【正文】 以上述變形為基準(zhǔn)，設(shè)定一個(gè)反相的安裝角度，并留一定的余量，以是機(jī)翼能在受力后迅速變形成我們需要的機(jī)翼形狀。 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。的下反角即可，即有如圖所示的效果圖： 圖 514 柔性機(jī)翼有 176。下反安裝角效果圖 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 39 圖 515 柔性機(jī)翼有 176。下反安裝角三維效果圖 下面進(jìn)行柔性翼的抗風(fēng)能力分析。假設(shè)飛行器在正常飛行時(shí)是恰好能維持 機(jī)翼原有的形狀，且飛行器處在溫度為 15176。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。 。 正面來(lái)流突風(fēng)速度變化范圍為 1~10m/s，攻角在 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。 ，而從升力系數(shù)的定義 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 可以知道，升力的計(jì)算公式為： （ 51） 通過(guò)代入上述計(jì)算公式可以知道，在順航向 15 級(jí)的風(fēng)速下，若選用剛性機(jī)翼時(shí)，半邊外側(cè)部分機(jī)翼所提供給飛行器的升力圖如下圖所示： 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 40 圖 516 一到五級(jí)風(fēng)速下剛性機(jī)翼升力圖 帶入到柔性翼中，假設(shè)柔性機(jī)翼在上述各項(xiàng)變化中始終在線(xiàn)性范圍內(nèi)，則由本文第三章的知識(shí)可以知道柔性翼的升力為： （ 52） 將來(lái)流速度和變化兩帶入到上述計(jì)算公式可以得到，在變化的縱向型柔性翼對(duì)應(yīng)的扭轉(zhuǎn)和彎曲變形中，由半邊柔性機(jī)翼部分升力如下圖所示： 圖 517 一到五級(jí)風(fēng)速下柔性機(jī)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(shè)計(jì)論文 41 圖 518 一到五級(jí)風(fēng)速下剛性機(jī)翼和柔性機(jī)翼的升力比較圖 從圖中數(shù)據(jù)可以知道柔性機(jī)翼的升力變化幅度小于剛性機(jī)翼升力變化幅度，并且柔性機(jī)翼的升力增加量要小于剛性機(jī)翼。這樣可以得出結(jié)論縱向型布局的柔性機(jī)翼能明顯改善順航向突風(fēng)帶來(lái)的影響，在飛行器以巡航速度飛行時(shí)，減小突風(fēng)帶來(lái)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(yīng)性減小了氣流分離的可能。 我們的模型建立中有很多簡(jiǎn)化的過(guò)程和假設(shè)，現(xiàn)在需要對(duì)這些假設(shè)條件何簡(jiǎn)化過(guò)程做適當(dāng)?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(dòng)攜帶的動(dòng)能小，建模過(guò)程中，我們采用的是無(wú)彎度的平板殼元模型，而且忽略了流固耦合現(xiàn)象。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。 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)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(kāi)飛行器動(dòng)力系統(tǒng)的研究，而我們的微 型飛行器的動(dòng)力為單槳拉進(jìn)。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。所以這項(xiàng)研究在飛行器初始設(shè)計(jì)階段就顯得尤為重要。 縱向型柔性機(jī)翼的模態(tài)計(jì)算主要是在 patran 中進(jìn)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(cuò)誤 !未找到引用源。 。 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(mǎn)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(lèi)翼型作為我們的機(jī)翼。 起落裝置對(duì)機(jī)翼的影響 編號(hào) 1 2 3 4 5 頻率 /hz 編號(hào) 6 7 8 9 10 頻率 /hz 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 43起落裝置與 飛行器 機(jī)體結(jié)構(gòu)有同樣的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求：即在保證起落裝置結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、剛度以及預(yù)期的安全壽命的前提下重量最小；同時(shí)要求起落裝置使用、維護(hù)方便，易于更換、修理，還有空氣 動(dòng)力和工藝性、經(jīng)濟(jì)性等要求．但必須注意，起落裝置是由結(jié)構(gòu)，機(jī)構(gòu)和各種系統(tǒng)共同組成的復(fù)雜部件，在使用中起落裝置系統(tǒng)范疇出現(xiàn)的問(wèn)題比較多，而它與 飛行器 的安全又有很大關(guān)系，因此 起落裝置 應(yīng)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(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(mǎn)足要求。 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 44 圖 62 全機(jī)有限元結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分 圖 63 全機(jī)的布局形式 上述兩張圖片是建模過(guò)程， 我們將重力集中到飛行器中心加載，計(jì)算結(jié)果如下圖所示，分別為飛行器整機(jī)在垂直下落時(shí)的受力圖，由圖像可知，在不考慮加載點(diǎn)應(yīng)力的時(shí)候，飛行器柔性翼與機(jī)體結(jié)合的部位應(yīng)力最大。 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 45 圖 64 垂直著陸時(shí)機(jī)翼的形變圖 圖 65 垂直著陸時(shí)垂尾的形變圖 因?yàn)樵谥亓虞d的過(guò)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(yīng)力實(shí)際上不應(yīng)在飛行器的幾何中心。根據(jù)上述兩張受力結(jié)果圖可以知道，最大應(yīng)力在材料的承受應(yīng)力最小范圍內(nèi)，即應(yīng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于單向碳纖維最小拉伸強(qiáng)度 80MPa， 而聚乙烯薄膜材料的拉伸強(qiáng)度 728MPa，也遠(yuǎn)遠(yuǎn)滿(mǎn)足降落時(shí)的強(qiáng)度要求，因此不會(huì)在降落的時(shí)候破壞柔性翼。 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 46 第七章 總結(jié)與展望 本文總結(jié) 柔性機(jī)翼為坐地起降式微型飛行器帶來(lái)諸多好處， 本文從坐地起降式微型飛行器入手，以柔性機(jī)翼為主要研究對(duì)象，在建立有限元模型等的基礎(chǔ)上，進(jìn)行了受力和變形的計(jì)算，并對(duì)柔性機(jī)翼的抗風(fēng)能力進(jìn)行了推導(dǎo)和驗(yàn)證。 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。 然后，論文切入重點(diǎn)，從不同的來(lái)流方向上分 別分析了柔性翼抗風(fēng)特點(diǎn)和公式的推導(dǎo)，并且研究了氣動(dòng)力的變化帶來(lái)的結(jié)果，總結(jié)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(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(mǎn)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。 另外，針對(duì)最終的選定方案，進(jìn)一步分析了柔性翼的固有振動(dòng)特性，分析了著陸時(shí)的形變，并且驗(yàn)證了此種布局能滿(mǎn)足結(jié)構(gòu)上的設(shè)計(jì)要求。 工作展望 論文雖然得出來(lái)一部分結(jié)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(guò)程中采用了單層機(jī)翼來(lái)模擬有厚度和彎度的真實(shí)機(jī)翼，在推導(dǎo)過(guò)程中，忽略了摩擦應(yīng)力的影響，一些計(jì)算中就會(huì)使數(shù)據(jù)不太準(zhǔn)確，并且忽略了機(jī)翼的三維效應(yīng)。 2）機(jī)翼的結(jié)構(gòu)布局分類(lèi)并不完善，只是簡(jiǎn)單分類(lèi)為四大類(lèi)，而混合類(lèi)等一些沒(méi)有進(jìn)行研究和比較，可能會(huì)漏掉更好的布局選擇，這樣就使得結(jié)構(gòu)的選擇方面顯得很有局限性。 3）氣動(dòng)升力的計(jì)算采用的是二維的數(shù)據(jù)，對(duì)于這種微型飛行器來(lái)說(shuō)，三維的效應(yīng)應(yīng)該更加明顯，因此在氣動(dòng)升力的計(jì)算中使得數(shù)據(jù)與實(shí)際的升力有較大的差別，而使后續(xù)的計(jì)算不準(zhǔn)確。 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。 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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