【文章內(nèi)容簡介】 風情況下的突風過載分別是 柔性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 （ 211） 剛性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 （ 212） 由上述公式可以知道，當柔性機翼的質(zhì)心與氣動中心不重合時，柔性機翼的突風過載特性優(yōu)于剛性機翼。 若同時考慮機翼的彎 曲時候，假設此時的機翼有Γ角度的上反角， 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過載為： 錯誤 !未找到引用 源。 （ 214） 既彎曲進一步降低了突風過載。 機翼的縱向靜穩(wěn)定裕度為： （ 215） 因此有在任何情況下的柔性機翼與剛性機翼的縱向靜穩(wěn)定裕度是相同的。 柔性翼微型飛行器受側突風時穩(wěn)定性 本科畢業(yè)設計論文 15假設在側風來臨前，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，不存在側滑角。設飛行器機翼的上反角為 錯誤 !未找到引用源。 ，飛行器的翼展為 L。這時，突風從側面吹來時，形成β的側滑角，此時來流相對飛行器的速度為ν，橫向剖面圖（見下圖）中有垂直于對稱面的分速度ν 錯誤 !未找到引用源。 ，進而得出垂直于機翼弦面的速度分量ν 錯誤 !未找到引用源。 。 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。 所產(chǎn)生的機翼的附加 迎角為： （ 216） 當角度很小時，可以近似采用 錯誤 !未找到引用源。 。因此，對于沒有形變的剛性機翼而言，左右機翼在側風中會產(chǎn)生繞飛行器對稱面的滾轉(zhuǎn)力矩，這種由上反角引起的滾轉(zhuǎn)力矩的合力矩可以表示為： （ 217） 已有橫向靜穩(wěn)定性指標函數(shù)為： （ 218） 柔性翼微型飛行器，在這種突風側滑狀態(tài)下由于機翼產(chǎn)生了附加的升力 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(zhuǎn)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 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。 ，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。 若考慮機翼同時出現(xiàn)縱向扭轉(zhuǎn)與 橫向的彎曲，綜合上述 可以知道升力的變化為： （ 222） 忽略上述公式中的二階小量以后可以近似的認為 錯誤 !未找到引用源。 ，進而可以得出具有縱向扭轉(zhuǎn)的柔性機翼的橫向靜穩(wěn)定函數(shù)： （ 223） 分析上述公式可以知道，當縱向有扭轉(zhuǎn)變形時，由于括號內(nèi)的數(shù)據(jù)始終小于1，所以機翼的橫向靜穩(wěn)定性會變差。但是，可以看出來 錯誤 !未找到引用源。 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。 柔性翼微型飛行器受正面突風時穩(wěn)定性 本科畢業(yè)設計論文 17微型飛行器在正常飛行時各向受力平衡，此時有迎面而來的突風，風速大小為 錯誤 !未找到引用源。 ，由前面的式子可以知道升力為 錯誤 !未找到引用源。 是增加了，假設增加的氣動升力作用在氣動焦點上使得柔性翼機翼產(chǎn)生繞彈性中心的變形λ，機翼的迎角發(fā)生了變化為 錯誤 !未找到引用源。 ，從而減小了迎面突風 錯誤 !未找到引用源。 對飛行器升力的影響。 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。 （ 224） 剛性機翼： 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。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。 若在正面突風來臨時柔性翼同時產(chǎn)生橫向的變形，即上反角Γ發(fā)生了變化，此時升力作用的方向發(fā)生了變化，如圖所示，合力的方向沒有變化，但是合力的大小發(fā)生了變化。很明顯合升力 錯誤 !未找到引用源。 要小于剛性機翼合升力 錯誤 !未找到引用源。 ，則橫向的柔性變形是進一步減小升力的增加。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)設計論文 18 柔性翼微型飛行器抗風能力綜合 通過上述對柔性機翼在下突風、側突風、正突風三種特殊來流狀態(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論性圖表： 表 32 綜合柔性翼和剛性機翼的突風特性 下突風 側突風 正突風 突 風過載 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。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。但相同條件下，為了增加飛行器的飛行高度時，同等條件下柔性翼需要增加飛行器的升力大，而柔性翼的這種性能會影響它升力的增加量，所以對柔性機翼來說，飛行器的操作機動性變差，但是抗突風干擾的能 力變好。另外由于柔性機翼的自適應的變形，減小了機翼的迎角，進而減小了飛行器機翼上表面的流速和壓力，延遲了機翼上表面的氣流分離，也就使得飛行器更加穩(wěn)定。 考慮到我們研究的飛行器是坐地起降式微型飛行器，對于作戰(zhàn)時要求而言，飛行器的高度是在起飛時做好調(diào)整，飛行過程中的調(diào)整是次要的，所以高度的調(diào)整是在起飛時已經(jīng)能很好得到解決。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?？紤]到操作性的要求，因為縱向的形變太大會使得飛行器巡航 時的操作性變差，所以要求彎曲變形的能力大于扭轉(zhuǎn)變形能力稍強。 本科畢業(yè)設計論文 19 第四章 柔性翼微型飛行器的結構選型 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構布局的研究顯得尤為重要。下面就從已有的柔性翼飛行布局出發(fā)，來確定適合于本飛行器的結構布局形式，即滿足彎曲的前提下不損失太大的操作性。 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。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。 柔性翼四種典型機翼的受力分析 柔性翼機翼外形已定，為了驗證柔性翼微型飛行器機翼的布局和變形的關系以及對抗風性能的影響，我們分別對各種翼型進行受力分析，得到在氣動力作用下的機翼的扭轉(zhuǎn)以及彎曲變形再對比前面各項變形對抗風的影響來選定適合我們坐地起降式微型飛行器的機翼布局。 為了飛行器在作戰(zhàn)中能完成各項任務，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)結構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 大學的研究表明，柔性翼的結構根弦的多少影響飛行器的升力系數(shù)的走向，下面是 Florida 大學以縱向結構的柔性翼為研究對象所作的實驗結果： 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。 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。為了維持機翼本身的外形以及滿足機翼的氣動力的要求，我們采用彈性模量大的材料。為了達到柔性要求，在框架采用彈性模量大的材料的前提下，用薄膜材料來維持機翼的表面形狀。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。下面將介紹初定材料的基本屬性。 首先是薄膜材料，因為聚乙烯薄膜材料成本低，而且能滿足柔性翼薄膜材料的各項要求，所以選取屬性在聚乙烯薄膜范圍內(nèi)的各項屬性作為建立模型的數(shù)據(jù)?？蚣懿?料則選取剛度較大接近碳纖維單層屬性的數(shù)據(jù)作為研究對象，厚度均設為 1mm，材料的屬性如下圖所示： 表 41 建模材料的選擇 有限元分析計算的 Patran 模型如下流程圖： 圖 48 電腦建模過程圖 最初建模時，采用的殼單元和實體單元搭配的方法，建模后發(fā)現(xiàn)計算結果與實際變形有較大的出入，單元連接部分扭轉(zhuǎn)變形大，不滿足正常要求。反復檢查后發(fā)現(xiàn)，在兩種單元相互連接的地方，因為連接點處兩邊的自由度不相同。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。 框架材料 150 1500 薄膜材料 2 15 本科畢業(yè)設計論文 24我們采用了雙殼模型，即膜單元和框架單元在建模中均采用的是二維殼單元，發(fā)現(xiàn)問題能得到很好的而解決。 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。 圖 410 縱向型柔性翼結構布局圖 本科畢業(yè)設計論文 25 圖 411 縱向型柔性翼變形圖 (2)橫向型機翼受力及變形分析，下圖是橫向型布局的機翼在受到施加在機翼表面的平均氣動載荷后的變形圖，由圖可以知道，機翼形變量最大發(fā)生在翼尖尾部，且形變圖和縱向型布局略同，即兼有扭轉(zhuǎn)和彎曲變形。 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