【正文】 上述變形為基準，設定一個反相的安裝角度，并留一定的余量，以是機翼能在受力后迅速變形成我們需要的機翼形狀。 經(jīng)簡單的角度計算可以知道，需將柔性翼部分安裝有 176。的下反角即可，即有如圖所示的效果圖： 圖 514 柔性機翼有 176。下反安裝角效果圖 本科畢業(yè)設計論文 39 圖 515 柔性機翼有 176。下反安裝角三維效果圖 下面進行柔性翼的抗風能力分析。假設飛行器在正常飛行時是恰好能維持 機翼原有的形狀，且飛行器處在溫度為 15176。和氣壓為 （即一個一個標準大氣壓），空氣的密度則為 !未找到引用源。 。 正面來流突風速度變化范圍為 1~10m/s，攻角在 176。 ,則有如下的各項參數(shù)： 表 55 一到五級風速對應機翼屬性 風速 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 因為知道對于來流有 錯誤 !未找到引用源。 ，而從升力系數(shù)的定義 錯誤 !未找到引用源。 可以知道，升力的計算公式為： （ 51） 通過代入上述計算公式可以知道，在順航向 15 級的風速下，若選用剛性機翼時，半邊外側部分機翼所提供給飛行器的升力圖如下圖所示： 本科畢業(yè)設計論文 40 圖 516 一到五級風速下剛性機翼升力圖 帶入到柔性翼中，假設柔性機翼在上述各項變化中始終在線性范圍內，則由本文第三章的知識可以知道柔性翼的升力為： （ 52） 將來流速度和變化兩帶入到上述計算公式可以得到，在變化的縱向型柔性翼對應的扭轉和彎曲變形中，由半邊柔性機翼部分升力如下圖所示： 圖 517 一到五級風速下柔性機翼升 力圖 比較兩者的升力可以得到如下表的圖形： 本科畢業(yè)設計論文 41 圖 518 一到五級風速下剛性機翼和柔性機翼的升力比較圖 從圖中數(shù)據(jù)可以知道柔性機翼的升力變化幅度小于剛性機翼升力變化幅度，并且柔性機翼的升力增加量要小于剛性機翼。這樣可以得出結論縱向型布局的柔性機翼能明顯改善順航向突風帶來的影響，在飛行器以巡航速度飛行時，減小突風帶來的影響 30%以上，很大程度提高了飛行器的穩(wěn)定性和環(huán)境適應性減小了氣流分離的可能。 我們的模型建立中有很多簡化的過程和假設，現(xiàn)在需要對這些假設條件何簡化過程做適當?shù)姆治?。首先，我們的飛行器作 為低雷諾數(shù)下飛行的微型飛行器，由于低雷諾數(shù)下的氣流流動攜帶的動能小，建模過程中，我們采用的是無彎度的平板殼元模型，而且忽略了流固耦合現(xiàn)象。機翼的氣動力變化和柔性機翼的結構變化是相互耦合的，即當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。 本科畢業(yè)設計論文 42 第六章 柔性翼微型飛行器其它特性 柔性翼的模態(tài) 每一種新型飛行器的研究，都離不開飛行器動力系統(tǒng)的研究，而我們的微 型飛行器的動力為單槳拉進。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。所以這項研究在飛行器初始設計階段就顯得尤為重要。 縱向型柔性機翼的模態(tài)計算主要是在 patran 中進行，所用到的數(shù)據(jù)主要有上述第六章用到的碳纖維 T300：彈性模量 230GPa、泊松比 、密度 !未找到引用源。 。聚乙烯塑料薄膜：彈性模量 、泊松比 、密度 錯誤 !未找到引用源。 。 首先對機翼的模態(tài)進行分析，得出機翼固有的頻率： 表 61 柔性機翼的固有頻率 為了滿足飛型器以及重量等多方面的綜合要求，飛行器的動力系統(tǒng)即螺旋槳的選用 ARAD 6%翼型，且有 螺旋槳的轉速為 ，即有螺旋槳的轉速與柔性機翼的固有頻率相差甚遠，即不會發(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翼。 起落裝置對機翼的影響 編號 1 2 3 4 5 頻率 /hz 編號 6 7 8 9 10 頻率 /hz 本科畢業(yè)設計論文 43起落裝置與 飛行器 機體結構有同樣的結構設計要求：即在保證起落裝置結構的強度、剛度以及預期的安全壽命的前提下重量最小；同時要求起落裝置使用、維護方便，易于更換、修理，還有空氣 動力和工藝性、經(jīng)濟性等要求．但必須注意，起落裝置是由結構，機構和各種系統(tǒng)共同組成的復雜部件，在使用中起落裝置系統(tǒng)范疇出現(xiàn)的問題比較多，而它與 飛行器 的安全又有很大關系，因此 起落裝置 應具有很高的可靠性 。 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翼末端，效果圖如上圖所示， 用來承受整機的重量，并在任務的姿態(tài)轉化后承受落地時帶來的沖擊，為了在降落過程留一定的余量，不至于在降落接地過程在和過大的情況下毀壞機翼以及其中的設備，在布局形式不變的情況下對機翼施加等價于飛行器整體重量 3 倍的力于機翼末端來計算強度是否滿足要求。 根據(jù)總體設計中的圖表統(tǒng)計以及任務載荷，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對各種突發(fā)情況。 本科畢業(yè)設計論文 44 圖 62 全機有限元結構網(wǎng)格劃分 圖 63 全機的布局形式 上述兩張圖片是建模過程， 我們將重力集中到飛行器中心加載，計算結果如下圖所示，分別為飛行器整機在垂直下落時的受力圖，由圖像可知，在不考慮加載點應力的時候，飛行器柔性翼與機體結合的部位應力最大。 本科畢業(yè)設計論文 45 圖 64 垂直著陸時機翼的形變圖 圖 65 垂直著陸時垂尾的形變圖 因為在重力加載的過程中，采用的是集中力的方法，即在飛行器的幾何中心加載等于飛行器重力大小 3 倍的集中載荷，所以最大應力實際上不應在飛行器的幾何中心。根據(jù)上述兩張受力結果圖可以知道，最大應力在材料的承受應力最小范圍內，即應力遠遠小于單向碳纖維最小拉伸強度 80MPa， 而聚乙烯薄膜材料的拉伸強度 728MPa，也遠遠滿足降落時的強度要求，因此不會在降落的時候破壞柔性翼。 本科畢業(yè)設計論文 46 第七章 總結與展望 本文總結 柔性機翼為坐地起降式微型飛行器帶來諸多好處， 本文從坐地起降式微型飛行器入手，以柔性機翼為主要研究對象，在建立有限元模型等的基礎上，進行了受力和變形的計算，并對柔性機翼的抗風能力進行了推導和驗證。 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外的研究情況的闡述，并且對柔性翼抗風的基理做了一個分析。 然后，論文切入重點，從不同的來流方向上分 別分析了柔性翼抗風特點和公式的推導，并且研究了氣動力的變化帶來的結果，總結了各向變形所給予的不同的影響。 接著，我們引入了四種不同的柔性翼布局結構，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，通過變形對比和結合前面對抗風的研究，最終確定滿足項目設計需求的柔性翼布局形式，并分析抗風效果。 另外，針對最終的選定方案，進一步分析了柔性翼的固有振動特性，分析了著陸時的形變，并且驗證了此種布局能滿足結構上的設計要求。 工作展望 論文雖然得出來一部分結果，但是文章中仍然存在有一些缺陷和值研究得修改的地方： 1）建模過程中采用了單層機翼來模擬有厚度和彎度的真實機翼，在推導過程中，忽略了摩擦應力的影響，一些計算中就會使數(shù)據(jù)不太準確，并且忽略了機翼的三維效應。 2）機翼的結構布局分類并不完善，只是簡單分類為四大類，而混合類等一些沒有進行研究和比較，可能會漏掉更好的布局選擇，這樣就使得結構的選擇方面顯得很有局限性。 3）氣動升力的計算采用的是二維的數(shù)據(jù)，對于這種微型飛行器來說，三維的效應應該更加明顯，因此在氣動升力的計算中使得數(shù)據(jù)與實際的升力有較大的差別，而使后續(xù)的計算不準確。 本科畢業(yè)設計論文 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。 本科畢業(yè)設計論文 48參考文獻 [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].清華大學學報， 2021， 46（ 11）： 18401843 [2] 李占科，宋筆鋒，張亞峰，微型飛行器空氣動力學 研究 [J].系統(tǒng)工程理論與實踐， 2021（ 9）： 137141 [3] 劉斌，宋筆鋒，李為吉，柔性翼微型飛行器試驗樣機研究 [J].西 北工業(yè)大學報， 2021,21（ 6）： 699702 [4] Galinski C , Zbikowski R. 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