余量供飛行器應(yīng)對各種突發(fā)情況。 本科畢業(yè)設(shè)計論文 474）模型中氣動力的加載采用 的是分塊模式，這也與實際的情況不相符合，真正的氣動力是復(fù)雜且多變的，我們采用了理想模式的方法計算在巡航狀態(tài)下的形變是不符合實際情況的。 。和氣壓為 （即一個一個標(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)計論文 36 圖 59 縱向布局效果圖 布局的最終選擇 和機翼預(yù)變形的設(shè)計 為了最終選定合適的機翼布局，我們現(xiàn)在對柔性機翼做定量的分析，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顆粒增強復(fù)合材料 將增強相加工成微米顆?；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翼一樣，變形分析如下：同樣是在施加平均氣動載荷后的變形來看，我們得到一個信息就是在外框型布局柔性變形時，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，機翼能提供飛行器所需的升力，我們選定原型機機翼一半為研究對象進行研究 , 尺寸如下所示： 本科畢業(yè)設(shè)計論文 22 圖 46 柔性翼在總體飛行器中布局位置 根據(jù)美國 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)的柔性翼為研究對象所作的實驗結(jié)果： 圖 47 同外形剛性機翼以及柔性機翼升力系數(shù) 攻角圖 實驗的結(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 錯誤 !未找到引用源。對于柔性機翼而言，有 錯誤 !未找到引用源。 的存在會使得上反角發(fā)生變化： （ 213） 所以有在有彎曲的柔性翼突風(fēng)過載為： 錯誤 !未找到引用 源。 （ 210） 對比上述結(jié)論可知柔性機翼與剛性機翼之間存在區(qū)別，當(dāng)剛性機翼的形變很小時，這個形變可以忽略。 之間的距離為 錯誤 !未找到引用源。 ，假設(shè)飛行器機翼為對稱翼型，則中弦線為一條直線，機翼的質(zhì)心 Cg、氣動中心 錯誤 !未找到引用源。 本科畢業(yè)設(shè)計論文 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， 錯誤 !未找到引用源。下面就柔性翼微型飛行器機翼飛行性能以及結(jié)構(gòu)受力特性進行分析，為柔性翼飛行器的氣動特性以及其他相關(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 論對國防或民用領(lǐng)域，還是對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)用價值。文章首先從簡化的柔性機翼模型入手，將突風(fēng)來流分為三個方向，研究了柔性機翼抗突風(fēng)的根本原因。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。下圖是 Florida 大學(xué)花費 7 年時間研究出來的柔性翼 UF 號飛行器。 在地面固定坐標(biāo)系中的分量分別 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。 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。 （ 25） 剛性機翼： 錯誤 !未找到引用源。因為柔性翼在突風(fēng)加載時，能迅速產(chǎn)生自適應(yīng)的補償迎角 錯誤 !未找到引用源。 圖 32 側(cè)面突風(fēng)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。 ，從而減小了迎面突風(fēng) 錯誤 !未找到引用源。因此，作為能很好的適應(yīng)作戰(zhàn)時突風(fēng)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。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。 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(zhuǎn)變形和彎曲變形的能力，能進一步減小突風(fēng)對飛行器航跡的影響和突風(fēng)過載，我們現(xiàn)在選定為主要研究的翼型。而 碳纖維具有強度高、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，近年來在運動器具和體育用品方面也廣泛采用。 錯誤 !未找到引用源。 圖 512 柔性機翼在重力與氣動力作用下變形 本科畢業(yè)設(shè)計論文 38 圖 513 柔性機翼在重力與氣動力作用下傳力圖 由上圖的形變知道，如若機翼沒有施加預(yù)變形量，巡航階段柔 性機翼將會發(fā)生如上圖所示的形變。機翼的氣動力變化和柔性機翼的結(jié)構(gòu)變化是相互耦合的，即當(dāng)氣動載荷作用在機翼后，柔性翼會產(chǎn)生變形，機翼的變形又會改變機翼所受到的氣動力大小和分布，這樣會有新的氣動力而產(chǎn)生新的變形，這是一個無限迭代的過程，最終的到只是一個無限接近真實值的近似值。 首先，本文對微型飛機進行了介紹，并且對柔性翼做了簡單解釋和國內(nèi)外的研究情況的闡述，并且對柔性翼抗風(fēng)的基理做了一個分析。 接著，我們引入了四種不同的柔性翼布局結(jié)構(gòu)，通過建立有限元模型，計算對于均布載荷下的 4 種柔性翼的變形特點，通過變形對比和結(jié)合前面對抗風(fēng)的研究，最終確定滿足項目設(shè)計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，必須考慮到其振動周期會不會和我們的動力系統(tǒng)發(fā)生耦合引起共振，共振會引發(fā)多方面的事故。 經(jīng)簡單的角度計算可以知道，需將柔性翼部分安裝有 176。 錯誤 !未找到引用源。 最終的材料的選擇如下所示，我們選擇 纖維增強層合板來做我們的框架，因為碳纖維有 耐高溫、耐摩擦、導(dǎo)電、導(dǎo)熱及耐腐蝕等 眾多的優(yōu)點，且比強度比模量均比鋼和鈦合金大數(shù)倍，與樹脂基體易結(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)縱向型機翼受力平均氣動載荷后的變形如下圖，由圖可知道在施加平均氣動載荷后，機翼型變量最大的地方在機翼翼尖部分，且機翼不僅有彎曲變形，還兼有扭轉(zhuǎn)變形。 本科畢業(yè)設(shè)計論文 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，不同形式的布局會給柔性機翼的受力和變形帶來不同的影響，所以對柔性機翼的結(jié)構(gòu)布局的研究顯得尤為重要。 圖 33 正面來流下的剛性翼和柔性翼受力及變形 此時 有微型飛行器升力的表達公式： 柔性機翼： 錯誤 !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)項在其中，所以雖然柔性翼的變化速度沒有剛性機翼那么快，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)于剛性機翼，即如下表所示。 ，其中 J 為飛行器的轉(zhuǎn)動慣量，則有飛行器的低頭角加速度為： 柔性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 的擾動作用，最終降低了突風(fēng)風(fēng)對微型飛行器的影響。因此，我們采用簡化的大氣模型和簡化的微型飛行器模型來模擬實際柔性翼微型飛行器在空氣中的飛行情況，進行在突風(fēng)載荷情況下的計算得到近似結(jié)果，來估計由于添加柔性翼所帶來的抗風(fēng)性能。 。 本文內(nèi)容介紹 本文針對的是就微型垂直起降飛行器的自身特點來結(jié)合柔性翼的 抗風(fēng)特性，靈活的綜合兩大特色來提高微型飛行器的適應(yīng)性和生存能力。以美國 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，而且要協(xié)調(diào)動力能源系統(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，因此它有廣泛的應(yīng)用前景。在國防領(lǐng)域具有十分重要而廣泛的研究背景，能過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翼簡化模型下的受力，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)）對比剛性機翼的變形；柔性翼的各項變形所帶來的收益以及引起的性能降低；結(jié)合復(fù)合材料運用 patran 計算機翼變形，還有各種形式布局的機翼的優(yōu)缺點；結(jié)合實際的抗風(fēng)能力以及變形特點來最后擇優(yōu)選擇的柔性翼形式；最后聯(lián)系全機的起降特點，對柔性翼在任務(wù)中不同階段時受力變形進行分類系統(tǒng)化的研究；最后總結(jié)全文，提出需要改進的方面，為后續(xù) 的研究做鋪墊。 為升力系數(shù)； S 為機翼面積； 錯誤 !未找到引用源。由于本微型飛行器的計算均是在低雷諾數(shù)下，翼型在這一范圍內(nèi)不可避免的會出現(xiàn)分離現(xiàn)象，這些現(xiàn)象對翼型的氣動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） 針對縱向穩(wěn)定性問題，設(shè)質(zhì)心 錯誤 !未找到引用源。 ，其中 t 為力矩作用的時間，可以知道此時（突風(fēng)作用在飛行器上后）的轉(zhuǎn)角變化量為 : 柔性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 （ 212） 由上述公式可以知道，當(dāng)柔性機翼的質(zhì)心與氣動中心不重合時，柔性機翼的突風(fēng)過載特性優(yōu)于剛性機翼。 ，既有 錯誤 !未找到引用源。因此在軌跡的變化上要小于剛性機翼，飛行器的姿態(tài)變化也小于剛性機翼。取以上前四種典型翼型進行受力分析，得出它們受力時的變形特征，用以確定在不同 突風(fēng)載荷情況下機翼的形變，從而選擇滿足前一章節(jié)要求的合適的布局引進到微小型飛行器上。放射型機翼受力及變形分析，在施加平均氣動載 荷后的變形與下圖所示，由圖可知機翼的最大形變發(fā)生在