【正文】 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。 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。 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。 根據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。 。所以這項研究在飛行器初始設計階段就顯得尤為重要。首先，我們的飛行器作 為低雷諾數下飛行的微型飛行器，由于低雷諾數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象。 ，而從升力系數的定義 錯誤 !未找到引用源。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。的下反角即可，即有如圖所示的效果圖： 圖 514 柔性機翼有 176。 首先，我們利用 patran 軟件計算兩根弦的柔性機翼機翼在自身重力和巡航狀態(tài)下氣動壓力雙重作用下的柔性變形量。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會造成掉落的可能。 即最后整合到飛行器上后的效果如下圖所示： 本科畢業(yè)設計論文 36 圖 59 縱向布局效果圖 布局的最終選擇 和機翼預變形的設計 為了最終選定合適的機翼布局，我們現在對柔性機翼做定量的分析，假設飛行器在遇到突風前處在巡航狀態(tài)，即有巡航速度為 20m/s，攻角為 176。 5563 由前圖可以知道，橫向型布局的柔性翼機翼的扭轉剛度大，變形太小，難以滿足我們飛行器的設計要求。 5463 縱向型 錯誤 !未找到引用源。 ，厚度 1mm。 ，厚度 1mm。而聚乙烯薄膜容易成型、彈性模量小、拉伸強度小、成本低，能很好本科畢業(yè)設計論文 31的和碳纖維復合材料結合制作成柔性的機翼，所以選定聚乙烯為薄膜材料，材料的各項屬性如下所示： 表 52 框架以及薄膜材料屬性表 聚乙烯薄膜厚度為 1mm，單層碳纖維的厚度為 ，鋪層方向如下所示： 圖 52 碳纖維復合材料層合板 表 53 碳纖維復合材料層合板的厚度及鋪層方向 材料名 厚度 mm 方向 /176。 為了對比研究，選出合適的材料，現收集各種復合材料基本屬性如下所示： 表 51 常見復合材料屬性表 (單位 MPa) 復合材料 Xt Xc Yt Yc S T300（碳 /環(huán)氧） 1500 1400 40 46 68 Kevlar49（芳綸） 1400 235 12 53 34 斯考契（玻璃） 1062 610 31 11 72 4:1 織物玻璃 365 304 139 225 65 因為纖維復合材料具有 強度高、韌性好等眾多優(yōu)點，很適合我們微型飛行器的結構和氣動等多方面的要求，所以我們考慮選擇纖維復合材料作為研究對象。通過一定的定向技術，也可制造單向或具有一定趨向的短纖維復合材料。 ②顆粒增強復合材料 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復合而成。它既能保留原組成材料的主要特性，還能通過復合效應獲得原組分所不具備的性能，其性能比單一材料性能優(yōu)越 復合材料的分類方法比較多，常用的有以下三種： （ 1）根據基體材料的類型分類 ①聚合物基復合材料以高分子聚合物做基體，各種類型的樹脂最為常用，又可細分為熱固性樹脂基、熱塑性樹脂基及橡膠基等。并且以橫向型和縱向型作為對比的布局形式?？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。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的變形。 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，即兼有扭轉和彎曲變形。反復檢查后發(fā)現，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。 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 攻角圖 實驗的結果表明，柔性翼的根弦數多少與升力系數之間有聯系，且在根弦數越少的情況，失速攻角越大。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。 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整，飛行過程中的調整是次要的，所以高度的調整是在起飛時已經能很好得到解決。 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。很明顯合升力 錯誤 !未找到引用源。 （ 224） 剛性機翼： 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。但是，可以看出來 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。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生繞飛行器對稱面的滾轉力矩，這種由上反角引起的滾轉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)下由于機翼產生了附加的升力 錯誤 !未找到引用源。 。設飛行器機翼的上反角為 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。 表 31 正面突風下柔性機翼與剛性機翼的對比 迎角增加 升力增加 綜合優(yōu)點 柔性機翼 小 小 好 剛性機翼 大 大 差 而在相同突風情況下的突風過載分別是 柔性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 本科畢業(yè)設計論文 14通過以上分析知道，此時飛行器需要恢復初始狀態(tài)，即可用用上述迎角以及升力（高度或運動軌跡）的變化來衡量。 → 0，柔性翼的縱向靜穩(wěn)定性與剛性機翼相等；當 錯誤 !未找到引用源。 （ 210） 對比上述結論可知柔性機翼與剛性機翼之間存在區(qū)別，當剛性機翼的形變很小時，這個形變可以忽略。 （ 27） 剛性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 （ 24） 若以突風情況下最終機翼的迎角變化量來做靜穩(wěn)定性衡量的標準，則有縱向的靜穩(wěn)定性指標函數可以表示為迎角的變化量，機翼相對于重心的力矩公式如下所示： 柔性機翼： 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。 之間的距離為 錯誤 !未找到引用源。 圖 31 下面突風下柔性翼的受力及變形 本科畢業(yè)設計論文 13 因為此時研究的氣動力變化范圍不大，為了對比剛性翼研究，假設后面參與分析的剛性機翼的剛度都非常大，即在受力發(fā)生變化時幾乎不產生形變，最終的微型飛行器的升力表達式： 柔性機 翼： 錯誤 !未找到引用源。由于這個附加轉角 錯誤 !未找到引用源。 變化到 錯誤 !未找到引用源。 ，假設飛行器機翼為對稱翼型，則中弦線為一條直線，機翼的質心 Cg、氣動中心 錯誤 !未找到引用源。下面將分別對柔 性翼微型飛行器在分別受到 XYZ 方向的來流風時，即分別命名為下突風和側面突風以及正面突風三種情況下的扭轉以及彎曲變形和縱向和橫向穩(wěn)定性進行細致的分析。任務剖面圖如下所示： 本科畢業(yè)設計論文 11 圖 22 坐地起降飛行器任務剖面圖 其次，我們采用了新的機翼模型，即柔性機翼，柔性翼微型 飛行器飛行時遇到突風，在氣動力的作用下會發(fā)生彈性變形，這種變形會降低飛行器的有效攻角增量。 越小，姿態(tài)的變化將越小。 本科畢業(yè)設計論文 10 圖 21 飛行器的坐標系圖 由上述公式可以看出，微型飛行器在突風情況下， 錯誤 !未找到引用源。 此時，在圖中我們可以看到，由于受到突風的影響，柔性翼微型的迎角以及側滑角相對于突風前發(fā)生了變化，假定分別將產生了 α w 和β w 的改變量。 ， 錯誤 !未找到引用源。假設飛行器對稱的穿越突風，且不考慮摩擦應力，此時的地面固定坐標軸系 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構受力特性進行分析，為柔性翼飛行器的氣動特性以及其他相關性能研究做鋪墊。根據垂直起降無人機的設計概念以及要求本文將對任務要求如下所列舉的微型飛行器作為主要研究對象： 本科畢業(yè)設計論文 8 翼展 b=250mm 小展弦比 A=2 左右 低雷諾數 10e5 數量級 巡航速度 20m/s（ 72km/h） 巡航高度 200m 續(xù)航時間 30min（巡航 10min，盤旋 20min） 對于此范圍內的微小型飛行器柔性機翼的各種研究。 圖 13 柔性機翼微型飛行器 美國 Florida 大學已經研究出一系列以柔性翼為基礎的微小型飛行器，并成功裝在攝像頭和全球定位系統(tǒng)。 常規(guī)的飛行器設計中，機翼的氣動設計是按照剛性機翼進行的，即在對機翼的外形等參數進行優(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。 綜上所述，可以看出微小型垂直起降飛行器的研究無 論對國防或民用領域，還是對新概念飛行器這一新興領域的探索性研究，都具有十分重要的戰(zhàn)略意義和應用價值。對微型飛行器的界定，美國 國防部預研