飛行器設(shè)計(jì)與工程設(shè)計(jì)說明

.摘要word版本..目錄第一章緒論................................................51.1微型飛行器簡(jiǎn)介1.1微型飛行器簡(jiǎn)介 第二章柔性微型飛行器性能 9 第三章柔性翼微型飛行器的突風(fēng)特性 第四章柔性翼微型飛行器的結(jié)構(gòu)選型 第五章柔性翼微型飛行器機(jī)翼材料 5.1復(fù)合材料選擇 5.2復(fù)合材料對(duì)應(yīng)柔性翼受力特點(diǎn) word版本.. 第六章柔性翼微型飛行器其它特性 6.2起落裝置對(duì)機(jī)翼的影響 第七章總結(jié)與展望 參考文獻(xiàn) 畢業(yè)設(shè)計(jì)小結(jié)....................................word版本..第一章緒論本文針對(duì)的是就微型垂直起降飛行器的自身特點(diǎn)來結(jié)合柔性翼的抗風(fēng)特性，靈活的綜合兩大特色來提高微型飛行器的適應(yīng)性和生存能力。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：翼展b=250mm低雷諾數(shù)10e5數(shù)量級(jí)巡航速度20m/s（72km/h）巡航高度200m對(duì)于此圍的微小型飛行器柔性機(jī)翼的各種研究因。為現(xiàn)在的材料強(qiáng)度一般能承受飛行器的結(jié)構(gòu)問題所，以在不做任何其它額外的外形設(shè)計(jì)及下，基本外形如下圖所示：word版本..圖1–5單槳拉進(jìn)式微型飛行器突風(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，還有各種形墊。word版本..第二章柔性微型飛行器性能此不但具有非操作反應(yīng)適當(dāng)和失速性能好等眾多優(yōu)點(diǎn)，還能提高低雷諾數(shù)條件下的氣動(dòng)效率和飛行穩(wěn)定性。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。問題，首先要計(jì)算微型飛行器機(jī)翼上的氣動(dòng)力，得出結(jié)果帶入特定的結(jié)構(gòu)方程，定常過程，即使在定常來流下，結(jié)構(gòu)也是一直在振動(dòng)的，在突風(fēng)來流下，情況變得更加復(fù)雜，因此研究時(shí)必須引入一定的簡(jiǎn)化。：（；（,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,系xoy平面的分量為vo（圖1）。柔性翼微型飛行器遇到來襲突風(fēng)Vw，在地面固定坐標(biāo)系中的分量分別和。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αw和βw的改變量。word版本..針對(duì)此小迎角、低風(fēng)速、低空下的機(jī)翼所產(chǎn)生的升力可以簡(jiǎn)單的表示為：（1-1）a為迎角。圖2-1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，相同時(shí)，對(duì)升力唯一有影響的就是飛行器此時(shí)的迎角a，在突風(fēng)時(shí)，微型飛行器的實(shí)際迎角是a,+a,，即飛行器的突風(fēng)word版本..的情況下，對(duì)于其他條件相同的兩架微型飛行器，采用柔性機(jī)翼能有效減小飛行器的大小，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)。首先我們的飛行器具有一般微型飛行器所共有的特點(diǎn)，即重量輕，體積小，易于攜帶，造價(jià)低，隱蔽性好，等。任務(wù)剖面圖如下所示：圖2-2坐地起降飛行器任務(wù)剖面圖word版本..飛行器模型來模擬實(shí)際柔性翼微型飛行器在空氣中的飛行情況，進(jìn)行在突風(fēng)載荷情況下的計(jì)算得到近似結(jié)果，來估計(jì)由于添加柔性翼所帶來的抗風(fēng)性能。下面將和側(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。word版本..第三章柔性翼微型飛行器的突風(fēng)特性飛行器保持固有狀態(tài)或反抗外界干擾的能力由。于本微型飛行器的計(jì)算均是在低雷諾數(shù)下，翼型在這一圍不可避免的會(huì)出現(xiàn)分離現(xiàn)象，這些現(xiàn)象對(duì)翼的本質(zhì)特性，所以不考慮分離等現(xiàn)象。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(shí)實(shí)際迎角是a,tay，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)中心如圖2-1所示?，F(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3-1中所示。的升力會(huì)增加，增加的升力作用在氣動(dòng)中心上會(huì)使飛行器產(chǎn)生低頭力矩,從而使機(jī)翼產(chǎn)生繞彈性中心的轉(zhuǎn)動(dòng)變形。由于這個(gè)附加轉(zhuǎn)角的作用，機(jī)翼迎角發(fā)生變化，自動(dòng)產(chǎn)生了補(bǔ)償迎角,從而抵消了的擾動(dòng)作用，最終降低了突風(fēng)風(fēng)對(duì)微型飛行器的影響。word版本..圖3-1下面突風(fēng)下柔性翼的受力及變形因?yàn)榇藭r(shí)研究的氣動(dòng)力變化圍不大，為了對(duì)比剛性翼研究，假設(shè)后面參與分型飛行器的升力表達(dá)式：柔性機(jī)翼2-1）剛性機(jī)翼2-2）針對(duì)縱向穩(wěn)定性問題，設(shè)質(zhì)心與空氣動(dòng)力學(xué)焦點(diǎn)之間的距離為，彈性中心cg與空氣動(dòng)力學(xué)焦點(diǎn)cf之間的距離為，G表示彈性機(jī)翼的剪切模量，'s為極慣性矩。飛行器受突風(fēng)影響后所產(chǎn)生的俯仰力矩：柔性機(jī)翼2-3）剛性機(jī)翼2-4）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：word版本..柔性機(jī)翼2-5）剛性機(jī)翼2-6）由力矩與角加速度β之間的關(guān)系式，其中J為飛行器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，則有飛行器的低頭角加速度為：柔性機(jī)翼2-7）剛性機(jī)翼2-8）由上述各項(xiàng)公式和轉(zhuǎn)角增加量與力矩之間的關(guān)系a=Ft，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:（2-9）（2-9）（2-10）剛性機(jī)翼：（2-10）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)翼的形變很相等；當(dāng)且不可被忽略時(shí)，有，所以若單純的以扭性機(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。勢(shì)，有這種趨勢(shì)的飛行器稱為有縱向靜穩(wěn)定性。word版本..升力（高度或運(yùn)動(dòng)軌跡）的變化來衡量。因?yàn)槿嵝砸碓谕伙L(fēng)加載時(shí)，能迅速產(chǎn)生即升力的變化，有迎角的加權(quán)項(xiàng)在其中，所以雖然柔性翼的變化速度沒有剛性機(jī)翼那么快，但是變化較剛性翼要平緩且初始有狀態(tài)方面要優(yōu)于剛性機(jī)翼，即如下表所示。表3-1正面突風(fēng)下柔性機(jī)翼與剛性機(jī)翼的對(duì)比迎角增加差剛性機(jī)翼剛性機(jī)翼2-12）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)翼的若同時(shí)考慮機(jī)翼的彎曲時(shí)候，假設(shè)此時(shí)的機(jī)翼有Γ角度的上反角，的存在word版本..所以有在有彎曲的柔性翼突風(fēng)過載為：既彎曲進(jìn)一步降低了突風(fēng)過載。機(jī)翼的縱向靜穩(wěn)定裕度為：（2-13）（2-14）（2-15）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。ν。word版本..圖3-2側(cè)面突風(fēng)下的柔性機(jī)翼的受力以及變形圖（2-16）滾轉(zhuǎn)力矩的合力矩可以表示為：（2-17）已有橫向靜穩(wěn)定性指標(biāo)函數(shù)為：（2-18）,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：（2-19）word版本..（2-20）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（2-21）對(duì)于剛性翼飛行器，在突風(fēng)下變形很小，可以忽略，因此有，既有靜穩(wěn)定性比剛性機(jī)翼要大。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1.2.1可以知道升力的變化為：（2-22）（2-23）分析上述公式可以知道，當(dāng)縱向有扭轉(zhuǎn)變形時(shí)，由于括號(hào)的數(shù)據(jù)始終小于1，所以機(jī)翼的橫向靜穩(wěn)定性會(huì)變差。但是，可以看出來是變得更加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(jī)翼是能夠增加了飛行器的橫向靜穩(wěn)定性的。word版本..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，從而減小了迎面突風(fēng)對(duì)飛行器升力的影響。圖3-3正面來流下的剛性翼和柔性翼受力及變形柔性機(jī)翼2-24）剛性機(jī)翼2-25）word版本..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(shí)候，柔性機(jī)翼的升力相比較剛性機(jī)翼而言，增加量要小于剛性機(jī)翼。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。若在正面突風(fēng)來臨時(shí)柔性翼同時(shí)產(chǎn)生橫向的變形，即上反角Γ發(fā)生了變化，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。衡量時(shí)，在其他條件相同時(shí)有如下結(jié)論性圖表：表3-2綜合柔性翼和剛性機(jī)翼的突風(fēng)特性下突風(fēng)下突風(fēng)側(cè)突風(fēng)剛性----好相同好好彎曲變形相同好好好雙向變形好好更好更好word版本..件使得柔性翼對(duì)突風(fēng)的應(yīng)對(duì)反應(yīng)速度提高了，提高了柔性機(jī)翼的適應(yīng)性。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器的升器的操作機(jī)動(dòng)性變差，但是抗突風(fēng)干擾的能力變好。另外由于柔性機(jī)翼的自適應(yīng)的變形，減小了機(jī)翼的迎角，進(jìn)而減小了飛行器機(jī)翼上表面的流速和壓力，延遲考慮到我們研究的飛行器是坐地起降式微型飛行器，對(duì)于作戰(zhàn)時(shí)要求而言，飛行器的高度是在起飛時(shí)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(shí)已經(jīng)能很好得到解決。因此，作為能很好的適應(yīng)作戰(zhàn)時(shí)突風(fēng)影響的柔性機(jī)翼，對(duì)本機(jī)的貢獻(xiàn)要明顯大于帶來的缺點(diǎn)，據(jù)此采用柔性機(jī)翼來作為我們飛行器的機(jī)翼是一個(gè)很好的選擇?？紤]到操作性的要求，因?yàn)榭v向的形變太大會(huì)使得飛行器巡航時(shí)的操作性變差所，以要求彎曲變形的能力大于扭轉(zhuǎn)變形能力稍強(qiáng)。word版本..第四章柔性翼微型飛行器的結(jié)構(gòu)選型由前面篇幅的分析可以得出結(jié)論，不同形式的布局會(huì)給柔性機(jī)翼的受力和變形帶來不同的影響，所以對(duì)柔性機(jī)翼的結(jié)構(gòu)布局的研究顯得尤為重要。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(jié)構(gòu)布局形式，即滿足彎曲的前提下不損失太大的操作性。國(guó)際上對(duì)柔性翼的研究一直都在進(jìn)行，下面是國(guó)際上各種著名的柔性翼飛行器以及相關(guān)的簡(jiǎn)單介紹：圖4-1柔性翼微型飛行器圖word版本..圖4-2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4-3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：word版本..圖4-4柔性翼微型飛行器機(jī)翼布局形式結(jié)來看可以分為紅色圈的幾大類：縱向型、橫向型、放射型、外框型，另外就是布局引進(jìn)到微小型飛行器上。下的機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)以及彎曲變形再對(duì)比前面各項(xiàng)變形對(duì)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(jī)翼布局。圖所示：word版本..圖4-5坐地起降微型飛行器框架圖飛行器所需的升力，我們選定原型機(jī)機(jī)翼一半為研究對(duì)象進(jìn)行研究,尺寸如下所示：圖4-6柔性翼在總體飛行器中布局位置word版本..升力系數(shù)的走向，下面是Florida大學(xué)以縱向結(jié)構(gòu)的柔性翼為研驗(yàn)結(jié)果：圖4-7同外形剛性機(jī)翼以及柔性機(jī)翼升力系數(shù)-攻角圖越少的情況，失速攻角越大。飛行器在大氣中受到的實(shí)際氣動(dòng)載荷非常復(fù)雜，又因?yàn)樵诖藭r(shí)僅分析柔性機(jī)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(dòng)力簡(jiǎn)化為平均的壓力載材料來維持機(jī)翼的表面形狀。因?yàn)楸∧さ暮穸群苄?，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。下面將介紹初定材料的基本屬性。首先是薄膜材料，因?yàn)榫垡蚁┍∧げ牧铣杀镜?，而且的各?xiàng)要求，所以選取屬性在聚乙烯薄膜圍的各項(xiàng)屬性作為建立模型的數(shù)據(jù)?？騱ord版本..架材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(duì)象，厚度均設(shè)為表4-1建模材料的選擇彈性模量彈性模量GPa2拉伸強(qiáng)度MPa泊松比μ密度g/有限元分析計(jì)算的Patran模型如下流程圖：圖4-8電腦建模過程圖word版本..現(xiàn)問題能得到很好的而解決。圖4-9采用殼、實(shí)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圖所示：兼有扭轉(zhuǎn)變形。word版本..圖4-10縱向型柔性翼結(jié)構(gòu)布局圖圖4-11縱向型柔性翼變形圖表面的平均氣動(dòng)載荷后的變形圖，由圖可以知道，機(jī)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(zhuǎn)和彎曲變形。word版本..圖4-12橫向型柔性翼結(jié)構(gòu)布局圖圖4-13橫向型柔性翼變形圖翼一樣，同時(shí)兼有扭轉(zhuǎn)和彎曲變形，且扭轉(zhuǎn)型變量較大。word版本..圖4-14放射型柔性翼結(jié)構(gòu)布局圖圖4-15放射型柔性翼變形圖變形時(shí)，沿弦線方向并非單調(diào)的變形。word版本..圖4-17外框型柔性翼結(jié)構(gòu)布局圖圖4-17外框型柔性翼變形圖對(duì)具體的變形大小以及變形是否會(huì)破壞機(jī)翼的結(jié)構(gòu)，變形后氣動(dòng)力是否滿足飛行器飛行的需要，各種布局形式傳力的特點(diǎn)和固定端能否承受此力等問題都沒有多做考慮，也沒有對(duì)比研究機(jī)翼的材料面積大小對(duì)變形的形狀和大小的影響，沒有對(duì)比研究剛性機(jī)翼的特性，圖中所展示的僅僅是在施加平均力于機(jī)翼上表面時(shí)的word版本..求，大大節(jié)約了我們的分析時(shí)間。典型的四種類型來分析可知道在受到相同平均氣動(dòng)各種形式布局的柔性機(jī)翼性能如下表所示：表4-2四種布局形式柔性翼相同載荷下變形彎曲變形差彎曲變形差橫向型小小大小大大外框型小無(wú)的分析和討論。放射型的柔性機(jī)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。因此，在考慮到各向抗風(fēng)能力的情況下，放射型word版本..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。并且以橫向型和縱向型作為對(duì)比的布局形式。由上述所有的綜合條件，因?yàn)榉派湫筒季忠约皺M向和縱向型綜合有扭轉(zhuǎn)變形在選定為主要研究的翼型。word版本..第五章柔性翼微型飛行器機(jī)翼材料5.1復(fù)合材料選擇因?yàn)閭鹘y(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，所對(duì)機(jī)翼的材料和組合的選定。復(fù)合材料（compositematerials）是指將兩種或兩種以上的不同材料，用適復(fù)合效應(yīng)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(fù)合材料的分類方法比較多，常用的有以下三種：①聚合物基復(fù)合材料以高分子聚合物做基體可細(xì)分為熱固性樹脂基、熱塑性樹脂基及橡膠基等。金屬基及金屬間化合物基等。③無(wú)機(jī)非金屬基復(fù)合材料以各種無(wú)機(jī)非金屬為水泥基復(fù)合材料等。word版本..增強(qiáng)相是具有一定長(zhǎng)度的短纖維。短纖維由連續(xù)纖維切割而成，金屬和瓷晶須也可看作短纖維。短纖維在空間或平面一般呈隨機(jī)分布，因而復(fù)合材料具有空間或平面的各項(xiàng)同性性質(zhì)。通過一定的定向技術(shù)，也可制造單向或具有一定趨向的短纖維復(fù)合材料。圖5-1單層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料以無(wú)限長(zhǎng)纖維做為增強(qiáng)相，如玻璃纖維、Nicalon、碳纖維、碳材料及三維織物增強(qiáng)復(fù)合材料。為了對(duì)比研究，選出合適的材料，現(xiàn)收集各種復(fù)word版本..表5-1常見復(fù)合材料屬性表(單位MPa)復(fù)合材料S4:1織物玻璃因?yàn)槔w維復(fù)合材料具有強(qiáng)度高、韌性好等眾多優(yōu)點(diǎn)，很適合我們微型飛行器的結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)等多方面的要求，所以我們考慮選擇纖維復(fù)合材料作為研究對(duì)象。建筑、交通運(yùn)輸、汽車、能源等領(lǐng)域?qū)?huì)大規(guī)模采用工業(yè)級(jí)碳纖維。最終的材料的選擇如下所示，我們選擇纖維增強(qiáng)層合板來做我們的框架，因?yàn)樘祭w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(diǎn)，且比強(qiáng)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，所以作的和碳纖維復(fù)合材料結(jié)合制作成柔性的機(jī)翼，所以選定聚乙烯為薄膜材料，材料的各項(xiàng)屬性如下所示：表5-2框架以及薄膜材料屬性表word版本..彈性模量彈性模量GPa拉伸強(qiáng)度MPa碳纖維“L”碳纖維“T”聚乙烯泊松比μ密度g/圖5-2碳纖維復(fù)合材料層合板碳纖維碳纖維碳纖維碳纖維碳纖維表5-3碳纖維復(fù)合材料層合板的厚度及鋪層方向厚度mm方向/°word版本..5.2復(fù)合材料對(duì)應(yīng)柔性翼受力特點(diǎn)由前面的材料建立的各布局模型如下面的各選項(xiàng)中所示，為了對(duì)比研究，我們使個(gè)研究對(duì)象的框架結(jié)構(gòu)（大致為復(fù)合材料）的面積接近相同，厚度為1mm，這樣可以使研究時(shí)變量盡可能少，利于對(duì)比研究在相同用料的情況下各個(gè)布局的所帶來的變形收益。后的變形圖如下圖所示，碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂復(fù)合材料所占面積為5463mm2，厚度1mm。圖5-3橫向型布局形式示意圖word版本..圖5-4橫向型受力應(yīng)變圖后的變形圖如下圖所示，碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂復(fù)合材料所占面積為5888mm2，厚度1mm。圖5-5縱向型布局示意圖word版本..圖5-6縱向型受力應(yīng)變圖后的變形圖如下圖所示，碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂復(fù)合材料所占面積為5563mm'，厚度1mm。圖5-7放射型布局形式示意圖word版本..圖圖5-8放射型受力應(yīng)變圖體變形的大致形狀不變?？偨Y(jié)如下表所示：表5-4三種布局形式對(duì)比彎曲變形量扭轉(zhuǎn)變形量復(fù)合材料面積彎扭變形比橫向型由前圖可以知道，橫向型布局的柔性翼機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)剛度大，變形太小，難以word版本..擇合適的作為我的機(jī)翼布局。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(jī)翼中，縱向型布局最能滿足我們的需求，而由Florida大學(xué)的研究結(jié)果可以知道，的飛行器的柔性翼布局。即最后整合到飛行器上后的效果如下圖所示：圖5-9縱向布局效果圖行器在遇到突風(fēng)前處在巡航狀態(tài)，即有巡航速度為20m/s，攻角為5.6°,雷諾數(shù)S5010是我們飛行器最佳的翼型，翼形圖及壓力分布如下圖。word版本..圖5-10SeligS5010機(jī)翼翼型圖5-11SeligS5010機(jī)翼翼型巡航狀態(tài)壓力分布曲線性機(jī)翼會(huì)在自身的重力以及升力的合力下發(fā)生形變，使得機(jī)翼不能維持總體設(shè)計(jì)時(shí)巡航狀態(tài)的姿態(tài)，使得氣動(dòng)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(shí)的最小要求，使得飛行器不能正常飛行甚至?xí)斐傻袈涞目赡堋６F(xiàn)階段需求對(duì)這種柔性翼產(chǎn)生的升力缺陷的一種補(bǔ)償?shù)慕鉀Q方法，在此我們考慮了word版本..方面的考慮，我們采用預(yù)變形法進(jìn)行補(bǔ)償，巡航設(shè)計(jì)的狀態(tài)，預(yù)先相對(duì)于巡航平衡位置狀態(tài)后飛，行器機(jī)翼在氣動(dòng)力和重力的綜合作用下總體設(shè)計(jì)的巡航狀態(tài)。下面就這種預(yù)變形方法計(jì)算需要機(jī)翼有多大的預(yù)變形量。首先，我們利用patran軟件計(jì)算兩根弦的柔性機(jī)翼機(jī)翼在自身重力和巡航狀態(tài)下氣動(dòng)壓力雙重作用下的柔性變形量。圖5-12柔性機(jī)翼在重力與氣動(dòng)力作用下變形word版本..圖5-13柔性機(jī)翼在重力與氣動(dòng)力作用下傳力圖由上圖的形變知道，如若機(jī)翼沒有施加預(yù)變形量，巡航階段柔性機(jī)翼將會(huì)發(fā)翼形狀。有如圖所示的效果圖：圖5-14柔性機(jī)翼有3.6°下反安裝角效果圖word版本..圖5-15柔性機(jī)翼有3.6°下反安裝角三維效果圖表5-5一到五級(jí)風(fēng)速對(duì)應(yīng)機(jī)翼屬性風(fēng)速m/s雷諾數(shù)ReN（k）12345678word版本..99因?yàn)橹缹?duì)于來流有,而從升力系數(shù)的定義可以知道，因?yàn)橹缹?duì)于來流有升力的計(jì)算公式為：（5-1）翼時(shí)，半邊外側(cè)部分機(jī)翼所提供給飛行器的升力圖如下圖所示：圖5-16一到五級(jí)風(fēng)速下剛性機(jī)翼升力圖第三章的知識(shí)可以知道柔性翼的升力為：（5-2）word版本..將來流速度和變化兩帶入到上述計(jì)算公式可以得到，在變化的縱向型柔性翼對(duì)應(yīng)的扭轉(zhuǎn)和彎曲變形中，由半邊柔性機(jī)翼部分升力如下圖所示：圖5-17一到五級(jí)風(fēng)速下柔性機(jī)翼升力圖圖5-18一到五級(jí)風(fēng)速下剛性機(jī)翼和柔性機(jī)翼的升力比較圖word版本..從圖中數(shù)據(jù)可以知道柔性機(jī)翼的升力變化幅度小于剛性機(jī)翼升力變化幅度，并且柔性機(jī)翼的升力增加量要小于剛性機(jī)翼。這樣可以得出結(jié)論縱向型布局性機(jī)翼能明顯改善順航向突風(fēng)帶來的影響，在飛行器以巡航速度飛行風(fēng)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(yīng)性減小了氣流分離的可能?；^程做適當(dāng)?shù)姆治?。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(dòng)攜帶的動(dòng)能小，建模過程中，我們采用的是無(wú)彎度的形又會(huì)改變機(jī)翼所受到的氣動(dòng)力大小和分布，這樣會(huì)有新的氣動(dòng)力而產(chǎn)生新的變形，這是一個(gè)無(wú)限迭代的過程，最終的到只是一個(gè)無(wú)限接近真實(shí)值的近似值。word版本..第六章柔性翼微型飛行器其它特性每一種新型飛行器的研究，都離不開飛行器動(dòng)飛行器的動(dòng)力為單槳拉進(jìn)。作為新研究的柔性翼，必須考慮到其振動(dòng)周期會(huì)不會(huì)和我們的動(dòng)力系統(tǒng)發(fā)生耦合引起共振，共振會(huì)引發(fā)多方面的事故。所以這項(xiàng)研究在飛行器初始設(shè)計(jì)階段就顯得尤為重要。首先對(duì)機(jī)翼的模態(tài)進(jìn)行分析，得出機(jī)翼固有的頻率：編號(hào)12345頻率/hz編號(hào)6789頻率/hz的選用ARA-D6%翼型，且有螺旋槳的轉(zhuǎn)速為2957.3rev/S，即有螺旋槳的轉(zhuǎn)速與word版本..用此類翼型作為我們的機(jī)翼。6.2起落裝置對(duì)機(jī)翼的影響起落裝置與飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)有同樣的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求：即在保證起落裝置結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度、剛度以及預(yù)期的安全壽命的前提下重量最??；同時(shí)要求起落裝置使用、維護(hù)方便，易于更換、修理，還有空氣動(dòng)力和工藝性、經(jīng)濟(jì)性等要求．但必須注意，起落裝置是由結(jié)構(gòu)，機(jī)構(gòu)和各種系統(tǒng)共同組成的復(fù)雜部件，在使用中起落置應(yīng)具有很高的可靠性。圖6-1坐地起降式微型飛行器起落裝置效果圖word版本..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(jī)備，在布局形式不變的情況下對(duì)機(jī)翼施加等價(jià)于飛行器整體重量3倍的力于機(jī)翼末端來計(jì)算強(qiáng)度是否滿足要求。根據(jù)總體設(shè)計(jì)中的圖表統(tǒng)計(jì)以及任務(wù)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(huì)留足夠的余量供飛行器應(yīng)對(duì)各種突發(fā)情況。圖6-2全機(jī)有限元結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分圖6-3全機(jī)的布局形式word版本..載點(diǎn)應(yīng)力的時(shí)候，飛行器柔性翼與機(jī)體結(jié)合的部位應(yīng)力最大。圖6-4垂直著陸時(shí)機(jī)翼的形變圖圖6-5垂直著陸時(shí)垂尾的形變圖因?yàn)樵谥亓虞d的過程中，采用的是集中力的方法，即在飛行器的幾何中心word版本..即應(yīng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于單向碳纖維最小拉伸強(qiáng)度80MPa，而聚乙烯薄膜材料的拉伸強(qiáng)度7-28MPa，也遠(yuǎn)遠(yuǎn)滿足降落時(shí)的強(qiáng)度要求，因此不會(huì)在降落的時(shí)候破壞柔性翼。word版本..第七章總結(jié)與展望柔性機(jī)翼為坐地起降式微型飛行器帶來諸多好處，受力和變形的計(jì)算，并對(duì)柔性機(jī)翼的抗風(fēng)能力進(jìn)行了推導(dǎo)和驗(yàn)證。首先，本文對(duì)微型飛機(jī)進(jìn)行了介紹，并且對(duì)柔性翼做了簡(jiǎn)單解釋和國(guó)外的研究情況的闡述，并且對(duì)柔性翼抗風(fēng)的基理做了一個(gè)分析。式的推導(dǎo)，并且研究了氣動(dòng)力的變化帶來的結(jié)果，總結(jié)了各向變形所給予的不同的影響。接著，我們引入了四種不同的柔性翼布局結(jié)構(gòu)對(duì)于均布載荷下的4種柔性翼的變形特點(diǎn)，通過變形對(duì)比和結(jié)合前面對(duì)抗風(fēng)的研究，最終確定滿足項(xiàng)目設(shè)計(jì)需求的柔性翼布局形式，并分析抗風(fēng)效果。另外，針對(duì)最終的選定方案，進(jìn)一步分析了柔性翼的固有振動(dòng)特性，分析了著陸時(shí)的形變，并且驗(yàn)證了此種布局能滿足結(jié)構(gòu)上的設(shè)計(jì)要求。改的地方：word版本..的三維效應(yīng)。沒有進(jìn)行研究和比較，可能會(huì)漏掉更好的布局選擇，這樣顯得很有局限性。效應(yīng)應(yīng)該更加明顯因，此在氣動(dòng)升力的計(jì)算中使得數(shù)據(jù)與實(shí)際的升力有較大的差別，而使后續(xù)的計(jì)算不準(zhǔn)確。附錄：（參考程序）課程8.另一種U形夾的word版本..目的:n用生成一條曲線。n用表面網(wǎng)格延伸成體單元。n使用有限元轉(zhuǎn)化操作。模型描述:word版本..建議的練習(xí)步驟:用MSC/NASTRAN作為分析代碼。n生成一個(gè)表面來定義U形夾的主體，用線n外部曲線產(chǎn)生一個(gè)連續(xù)的環(huán)，用曲線定義孔并產(chǎn)生第二條環(huán)。n用外環(huán)產(chǎn)生一個(gè)修剪面并產(chǎn)生“孔洞”。n用相同網(wǎng)格來劃分簡(jiǎn)單表面的網(wǎng)格，用平鋪網(wǎng)格來劃分修剪面的網(wǎng)格。然后按U形夾各部分的厚度來拉伸網(wǎng)格。練習(xí)過程:1.生成新數(shù)據(jù)庫(kù)并命名deja_vu.db。設(shè)置近似最大模型尺寸為8單位，用word版本..MSC/NASTRAN作為分析代碼。File/NewDatabaseNewNewDatabaseNameToleranceBasedonModelApproximateMaximum8ModelDimension:2.生成一個(gè)表面來定義U形夾的主體，用線來定義孔的Method:XYZword版本..將在總體坐標(biāo)系下產(chǎn)生一個(gè)4×4的正方形平面。接著，定義U形夾的其余界，首先是孔。Action:Object:Revolve孔中心位置是X=6，Y=2。它也將是轉(zhuǎn)動(dòng)矢量的基點(diǎn)需在此方向上另定義一點(diǎn)作為轉(zhuǎn)動(dòng)矢量的端點(diǎn)。單擊Axis數(shù)據(jù)框，把容改為{［6,2,0,6,2,1］}。兩個(gè)括符之間定義了MSC/PATRAN的一個(gè)軸。Axis:{[6,2,0][6,2,1]}再定義圓上的任一點(diǎn)，以用來執(zhí)行拖拉操作。例如，單擊PointList數(shù)據(jù)框word版本..再定義外邊界。產(chǎn)生最后兩條曲線來閉合外邊界。Action:Object:選擇工具條中如下的LabelControl圖標(biāo)來打開曲線標(biāo)號(hào)開關(guān)。將出現(xiàn)LabelControlPane