【正文】 本科畢業(yè)設(shè)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. Some problems of micro air vehicles development [J]. Bulletin of the Polish Academy of Sciences: Technical Sciences, 2021, 55 (1): 91298. [5] 朱自強 ,王曉璐 ,吳宗成 ,等 .小型和微型無人機的氣動特點和設(shè)計 [J]. 航空學報 ,2021 , 27 (3) :3532364. [6] Ju P G, Jenkins D A. Flexiblewingbased micro air vehicles[R].AIAA20210705， 2021. [7] 袁昌盛，付金華 .國際上微型飛行器的研究進展與關(guān)鍵問題 [J].航空兵器， 2021,6:5053. [8] Ricci S, Terraneo M. Conceptual Design of an Adaptive Wing for a ThreeSurfaces Airplane[R].AIAA 2021. [9] 吳懷宇，周兆英，熊沈蜀，等 .微型飛行器的研究現(xiàn)狀及其關(guān)鍵技術(shù) [J].武漢科技大學學報（自然科學版）， 2021,23（ 2）： 170174 [10] 陳怦，趙濤，王建培 .無人機穿越變化風場起飛特性仿真研究 [J].飛行力學， 202,20（ 2）： 2226. [11] Mueller T J . Fixed and flapping wing aerodynamics for micro air vehicle applications [M]. 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[15] 李志國 ,朱鵬程 ,李鋒 .小展弦機翼低雷。 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(yīng)應(yīng)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。 工作展望 論文雖然得出來一部分結(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(dǎo)過程中，忽略了摩擦應(yīng)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(yīng)。 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，并分析抗風效果。 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，并且對柔性翼抗風的基理做了一個分析。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(shè)計論文 44 圖 62 全機有限元結(jié)構(gòu)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(jié)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(yīng)力的時候，飛行器柔性翼與機體結(jié)合的部位應(yīng)力最大。 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(wù)的姿態(tài)轉(zhuǎn)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(shè)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。 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(zhuǎn)速為 ，即有螺旋槳的轉(zhuǎn)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。聚乙烯塑料薄膜：彈性模量 、泊松比 、密度 錯誤 !未找到引用源。 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。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。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。 我們的模型建立中有很多簡化的過程和假設(shè)，現(xiàn)在需要對這些假設(shè)條件何簡化過程做適當?shù)姆治觥?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(cè)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(shè)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(shè)柔性機翼在上述各項變化中始終在線性范圍內(nèi)，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(yīng)的扭轉(zhuǎn)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(shè)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。 ,則有如下的各項參數(shù)： 表 55 一到五級風速對應(yīng)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。 。假設(shè)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。下反安裝角效果圖 本科畢業(yè)設(shè)計論文 39 圖 515 柔性機翼有 176。 經(jīng)簡單的角度計算可以知道，需將柔性翼部分安裝有 176。 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。下面就這種預(yù)變形方法計算需要機翼有多大的預(yù)變形量。而現(xiàn)階段需求對這種柔性翼產(chǎn)生的升力缺陷的一種補償?shù)慕鉀Q方法，在此我們考慮了使柔性翼的剛度變大，但是這樣會影響柔性機翼的抗風性能，得不償失。 圖 510 Selig S5010 機翼翼型 本科畢業(yè)設(shè)計論文 37 圖 511 Selig S5010 機翼翼型巡航狀態(tài)壓力分布曲線 為了計算變形前后 升力的變化量，需要計算柔性翼飛行器在突風引起的柔性變形前后的型變量以及升力的變化量。 雷諾數(shù)為 10e5 ，突風等級為 0~5 級自然風，已知 5 級自然風為 ~。 因此，從這幾章得論述和討論可以得到的結(jié)果是，各種布局形式的柔性機翼中，縱向型布局最能滿足我們的需求， 而由 Florida 大學的研究結(jié)果可以知道，柔性機翼的根弦數(shù)越少，飛行器的失速攻角越大，因此我們選用兩根弦作為我們的飛行器的柔性翼布局。而且從圖中還能知道，放射性機翼由 于結(jié)構(gòu)布局的不太合理，剛度差，所以扭轉(zhuǎn)和彎曲變形要比縱向型大一個數(shù)量級，因為不能滿足氣動方面的要求，所以也不被我們納入考慮范圍。 錯誤 !未找到引用源。 錯誤 !未找到引用源。 錯誤 !未 找到引用源。 圖 57 放射型布局形式示意圖 圖 58 放射型受力應(yīng)變圖 本科畢業(yè)設(shè)計論文 35綜合上述可以知道，運用復(fù)合材料后機翼的受力和變形發(fā)生了變化，但是總體變形的大致形狀不變。 圖 55 縱向型布局示意圖 圖 56 縱向型受力應(yīng)變圖 本科畢業(yè)設(shè)計論文 34 (3)放射型布局柔性翼的布局形式以及在受到施加在機翼表面的平均氣動力后的變形圖如下圖所示，碳纖維增強環(huán)氧樹脂復(fù)合材料所占面積為 5563 錯誤 !未找到引用源。 圖 53 橫向型布局形式示意圖 圖 54 橫向型受力應(yīng)變圖 本科畢業(yè)設(shè)計論文 33 (2)縱向型布局柔性翼的布局形式以及在受到施加在機翼表面的平均氣動力后的變形圖如下圖所示，碳 纖維增強環(huán)氧樹脂復(fù)合材料所占面積為 5888 錯誤 !未找到引用源。 (1)橫向型布局柔性翼的布局形式以及在受到施加在機翼表面的平均氣動力后的變形圖如下圖所示，碳纖維增強環(huán)氧樹脂復(fù)合材料所占面積為 5463 錯誤 !未找到引用源。 碳纖維 90 碳纖維 45 碳纖維 0 碳纖維 45 碳纖維 90 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。 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。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。根據(jù)纖維的增強方向又可分為單向纖維增強復(fù)合材料、二維織物增強復(fù)合材料及三維織物增強復(fù)合材料。 ④連續(xù)纖維增強復(fù)合材料 本科畢業(yè)設(shè)計論文