【正文】 ... 43 柔性翼的模態(tài) .......................................................................................... 43 起落裝置對(duì)機(jī)翼的影響 .......................................................................... 43 第七章 總結(jié)與展望 ........................................ 47 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 IV 本文總結(jié) ................................................................................................. 47 工作展望 .................................................................................................. 47 參考文獻(xiàn) ..................................................... 49 畢業(yè)設(shè)計(jì)小結(jié) ................................................ 52 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 5 第一章 緒論 微型飛行器簡(jiǎn)介 微型無(wú)人飛行器是一種新概念 飛行器 ， 因?yàn)橛畜w積小、重量輕、成本低、攜帶方便、飛行高度低、適應(yīng)性強(qiáng)、靈活多變、隱蔽性好，具有起飛降落不需要跑道或者發(fā)射裝置、回收裝置和其他基礎(chǔ)設(shè)施等眾多優(yōu)點(diǎn) ，對(duì)未來(lái)軍事作戰(zhàn)產(chǎn)生深遠(yuǎn)影響。微型飛行器跟鳥(niǎo)類和昆蟲(chóng)一樣都在低雷諾數(shù)下飛行，因此對(duì)鳥(niǎo)類和昆蟲(chóng)的研究對(duì)微型飛行器大有幫助。 而近些年來(lái)，微納米科技的和微電子科技的蓬勃發(fā)展又給微型飛行器增加了新的應(yīng)用前景，正因?yàn)樗腥绱吮姸嗟膬?yōu)點(diǎn)，使得它能吸引越來(lái)越多的研究者目光。對(duì)微型飛行器的界定，美國(guó) 國(guó)防部預(yù)研計(jì)劃局 有四條指標(biāo)， 第一條它微型飛行器的最大尺寸不超過(guò) 15 厘米，第二條，最大航程10 公里以上，第三條，最大飛行速度至少達(dá)到每小時(shí) 40 到 50 公里，第四條，最大續(xù)航時(shí)間起碼達(dá)到 2 小時(shí)。在國(guó)防領(lǐng)域具有十分重要而廣泛的研究背景，能過(guò)比其他飛行器更好地執(zhí)行的任務(wù)。 綜上所述，可以看出微小型垂直起降飛行器的研究無(wú) 論對(duì)國(guó)防或民用領(lǐng)域，還是對(duì)新概念飛行器這一新興領(lǐng)域的探索性研究，都具有十分重要的戰(zhàn)略意義和應(yīng)用價(jià)值。柔性材料是在受力時(shí)能有較大的形變，而去掉載荷后能恢復(fù)到原來(lái)的狀態(tài)。 常規(guī)的飛行器設(shè)計(jì)中，機(jī)翼的氣動(dòng)設(shè)計(jì)是按照剛性機(jī)翼進(jìn)行的，即在對(duì)機(jī)翼的外形等參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化的過(guò)程中是不考慮機(jī)翼在受到氣動(dòng)載荷時(shí)的變形的，反之，也不會(huì)考慮外形的變形對(duì)氣動(dòng)特性的影響。積極利用機(jī)翼的柔性變形，不僅有望能夠減輕結(jié)構(gòu)重本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 7 量，還能達(dá)到減小突 然來(lái)流對(duì)飛行器的影響。 圖 13 柔性機(jī)翼微型飛行器 美國(guó) Florida 大學(xué)已經(jīng)研究出一系列以柔性翼為基礎(chǔ)的微小型飛行器，并成功裝在攝像頭和全球定位系統(tǒng)。 圖 1– 4 柔性微型飛行器俯視和側(cè)視圖 近年來(lái)隨著人們對(duì)微型飛行器的研究熱度不斷高漲，新技術(shù)的應(yīng)用成了人們爭(zhēng)相研究的熱點(diǎn)。根據(jù)垂直起降無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)概念以及要求本文將對(duì)任務(wù)要求如下所列舉的微型飛行器作為主要研究對(duì)象： 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 8 翼展 b=250mm 小展弦比 A=2 左右 低雷諾數(shù) 10e5 數(shù)量級(jí) 巡航速度 20m/s（ 72km/h） 巡航高度 200m 續(xù)航時(shí)間 30min（巡航 10min，盤(pán)旋 20min） 對(duì)于此范圍內(nèi)的微小型飛行器柔性機(jī)翼的各種研究。其中包括柔性翼飛行器機(jī)翼簡(jiǎn)化模型下的受力，在各典型突風(fēng)情況下（正面突風(fēng)、側(cè)面突風(fēng)、下突風(fēng)）對(duì)比剛性機(jī)翼的變形；柔性翼的各項(xiàng)變形所帶來(lái)的收益以及引起的性能降低；結(jié)合復(fù)合材料運(yùn)用 patran 計(jì)算機(jī)翼變形，還有各種形式布局的機(jī)翼的優(yōu)缺點(diǎn)；結(jié)合實(shí)際的抗風(fēng)能力以及變形特點(diǎn)來(lái)最后擇優(yōu)選擇的柔性翼形式；最后聯(lián)系全機(jī)的起降特點(diǎn)，對(duì)柔性翼在任務(wù)中不同階段時(shí)受力變形進(jìn)行分類系統(tǒng)化的研究；最后總結(jié)全文，提出需要改進(jìn)的方面，為后續(xù) 的研究做鋪墊。下面就柔性翼微型飛行器機(jī)翼飛行性能以及結(jié)構(gòu)受力特性進(jìn)行分析，為柔性翼飛行器的氣動(dòng)特性以及其他相關(guān)性能研究做鋪墊。 為研柔性翼載突風(fēng)時(shí)受力變形的本質(zhì)以及給飛行器本身帶來(lái)的影響，我們從簡(jiǎn)化的模型入手。假設(shè)飛行器對(duì)稱的穿越突風(fēng)，且不考慮摩擦應(yīng)力，此時(shí)的地面固定坐標(biāo)軸系 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 （圖 1）。 ， 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 和 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 此時(shí)，在圖中我們可以看到，由于受到突風(fēng)的影響，柔性翼微型的迎角以及側(cè)滑角相對(duì)于突風(fēng)前發(fā)生了變化，假定分別將產(chǎn)生了 α w 和β w 的改變量。 為升力系數(shù)； S 為機(jī)翼面積； 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 10 圖 21 飛行器的坐標(biāo)系圖 由上述公式可以看出，微型飛行器在突風(fēng)情況下， 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ，即飛行器的突風(fēng) 迎角 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 越小，姿態(tài)的變化將越小。 的大小，則能產(chǎn)生更小的飛行姿態(tài)變化，恢復(fù)原有飛行狀態(tài)的能力變強(qiáng)，即提高飛行器的抗風(fēng)干擾性強(qiáng)。任務(wù)剖面圖如下所示： 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 11 圖 22 坐地起降飛行器任務(wù)剖面圖 其次，我們采用了新的機(jī)翼模型，即柔性機(jī)翼，柔性翼微型 飛行器飛行時(shí)遇到突風(fēng)，在氣動(dòng)力的作用下會(huì)發(fā)生彈性變形，這種變形會(huì)降低飛行器的有效攻角增量。由于微型飛行器本身在空氣中的運(yùn)動(dòng)是一個(gè)極其復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)，加上動(dòng)力系統(tǒng)、操作系統(tǒng)、控制系統(tǒng)等的活動(dòng)以及外部氣流的變化，使得求解變得十分復(fù)雜而無(wú)法進(jìn)行。下面將分別對(duì)柔 性翼微型飛行器在分別受到 XYZ 方向的來(lái)流風(fēng)時(shí)，即分別命名為下突風(fēng)和側(cè)面突風(fēng)以及正面突風(fēng)三種情況下的扭轉(zhuǎn)以及彎曲變形和縱向和橫向穩(wěn)定性進(jìn)行細(xì)致的分析。由于本微型飛行器的計(jì)算均是在低雷諾數(shù)下，翼型在這一范圍內(nèi)不可避免的會(huì)出現(xiàn)分離現(xiàn)象，這些現(xiàn)象對(duì)翼型的氣動(dòng)特性分析有很大的影響，本章是為了研究柔性翼微型飛行器柔性機(jī)翼減小 突風(fēng)影響的本質(zhì)特性，所以不考慮分離等現(xiàn)象。 ，假設(shè)飛行器機(jī)翼為對(duì)稱翼型，則中弦線為一條直線，機(jī)翼的質(zhì)心 Cg、氣動(dòng)中心 錯(cuò)誤 !未找到引用源。現(xiàn)假設(shè)柔性翼的彈性中心Ce 在圖中所示的位置，它們之間的相互關(guān)系如圖 31 中所示。 變化到 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ,從而使機(jī)翼產(chǎn)生繞彈性中心的轉(zhuǎn)動(dòng)變形 錯(cuò)誤 !未找到引用源。由于這個(gè)附加轉(zhuǎn)角 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ,從而抵消了 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 圖 31 下面突風(fēng)下柔性翼的受力及變形 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 13 因?yàn)榇藭r(shí)研究的氣動(dòng)力變化范圍不大，為了對(duì)比剛性翼研究，假設(shè)后面參與分析的剛性機(jī)翼的剛度都非常大，即在受力發(fā)生變化時(shí)幾乎不產(chǎn)生形變，最終的微型飛行器的升力表達(dá)式： 柔性機(jī) 翼： 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 （ 22） 針對(duì)縱向穩(wěn)定性問(wèn)題，設(shè)質(zhì)心 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 之間的距離為 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 與空氣動(dòng)力學(xué)焦點(diǎn) 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ，G 表示彈性機(jī)翼的剪切模量， 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 飛行器受突風(fēng)影響后所產(chǎn)生的俯仰力矩： 柔性機(jī)翼： 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 （ 24） 若以突風(fēng)情況下最終機(jī)翼的迎角變化量來(lái)做靜穩(wěn)定性衡量的標(biāo)準(zhǔn)，則有縱向的靜穩(wěn)定性指標(biāo)函數(shù)可以表示為迎角的變化量，機(jī)翼相對(duì)于重心的力矩公式如下所示： 柔性機(jī)翼： 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 （ 26） 由力矩與 角加速度β之間的關(guān)系式 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 （ 27） 剛性機(jī)翼： 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ，其中 t 為力矩作用的時(shí)間，可以知道此時(shí)（突風(fēng)作用在飛行器上后）的轉(zhuǎn)角變化量為 : 柔性機(jī)翼： 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 （ 210） 對(duì)比上述結(jié)論可知柔性機(jī)翼與剛性機(jī)翼之間存在區(qū)別，當(dāng)剛性機(jī)翼的形變很小時(shí)，這個(gè)形變可以忽略。 。 → 0，柔性翼的縱向靜穩(wěn)定性與剛性機(jī)翼相等；當(dāng) 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ，所以若單純的以扭矩的大小柔性機(jī)翼在氣動(dòng)中心遠(yuǎn)離彈性中心時(shí)轉(zhuǎn)迎角的初始變化速度比剛性機(jī)翼差。 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 14通過(guò)以上分析知道，此時(shí)飛行器需要恢復(fù)初始狀態(tài)，即可用用上述迎角以及升力（高度或運(yùn)動(dòng)軌跡）的變化來(lái)衡量。 ，所以在反應(yīng)速度上要優(yōu)先于剛性機(jī)翼。 表 31 正面突風(fēng)下柔性機(jī)翼與剛性機(jī)翼的對(duì)比 迎角增加 升力增加 綜合優(yōu)點(diǎn) 柔性機(jī)翼 小 小 好 剛性機(jī)翼 大 大 差 而在相同突風(fēng)情況下的突風(fēng)過(guò)載分別是 柔性機(jī)翼： 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 （ 212） 由上述公式可以知道，當(dāng)柔性機(jī)翼的質(zhì)心與氣動(dòng)中心不重合時(shí)，柔性機(jī)翼的突風(fēng)過(guò)載特性優(yōu)于剛性機(jī)翼。 的存在會(huì)使得上反角發(fā)生變化： （ 213） 所以有在有彎曲的柔性翼突風(fēng)過(guò)載為： 錯(cuò)誤 !未找到引用 源。 機(jī)翼的縱向靜穩(wěn)定裕度為： （ 215） 因此有在任何情況下的柔性機(jī)翼與剛性機(jī)翼的縱向靜穩(wěn)定裕度是相同的。設(shè)飛行器機(jī)翼的上反角為 錯(cuò)誤 !未找到引用源。這時(shí)，突風(fēng)從側(cè)面吹來(lái)時(shí)，形成β的側(cè)滑角，此時(shí)來(lái)流相對(duì)飛行器的速度為ν，橫向剖面圖（見(jiàn)下圖）中有垂直于對(duì)稱面的分速度ν 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 。 所產(chǎn)生的機(jī)翼的附加 迎角為： （ 216） 當(dāng)角度很小時(shí)，可以近似采用 錯(cuò)誤 !未找到引用源。因此，對(duì)于沒(méi)有形變的剛性機(jī)翼而言，左右機(jī)翼在側(cè)風(fēng)中會(huì)產(chǎn)生繞飛行器對(duì)稱面的滾轉(zhuǎn)力矩，這種由上反角引起的滾轉(zhuǎn)力矩的合力矩可以表示為： （ 217） 已有橫向靜穩(wěn)定性指標(biāo)函數(shù)為： （ 218） 柔性翼微型飛行器，在這種突風(fēng)側(cè)滑狀態(tài)下由于機(jī)翼產(chǎn)生了附加的升力 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ，既有 錯(cuò)誤 !未找到引用源。對(duì)于柔性機(jī)翼而言，有 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 若考慮機(jī)翼同時(shí)出現(xiàn)縱向扭轉(zhuǎn)與 橫向的彎曲，綜合上述 可以知道升力的變化為： （ 222） 忽略上述公式中的二階小量以后可以近似的認(rèn)為 錯(cuò)誤 !未找到引用源。但是，可以看出來(lái) 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 柔性翼微型飛行器受正面突風(fēng)時(shí)穩(wěn)定性 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 17微型飛行器在正常飛行時(shí)各向受力平衡，此時(shí)有迎面而來(lái)的突風(fēng)，風(fēng)速大小為 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 是增加了，假設(shè)增加的氣動(dòng)升力作用在氣動(dòng)焦點(diǎn)上使得柔性翼機(jī)翼產(chǎn)生繞彈性中心的變形λ，機(jī)翼的迎角發(fā)生了變化為 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 對(duì)飛行器升力的影響。 （ 224） 剛性機(jī)翼： 錯(cuò)誤 !未找到引用源。因此在軌跡的變化上要小于剛性機(jī)翼，飛行器的姿態(tài)變化也小于剛性機(jī)翼。很明顯合升力 錯(cuò)誤 !未找到引用源。 ，則橫向的柔性變形是進(jìn)一步減小升力的增加。 本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 18 柔性翼微型飛行器抗風(fēng)能力綜合 通過(guò)上述對(duì)柔性機(jī)翼在下突風(fēng)、側(cè)突風(fēng)、正突風(fēng)三種特殊來(lái)流狀態(tài)下對(duì)比剛性機(jī)翼的各項(xiàng)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(shí)，在其他條件相同時(shí)有如下結(jié)論性圖表： 表 32 綜合柔性翼和剛性機(jī)翼的突風(fēng)特性 下突風(fēng) 側(cè)突風(fēng) 正突風(fēng) 突 風(fēng)過(guò)載 剛性 扭轉(zhuǎn)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(guò)上述的分析還可以知道，柔性翼在速度增加時(shí)升力的增加量小于同條件下的剛性機(jī)翼，即在升力的增加速度上小于剛性機(jī)翼。但相同條件下，為了增加飛行器的飛行高度時(shí)，同等條件下柔性翼需要增加飛行