【正文】 30 圖 51 單層纖維增 強復(fù)合材料 以無限長纖維做為增強相，如玻璃纖維、 Nicalon、碳纖維、碳化硅纖維等。短纖維在空間或平面內(nèi)一般呈隨機分布，因而復(fù)合材料具有空間或平面內(nèi)的各項同性性質(zhì)。 ③不連續(xù)纖維增強復(fù)合材料 增強相是具有一定長度的短纖維。 （ 2）根據(jù)增強體材料分類 ①片材增強復(fù)合材料 主要以人工晶片或天然片狀物做為增強相的復(fù)合材料。 ②金屬基復(fù)合材料 以金屬、金屬合金及金屬間化合物等做基體，又可細(xì)分為輕金屬基、高熔點金屬基及金屬間化合物基等。 復(fù)合材料（ posite materials）是指將兩種或兩種以上的不同 材料，用適當(dāng)?shù)姆椒◤?fù)合成的一種新型材料。 由上述所有的綜合條件，因為放射型布局以及橫向和縱向型綜合有扭轉(zhuǎn)變形和彎曲變形的能力，能進一步減小突風(fēng)對飛行器航跡的影響和突風(fēng)過載，我們現(xiàn)在選定為主要研究的翼型。外框型由于變形的形式為中部凸起，不是我們所需要的變形模式，所以在此就淘汰了此種布局，后面將 不再討論。放射型的柔性機翼形變量扭轉(zhuǎn)和彎曲的比例要最小，即在扭轉(zhuǎn)和彎曲的協(xié)調(diào)上最好且變形量大。綜合前面柔性機翼的變形與各項性能的對比表，知道各種形式布局的柔性機翼性能如下表所示： 表 42 四種布局形式柔性翼相同載荷下變形 彎曲變形差 扭轉(zhuǎn)變形差 橫向型 小 小 縱向型 大 小 放射型 大 大 外框型 小 無 綜上，可以知道，在相同條件下橫向型柔性機翼兼顧有扭轉(zhuǎn)和彎曲變形，但是扭轉(zhuǎn)剛度大，變形量較小。 圖 417 外框型柔性翼結(jié)構(gòu)布局圖 圖 417 外框型柔性翼變形圖 上述的建模為了研究各種布局形式的所帶來的機翼的不同的變形形狀，因此對具體的變形大小以及變形是否會破壞機翼的結(jié)構(gòu)，變形后氣動力是否滿足飛行器飛行的需要，各種布局形式傳力的特點和固定端能否承受此力等問題都沒有多做考慮，也沒有對比研究機翼的材料面積大小對變形的形狀和大小的影響，沒有本科畢業(yè)設(shè)計論文 28對比研究剛性機翼的特性，圖中所展示的僅僅是在施加平均力于機翼上表面時的型變量，由于實際的氣動載荷分布復(fù)雜多變，不利于大量建立模型，所以我們采用了簡單的加載平均你的方法，使建模過程簡單，但是同樣能滿足我們分 析的要求，大大節(jié)約了我們的分析時間。 圖 414 放射型柔性翼結(jié)構(gòu)布局圖 圖 415 放射型柔性翼變形圖 本科畢業(yè)設(shè)計論文 27(4)外框型機翼在周圍延機翼外圈為框架材料，機翼的中間部分為彈性模量較小的柔性材料。 圖 412 橫向型柔性翼結(jié)構(gòu)布局圖 圖 413 橫向型柔性翼變形圖 本科畢業(yè)設(shè)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(jié)構(gòu)，所以分出下圖三角型小區(qū)域作為固定端，分析時就不考慮此部分的變形，即和飛行器機身一樣視作無變形的剛體。 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。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?？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(shè)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(jié)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。下面將介紹初定材料的基本屬性。為了達(dá)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。 飛行器在大氣中受到的實際氣動載荷非常復(fù) 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(guān)系，所以將復(fù)雜的氣動力簡化為平均的壓力載本科畢業(yè)設(shè)計論文 23荷。 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(guān)系以及對抗風(fēng)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(fēng)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。 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(guān)的簡單介紹： Florida 大學(xué)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(shè)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(jié)構(gòu)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(shè)計論文 21 為了系統(tǒng)的研究柔性翼的結(jié)構(gòu)特性，將上述現(xiàn)有的機翼進行大致的分類，總結(jié)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。 本科畢業(yè)設(shè)計論文 19 第四章 柔性翼微型飛行器的結(jié)構(gòu)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(jié)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(jié)構(gòu)布局的研究顯得尤為重要。因此，作為能很好的適應(yīng)作戰(zhàn)時突風(fēng)影響的柔性機翼，對本機的貢獻(xiàn)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。另外由于柔性機翼的自適應(yīng)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。對于突然地來風(fēng)，這個條件使得柔性翼對突風(fēng)的應(yīng)對反應(yīng)速度提高了，提高了柔性機翼的適應(yīng)性。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。 要小于剛性機翼合升力 錯誤 !未找到引用源。 若在正面突風(fēng)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。 （ 225） 由上述的公式可以得出明顯的結(jié)論，在正面有突風(fēng)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。 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(dá)公式： 柔性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 ，從而減小了迎面突風(fēng) 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。 是變得更加小了，和縱向分析能得出相同的結(jié)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(biāo)準(zhǔn)，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。 ，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(dāng)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。 ，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。 。 ， 從而改變了初始穩(wěn)定狀態(tài)下的上反角Γ，假設(shè)柔性材料變形與受力成正比關(guān)系，有： 本科畢業(yè)設(shè)計論文 16 （ 219） （ 220） 因此可以知道柔性翼飛行器在突風(fēng)條件下的滾轉(zhuǎn)合力矩為 （ 221） 對于剛性翼飛行器，在突風(fēng)下變形很小，可以忽略，因此有 錯誤 !未找到引用源。 。 圖 32 側(cè)面突風(fēng)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。 ，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。 ，飛行器的翼展為 L。 柔性翼微型飛行器受側(cè)突風(fēng)時穩(wěn)定性 本科畢業(yè)設(shè)計論文 15假設(shè)在側(cè)風(fēng)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(cè)滑角。 （ 214） 既彎曲進一步降低了突風(fēng)過載。 若同時考慮機翼的彎 曲時候，假設(shè)此時的機翼有Γ角度的上反角， 錯誤 !未找到引用源。 （ 211） 剛性機翼： 錯誤 !未找到引用源。而在后續(xù)的變化中，即升力的變化，有迎角的加權(quán)項在其中，所以雖然柔性翼的變化速度沒有剛性機翼那么快，但是變化較剛性翼要平緩且初始的突風(fēng)影響要小的多，所以在 維持固有狀態(tài)方面要優(yōu)于剛性機翼，即如下表所示。因為柔性翼在突風(fēng)加載時，能迅速產(chǎn)生自適應(yīng)的補償迎角 錯誤 !未找到引用源。 然而因為柔性翼為非常規(guī)的機翼，在分 析時需要采取其他的標(biāo)準(zhǔn)來衡量其穩(wěn)定性，由穩(wěn)定性定義可知：受到干擾后，飛行器有自動回復(fù)到初始飛行狀態(tài)的趨勢，有這種趨勢的飛行器稱為有縱向靜穩(wěn)定性。 且不可被忽略時，有 錯誤 !未找到引用源。當(dāng) 錯誤 !未找到引用源。為對比柔性機翼相對剛性機翼變形的優(yōu)缺點，忽略其它非相關(guān)的不等量，即使 錯誤 !未找到引用源。 （ 29） 剛性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 （ 28） 由上述各項公式和轉(zhuǎn)角增加量與力矩之間的關(guān)系 錯誤 !未找到引用源。 ，其中 J 為飛行器的轉(zhuǎn)動慣量，則有飛行器的低頭角加速度為： 柔性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 （ 25） 剛性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 （ 23） 剛性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 為極慣性矩。 之間的距離為 錯誤 !未找到引用源。 ，彈性中心 錯誤 !未找到引用源。 與空氣動力學(xué)焦點 錯誤 !未找到引用源。 （ 21） 剛性機翼： 錯誤 !未找到引用源。 的擾動作用，最終降低了突風(fēng)風(fēng)對微型飛行器的影響。 的作用，機翼迎角發(fā)生變化，自動產(chǎn)生了補償迎角 錯誤 !未找到引用源。 。 時，作用在機翼表面的升力會增加，增加的升力作用在氣動中心上會使飛行器產(chǎn)生低頭力矩 錯誤 !未找到引用源。 突風(fēng)柔性翼微型飛行器機翼的迎角由 錯誤 !未找到引用源。 如圖 21 所示。 由圖 1 和前一章節(jié)介紹可以知道，柔性翼飛行器在受突風(fēng)時實際迎角是 錯誤 !未找到引用源。 本科畢業(yè)設(shè)計論文 12第三章 柔性翼微型飛行器的突風(fēng)特性 柔性翼微型飛行器受下突風(fēng)時的穩(wěn)定性 穩(wěn)定性又稱安定性，它是指飛行器在一定條件下的一種運動屬性，通常是指飛行器保持固有狀態(tài)或反抗外界干擾的能力。因此，我們采用簡化的大氣模型和簡化的微型飛行器模型來模擬實際柔性翼微型飛行器在空氣中的飛行情況，進行在突風(fēng)載荷情況下的計算得到近似結(jié)果，來估計由于添加柔性翼所帶來的抗風(fēng)性能。因此，相比傳統(tǒng)的剛性機翼，柔性機翼的這種能力在理論上能很大程度減小大氣擾動的影響。 柔性翼微型飛行器預(yù)想效果 首先我們的飛行器具有一般微型飛行器所共有的特點，即重量輕，體積小，易于攜帶，造價低，隱蔽性好，等。從而得出結(jié)論：在突風(fēng)一定的情況下，對于其他條件相同的兩架微型飛行器，采用柔性機翼能有效減小飛行器 錯誤 !未找到引用源。 將影響飛行器在突風(fēng)時的升力大小，而升力的大小對飛行器最直接的影響就是飛行姿態(tài)， 錯誤 !未找到引用源。 相同時，對升力唯一有影響的就是飛行器此時的迎角 a，在突風(fēng)時，微型飛行器的實際迎角是 錯誤 !未找到引用源。 為升力線斜率； a 為迎角。 針對此小迎角、低風(fēng)速、低空下的機翼所產(chǎn)生的升力可以簡單的表示為： （ 11） 其中：ρ為海平面大氣密度； v 為氣流的速度； 錯誤 !未找到引用源。 。