【正文】 器的升力大，而柔性翼的這種性能會影響它升力的增加量，所以對柔性機翼來說，飛行器的操作機動性變差，但是抗突風干擾的能 力變好。 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(diào)整，飛行過程中的調(diào)整是次要的，所以高度的調(diào)整是在起飛時已經(jīng)能很好得到解決?？紤]到操作性的要求，因為縱向的形變太大會使得飛行器巡航 時的操作性變差，所以要求彎曲變形的能力大于扭轉變形能力稍強。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。取以上前四種典型翼型進行受力分析，得出它們受力時的變形特征，用以確定在不同 突風載荷情況下機翼的形變，從而選擇滿足前一章節(jié)要求的合適的布局引進到微小型飛行器上。 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(jù)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(jù)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(shù)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(shù) 攻角圖 實驗的結果表明，柔性翼的根弦數(shù)多少與升力系數(shù)之間有聯(lián)系，且在根弦數(shù)越少的情況，失速攻角越大。為了維持機翼本身的外形以及滿足機翼的氣動力的要求，我們采用彈性模量大的材料。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。 首先是薄膜材料，因為聚乙烯薄膜材料成本低，而且能滿足柔性翼薄膜材料的各項要求，所以選取屬性在聚乙烯薄膜范圍內(nèi)的各項屬性作為建立模型的數(shù)據(jù)。反復檢查后發(fā)現(xiàn)，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。 框架材料 150 1500 薄膜材料 2 15 本科畢業(yè)設計論文 24我們采用了雙殼模型，即膜單元和框架單元在建模中均采用的是二維殼單元，發(fā)現(xiàn)問題能得到很好的而解決。 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。放射型機翼受力及變形分析，在施加平均氣動載 荷后的變形與下圖所示，由圖可知機翼的最大形變發(fā)生在翼尖部分，與橫向型和縱向型布局機翼一樣，同時兼有扭轉和彎曲變形，且扭轉型變量較大。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(diào)的變形。 綜合柔性翼受力優(yōu)缺點 綜上前一小節(jié)的研究結果（變形云圖），從圖中所顯示的結果知道單就上述典型的四種類型來分析可知道在受到相同平均氣動載荷時，不同柔性機翼的各向變形不同，而外框型的柔性機翼在縱向形變上不能維持原有的形狀特性，中間型變量大，所以淘汰此方案?？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。因此，在考慮到各向抗風能力的情況下，放射型柔性機翼能很好的綜合扭轉和彎曲變形的優(yōu)點，但是放射型的布局由于固定端太窄太遠，所以剛度過小，導致變形太大，不能滿足結構的要求。并且以橫向型和縱向型作為對比的布局形式。 本科畢業(yè)設計論文 29第五章 柔性翼微型飛行器機翼材料 復合材料選擇 因為傳統(tǒng)的金屬材料大多比重過大，不能很好的減小飛行器的自身重量，所以我們將眼光放到現(xiàn)在很多領域都發(fā)揮了巨大作用的復合材料上，下面就是我們對機翼的材料和組合的選定。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(jù)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。 ③無機非金屬基復合材料以各種無機非金屬為基體，常見的有陶瓷基、碳基及水 泥基復合材料等。 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。短纖維由連續(xù)纖維切割而成，金屬和陶瓷晶須也可看作短纖維。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。一般連續(xù)纖維在其纖維方向都有較高的強度和剛度，而垂直于纖維方向上的性能較差。 為了對比研究，選出合適的材料，現(xiàn)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。據(jù)預測，土木建筑、交通運輸、汽車、能源等領域將會大規(guī)模采用工業(yè)級碳纖維。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。 碳纖維“ L” 140 1500 碳纖維“ T” 16 80 聚乙烯 728 本科畢業(yè)設計論文 32 復合材料對應柔性翼受力特點 由前面的材料建立的各布局模型如下面的各選項中所示，為了 對比研究，我們使個研究對象的框架結構（大致為復合材料）的面積接近相同，厚度為 1mm，這樣可以使研究時變量盡可能少，利于對比研究在相同用料的情況下各個布局的所帶來的變形收益。 ，厚度 1mm。 ，厚度 1mm。 ，厚度 1mm?？偨Y如下表所示： 表 54 三種布局形式對比 彎曲變形量 扭轉變形量 復合材料面積 彎扭變形比 橫向型 錯誤 !未找到引用源。 5463 縱向型 錯誤 !未找到引用源。 5888 放射型 錯誤 !未找到引用源。 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。綜上所述，在縱向型布局中選擇合適的作為我的機翼布局。 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(xiàn)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。 而由總體布局的選擇可以知道， 權衡到機翼配平力矩和升阻特性， Selig S5010是我們飛行器最佳的翼型，翼形圖及壓力分布如下圖。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。經(jīng)過多方面的考慮，我們采用預變形法進行補償，即在 制造的時候讓機翼原有位置不在巡航設計的狀態(tài)，預先相對于巡航平衡位置有一定的變形量，而當飛機進入巡航狀態(tài)后，飛行器機翼在氣動力和重力的綜合作用下使得機翼恰好能達到和停留在總體設計的巡航狀態(tài)。 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。為了達到預變形的效果，即給機翼一個安裝角度，使得機翼能在巡航狀態(tài)滿足總體設計的要求，現(xiàn)在我們以上述變形為基準，設定一個反相的安裝角度，并留一定的余量，以是機翼能在受力后迅速變形成我們需要的機翼形狀。的下反角即可，即有如圖所示的效果圖： 圖 514 柔性機翼有 176。下反安裝角三維效果圖 下面進行柔性翼的抗風能力分析。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。 正面來流突風速度變化范圍為 1~10m/s，攻角在 176。 ，而從升力系數(shù)的定義 錯誤 !未找到引用源。這樣可以得出結論縱向型布局的柔性機翼能明顯改善順航向突風帶來的影響，在飛行器以巡航速度飛行時，減小突風帶來的影響 30%以上，很大程度提高了飛行器的穩(wěn)定性和環(huán)境適應性減小了氣流分離的可能。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(xiàn)象。 本科畢業(yè)設計論文 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，都離不開飛行器動力系統(tǒng)的研究，而我們的微 型飛行器的動力為單槳拉進。所以這項研究在飛行器初始設計階段就顯得尤為重要。 。 。 起落裝置對機翼的影響 編號 1 2 3 4 5 頻率 /hz 編號 6 7 8 9 10 頻率 /hz 本科畢業(yè)設計論文 43起落裝置與 飛行器 機體結構有同樣的結構設計要求：即在保證起落裝置結構的強度、剛度以及預期的安全壽命的前提下重量最小；同時要求起落裝置使用、維護方便，易于更換、修理，還有空氣 動力和工藝性、經(jīng)濟性等要求．但必須注意，起落裝置是由結構，機構和各種系統(tǒng)共同組成的復雜部件，在使用中起落裝置系統(tǒng)范疇出現(xiàn)的問題比較多，而它與 飛行器 的安全又有很大關系，因此 起落裝置 應具有很高的可靠性 。 根據(jù)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。 本科畢業(yè)設計論文 45 圖 64 垂直著陸時機翼的形變圖 圖 65 垂直著陸時垂尾的形變圖 因為在重力加載的過程中，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，所以最大應力實際上不應在飛行器的幾何中心。 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。 然后，論文切入重點，從不同的來流方向上分 別分析了柔性翼抗風特點和公式的推導，并且研究了氣動力的變化帶來的結果，總結了各向變形所給予的不同的影響。 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。 2）機翼的結構布局分類并不完善，只是簡單分類為四大類，而混合類等一些沒有進行研究和比較，可能會漏掉更好的布局選擇，這樣就使得結構的選擇方面顯得很有局限性。 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