畢業(yè)設(shè)計柔性機翼微型無人飛行器的設(shè)計與實現(xiàn)

1、本科畢業(yè)設(shè)計論文摘 要微小型飛行器是于上世紀90年代發(fā)展起來的一種新型的飛行器，也是目前國內(nèi)外航空領(lǐng)域飛行器研究的重要發(fā)展方向。它有體積小、重量輕、攜帶方便、成本低等眾多優(yōu)點，因此它有廣泛的應用前景。本文圍繞團隊項目“坐地起降式微型器”的設(shè)計需要，開展柔性機翼微型飛行器的抗風設(shè)計研究。文章首先從簡化的柔性機翼模型入手，將突風來流分為三個方向，研究了柔性機翼抗突風的根本原因。然后將柔性機翼的結(jié)構(gòu)分為典型的四大類，通過建立有限元模型，采用對比的方法研究飛行器四種典型結(jié)構(gòu)的受力與變形。針對實際方案的需要，文章進一步采用輕質(zhì)復合材料，進行了典型構(gòu)型復合材料柔性翼的對比，并確定最終的設(shè)計方案，并提出利用

2、柔性復合材料機翼的預變形來解決巡航升力問題。最后針對選定柔性翼方案，分析了柔性機翼飛行器的實際抗風能力及其振動特性和起降安全特性。相關(guān)研究驗證了柔性材料的機翼可以增加微小型飛行器的突風適應性，使微小型飛行器能更加適應變化的外部條件，減小外部因素對飛行器的限制，提高飛行器的生存能力。關(guān)鍵字：微型飛行器，柔性翼，復合材料，抗風能力abstractmicro air vehicle was a new class of aircraft which developed in the last century, 90 years. now is also an important aircraft r

3、esearch direction in both domestic and international aviation. it has many benefits, such as small size, lightweight, portable, low cost. so it has broad application prospects. flexible wing micro air vehicle is expected to increase mavs wind resistance by the deformation of the structure. this pape

4、r starts from a simplified model of the flexible wing. the gust stream is divided into three directions, and the root causes of flexible wing anti-gust are studied. then the structural layout of the flexible wing is divided into four typical categories, and finite element models of those typical fle

5、xible wings were established, and the bending and torsion deformations of these typical flexible wings under a uniform distributing force were calculated subsequently. comparisons of finite element results show that the longitudinal structural layout is best. in order to eliminate the effect of defo

6、rmation of composite flexible wing on cruise properties of micro air vehicle, the pre-deformation is proposed to solve the cruise lift problems. finally, a finite element analysis was performed to validate the wind resistance of proposed flexible wing micro air vehicle, and its vibration properties

7、and landing safety also were analyzed. research results show that the flexible wing can increase the aircrafts wind resistance, and it makes micro air vehicle aircraft more responsive to changing external conditions, and reduce the constraints of external factors on the aircraft, and more important

8、for the improvement of aircraft survivability.key words： mav，flexible wing，composite materials，wind resistance目 錄第一章緒論51.1微型飛行器簡介51.2柔性微型飛行器61.3本文內(nèi)容介紹7第二章 柔性微型飛行器性能92.1柔性翼微型飛行器受力模型簡化92.2柔性翼微型飛行器預想效果10第三章 柔性翼微型飛行器的突風特性123.1柔性翼微型飛行器受下突風時的穩(wěn)定性123.2柔性翼微型飛行器受側(cè)突風時穩(wěn)定性153.3 柔性翼微型飛行器受正面突風時穩(wěn)定性173.4柔性翼微型飛行器抗風能力

9、綜合19第四章 柔性翼微型飛行器的結(jié)構(gòu)選型204.1柔性翼微型飛行器的種類204.2柔性翼四種典型機翼的受力分析224.3綜合柔性翼受力優(yōu)缺點27第五章 柔性翼微型飛行器機翼材料295.1復合材料選擇295.2復合材料對應柔性翼受力特點315.3布局的最終選擇和機翼預變形的設(shè)計36第六章 柔性翼微型飛行器其它特性426.1柔性翼的模態(tài)426.2起落裝置對機翼的影響42第七章 總結(jié)與展望467.1 本文總結(jié)467.2工作展望46參考文獻48畢業(yè)設(shè)計小結(jié)51iv 第一章 緒論1.1微型飛行器簡介微型無人飛行器是一種新概念飛行器，因為有體積小、重量輕、成本低、攜帶方便、飛行高度低、適應性強、靈活多變

10、、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，對未來軍事作戰(zhàn)產(chǎn)生深遠影響。微型飛行器也稱為mav（micro air vehicle），現(xiàn)在正在研究的mav主要有三種，一種是像飛機一樣的固定翼模型，第二種是跟昆蟲和鳥類一樣的撲翼模型，第三種是跟直升機一樣的旋翼模型。微型飛行器跟鳥類和昆蟲一樣都在低雷諾數(shù)下飛行，因此對鳥類和昆蟲的研究對微型飛行器大有幫助。它們可以毫不引人注意的進行空中偵察活動，并將其傳回地面。而近些年來，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用前景，正因為它有如此眾多的優(yōu)點，使得它能吸引越來越多的研究者目光。以美國flo

11、rida大學的uf，“臭鼬”研制組及通用電氣公司的“微型星”，加利福尼亞技術(shù)學院與瓦伊倫門特航空公司及洛杉磯大學共同研究的“微型蝙蝠”，荷蘭科學家研制的代夫爾微型攝影飛行器等微型飛行器.圖1-1 微型飛行器微型飛行器的研制現(xiàn)階段的關(guān)鍵技術(shù)在于低雷諾數(shù)條件下飛行器尺寸小且重量輕，要求在能完成任務(wù)的前提下，保證有小尺寸和輕重量等特點，而且要協(xié)調(diào)動力能源系統(tǒng)和通訊控制裝配。對微型飛行器的界定，美國國防部預研計劃局有四條指標，第一條它微型飛行器的最大尺寸不超過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到每小時40到50公里，第四條，最大續(xù)航時間起碼達到2小時。圖1-2 微型飛行

12、器效果圖微型飛行器的興起與微型飛行器的應用廣泛有非常大的聯(lián)系，微型飛行器除了用于軍事偵查外，還在交通、通訊、宇航、大氣研究等眾多領(lǐng)域有廣泛的應用潛力。在國防領(lǐng)域具有十分重要而廣泛的研究背景，能過比其他飛行器更好地執(zhí)行的任務(wù)。在軍事領(lǐng)域，可用于敵情偵察、目標追蹤、部署傳感器和中繼通信等，裝有傳感器和攝像頭的微型垂直起降飛行器可用于低空和近距離的偵察和監(jiān)視，甚至可以飛抵并停留在建筑物頂部進行長時間的偵查、探測，因此，它在未來的城市戰(zhàn)區(qū)和軍事行動中能發(fā)揮獨特的作用現(xiàn)在各個國家和有實力的研究單位以及科學愛好者都在注意力放到了這項集各種尖端技術(shù)于一身的微型飛行器研究上來。綜上所述，可以看出微小型垂直起降

13、飛行器的研究無論對國防或民用領(lǐng)域，還是對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)略意義和應用價值。1.2柔性微型飛行器柔性微型飛行器是建立在微型無人飛行器基礎(chǔ)上的一個新興的概念，它不同于通過后掠角和上反角來改變機翼扭轉(zhuǎn)變形的主動柔性翼技術(shù)（aaw），是一種通過材料本本身的特點來實現(xiàn)機翼變形的一種技術(shù)。柔性材料是在受力時能有較大的形變，而去掉載荷后能恢復到原來的狀態(tài)。因此，在保證飛行安全的的前提下，給微型無人飛行器裝上柔性材料制成的機翼，使得機翼在受到突風干擾時產(chǎn)生較大的形變，降低附加的升力及控制力矩等，達到提高飛行器抗突風的能力，從而使微型飛行器能更加適應多變的戰(zhàn)場環(huán)境。 常規(guī)

14、的飛行器設(shè)計中，機翼的氣動設(shè)計是按照剛性機翼進行的，即在對機翼的外形等參數(shù)進行優(yōu)化的過程中是不考慮機翼在受到氣動載荷時的變形的，反之，也不會考慮外形的變形對氣動特性的影響。而為了避免這種在氣動載荷下的變形和給飛行器在各個方面帶來的不利影響，通常情況下采用的是加大結(jié)構(gòu)的剛度來防止這種變形，而這將會犧牲飛行器整體的重量，在微型飛行器低雷諾數(shù)情況下這種方法尤為不科學。積極利用機翼的柔性變形，不僅有望能夠減輕結(jié)構(gòu)重量，還能達到減小突然來流對飛行器的影響。如果這種技術(shù)研究成熟，必將在未來的微型飛行器將得到更大更廣的應用。圖1-3 柔性機翼微型飛行器 美國florida大學已經(jīng)研究出一系列以柔性翼為基礎(chǔ)的

15、微小型飛行器，并成功裝在攝像頭和全球定位系統(tǒng)。下圖是florida大學花費7年時間研究出來的柔性翼uf號飛行器。 圖14 柔性微型飛行器俯視和側(cè)視圖 近年來隨著人們對微型飛行器的研究熱度不斷高漲，新技術(shù)的應用成了人們爭相研究的熱點。1.3本文內(nèi)容介紹 本文針對的是就微型垂直起降飛行器的自身特點來結(jié)合柔性翼的抗風特性，靈活的綜合兩大特色來提高微型飛行器的適應性和生存能力。根據(jù)垂直起降無人機的設(shè)計概念以及要求本文將對任務(wù)要求如下所列舉的微型飛行器作為主要研究對象：翼展b=250mm 小展弦比 a=2左右低雷諾數(shù)10e5數(shù)量級巡航速度20m/s（72km/h）巡航高度200m續(xù)航時間30min（巡航

16、10min，盤旋20min）對于此范圍內(nèi)的微小型飛行器柔性機翼的各種研究。因為現(xiàn)在的材料強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)計及結(jié)構(gòu)調(diào)整的情況下，基本外形如下圖所示：圖 15 單槳拉進式微型飛行器本為出簡單的介紹柔性微型飛行器外，還將深入研究柔性機翼的其他特點特性。其中包括柔性翼飛行器機翼簡化模型下的受力，在各典型突風情況下（正面突風、側(cè)面突風、下突風）對比剛性機翼的變形；柔性翼的各項變形所帶來的收益以及引起的性能降低；結(jié)合復合材料運用patran計算機翼變形，還有各種形式布局的機翼的優(yōu)缺點；結(jié)合實際的抗風能力以及變形特點來最后擇優(yōu)選擇的柔性翼形式；最后聯(lián)系全機的起降

17、特點，對柔性翼在任務(wù)中不同階段時受力變形進行分類系統(tǒng)化的研究；最后總結(jié)全文，提出需要改進的方面，為后續(xù)的研究做鋪墊。第二章 柔性微型飛行器性能2.1柔性翼微型飛行器受力模型簡化柔性翼微型飛行器在飛行中受氣動力的作用，會產(chǎn)生自適應的翼面變形，因此不但具有非操作反應適當和失速性能好等眾多優(yōu)點，還能提高低雷諾數(shù)條件下的氣動效率和飛行穩(wěn)定性。下面就柔性翼微型飛行器機翼飛行性能以及結(jié)構(gòu)受力特性進行分析，為柔性翼飛行器的氣動特性以及其他相關(guān)性能研究做鋪墊。柔性翼的氣動計算不僅涉及復雜的氣動計算問題，同時還要耦合結(jié)構(gòu)的變形問題，首先要計算微型飛行器機翼上的氣動力，得出結(jié)果帶入特定的結(jié)構(gòu)方程，計算出結(jié)構(gòu)的變形

18、，反過來結(jié)構(gòu)的變形又使得氣動力改變，是一個互相影響的非定常過程，即使在定常來流下，結(jié)構(gòu)也是一直在振動的，在突風來流下，情況變得更加復雜，因此研究時必須引入一定的簡化。 為研柔性翼載突風時受力變形的本質(zhì)以及給飛行器本身帶來的影響，我們從簡化的模型入手。在空中飛行時，飛行器所受的空氣動力主要來源有以下兩個部分：（1）飛行器表面的壓力；（2）飛行器表面的剪應力（摩擦應力）。假設(shè)飛行器對稱的穿越突風，且不考慮摩擦應力，此時的地面固定坐標軸系，以及飛行器機體坐標軸系oxyz，飛行器在正常飛行時速度分量在地面固定坐標系xoy平面的分量為（圖1）。柔性翼微型飛行器遇到來襲突風，在地面固定坐標系中的分量分別和

19、。此時，在圖中我們可以看到，由于受到突風的影響，柔性翼微型的迎角以及側(cè)滑角相對于突風前發(fā)生了變化，假定分別將產(chǎn)生了w和w的改變量。針對此小迎角、低風速、低空下的機翼所產(chǎn)生的升力可以簡單的表示為： （1-1）其中：為海平面大氣密度；v為氣流的速度；為升力系數(shù)；s為機翼面積；為升力線斜率；a為迎角。圖2-1 飛行器的坐標系圖由上述公式可以看出，微型飛行器在突風情況下，相同時，對升力唯一有影響的就是飛行器此時的迎角a，在突風時，微型飛行器的實際迎角是，即飛行器的突風迎角將影響飛行器在突風時的升力大小，而升力的大小對飛行器最直接的影響就是飛行姿態(tài)，越小，姿態(tài)的變化將越小。從而得出結(jié)論：在突風一定的情況

20、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的大小，則能產(chǎn)生更小的飛行姿態(tài)變化，恢復原有飛行狀態(tài)的能力變強，即提高飛行器的抗風干擾性強。2.2柔性翼微型飛行器預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。任務(wù)剖面圖如下所示：圖2-2 坐地起降飛行器任務(wù)剖面圖其次，我們采用了新的機翼模型，即柔性機翼，柔性翼微型飛行器飛行時遇到突風，在氣動力的作用下會發(fā)生彈性變形，這種變形會降低飛行器的有效攻角增量。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。由于微型飛行器本身在空氣中的運動是一

21、個極其復雜的動力學系統(tǒng)，加上動力系統(tǒng)、操作系統(tǒng)、控制系統(tǒng)等的活動以及外部氣流的變化，使得求解變得十分復雜而無法進行。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性能。下面將分別對柔性翼微型飛行器在分別受到xyz方向的來流風時，即分別命名為下突風和側(cè)面突風以及正面突風三種情況下的扭轉(zhuǎn)以及彎曲變形和縱向和橫向穩(wěn)定性進行細致的分析。第三章 柔性翼微型飛行器的突風特性3.1柔性翼微型飛行器受下突風時的穩(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

22、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)不可避免的會出現(xiàn)分離現(xiàn)象，這些現(xiàn)象對翼型的氣動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翼減小突風影響的本質(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時實際迎角是，假設(shè)飛行器機翼為對稱翼型，則中弦線為一條直線，機翼的質(zhì)心cg、氣動中心如圖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。 突風柔性翼微型飛行器機翼的迎角由變化到時，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,從而使

23、機翼產(chǎn)生繞彈性中心的轉(zhuǎn)動變形。由于這個附加轉(zhuǎn)角的作用，機翼迎角發(fā)生變化，自動產(chǎn)生了補償迎角,從而抵消了的擾動作用，最終降低了突風風對微型飛行器的影響。圖3-1 下面突風下柔性翼的受力及變形 因為此時研究的氣動力變化范圍不大，為了對比剛性翼研究，假設(shè)后面參與分析的剛性機翼的剛度都非常大，即在受力發(fā)生變化時幾乎不產(chǎn)生形變，最終的微型飛行器的升力表達式： 柔性機翼： （2-1） 剛性機翼： （2-2） 針對縱向穩(wěn)定性問題，設(shè)質(zhì)心與空氣動力學焦點之間的距離為，彈性中心與空氣動力學焦點之間的距離為，g表示彈性機翼的剪切模量，為極慣性矩。 飛行器受突風影響后所產(chǎn)生的俯仰力矩： 柔性機翼： （2-3） 剛性

24、機翼： （2-4） 若以突風情況下最終機翼的迎角變化量來做靜穩(wěn)定性衡量的標準，則有縱向的靜穩(wěn)定性指標函數(shù)可以表示為迎角的變化量，機翼相對于重心的力矩公式如下所示： 柔性機翼： （2-5） 剛性機翼： （2-6） 由力矩與角加速度之間的關(guān)系式，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： （2-7）剛性機翼： （2-8） 由上述各項公式和轉(zhuǎn)角增加量與力矩之間的關(guān)系，其中t為力矩作用的時間，可以知道此時（突風作用在飛行器上后）的轉(zhuǎn)角變化量為: 柔性機翼： （2-9） 剛性機翼： （2-10） 對比上述結(jié)論可知柔性機翼與剛性機翼之間存在區(qū)別，當剛性機翼的形變很小時，這個形變可以忽

25、略。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。當0，柔性翼的縱向靜穩(wěn)定性與剛性機翼相等；當且不可被忽略時，有，所以若單純的以扭矩的大小柔性機翼在氣動中心遠離彈性中心時轉(zhuǎn)迎角的初始變化速度比剛性機翼差。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準來衡量其穩(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。通過以上分析知道，此時飛行器需要恢復初始狀態(tài)，即可用用上述迎角以及升力（高度或運動軌跡）的變化來衡量。因為柔性翼在突風加載時，能迅速產(chǎn)生自適應的補償迎角，所以在反應速度上要優(yōu)先于剛性機翼。而在后

26、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。表3-1 正面突風下柔性機翼與剛性機翼的對比迎角增加升力增加綜合優(yōu)點柔性機翼小小好剛性機翼大大差而在相同突風情況下的突風過載分別是 柔性機翼： （2-11） 剛性機翼： （2-12）由上述公式可以知道，當柔性機翼的質(zhì)心與氣動中心不重合時，柔性機翼的突風過載特性優(yōu)于剛性機翼。若同時考慮機翼的彎曲時候，假設(shè)此時的機翼有角度的上反角，的存在會使得上反角發(fā)生變化： （2-13）所以有在有彎曲的柔性翼突風過載為：

27、（2-14）既彎曲進一步降低了突風過載。 機翼的縱向靜穩(wěn)定裕度為： （2-15） 因此有在任何情況下的柔性機翼與剛性機翼的縱向靜穩(wěn)定裕度是相同的。3.2柔性翼微型飛行器受側(cè)突風時穩(wěn)定性假設(shè)在側(cè)風來臨前，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。設(shè)飛行器機翼的上反角為，飛行器的翼展為l。這時，突風從側(cè)面吹來時，形成的側(cè)滑角，此時來流相對飛行器的速度為，橫向剖面圖（見下圖）中有垂直于對稱面的分速度，進而得出垂直于機翼弦面的速度分量。圖3-2 側(cè)面突風下的柔性機翼的受力以及變形圖此時，由圖可知所產(chǎn)生的機翼的附加迎角為： （2-16）當角度很小時，可以近似采用。因此，對于沒有形變

28、的剛性機翼而言，左右機翼在側(cè)風中會產(chǎn)生繞飛行器對稱面的滾轉(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： （2-17）已有橫向靜穩(wěn)定性指標函數(shù)為： （2-18）柔性翼微型飛行器，在這種突風側(cè)滑狀態(tài)下由于機翼產(chǎn)生了附加的升力，從而改變了初始穩(wěn)定狀態(tài)下的上反角，假設(shè)柔性材料變形與受力成正比關(guān)系，有： （2-19） （2-20）因此可以知道柔性翼飛行器在突風條件下的滾轉(zhuǎn)合力矩為 （2-21）對于剛性翼飛行器，在突風下變形很小，可以忽略，因此有，既有。對于柔性機翼而言，有，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。 若考慮機翼同時出現(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

29、變化為：（2-22）忽略上述公式中的二階小量以后可以近似的認為，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)： （2-23）分析上述公式可以知道，當縱向有扭轉(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。但是，可以看出來是變得更加小了，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準，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。3.3 柔性翼微型飛行器受正面突風時穩(wěn)定性微型飛行器在正常飛行時各向受力平衡，此時有迎面而來的突風，風速大小為，由前面的式子可以知道升力為是增加了，假設(shè)增加的氣動升力作用在氣動焦點

30、上使得柔性翼機翼產(chǎn)生繞彈性中心的變形，機翼的迎角發(fā)生了變化為，從而減小了迎面突風對飛行器升力的影響。圖3-3 正面來流下的剛性翼和柔性翼受力及變形此時有微型飛行器升力的表達公式：柔性機翼： （2-24）剛性機翼： （2-25）由上述的公式可以得出明顯的結(jié)論，在正面有突風吹來的時候，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。因此在軌跡的變化上要小于剛性機翼，飛行器的姿態(tài)變化也小于剛性機翼。若在正面突風來臨時柔性翼同時產(chǎn)生橫向的變形，即上反角發(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。很明顯合升力要小于剛性機翼合升力，則橫向的柔性

31、變形是進一步減小升力的增加。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。3.4柔性翼微型飛行器抗風能力綜合通過上述對柔性機翼在下突風、側(cè)突風、正突風三種特殊來流狀態(tài)下對比剛性機翼的各項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，在其他條件相同時有如下結(jié)論性圖表：表3-2 綜合柔性翼和剛性機翼的突風特性下突風側(cè)突風正突風突風過載剛性-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上述的分析還可以知道，柔性翼在速度增加時升力的增加量小于同條件下的剛性機翼，即在升力的增加速度上小于剛性機翼。對于突然地來

32、風，這個條件使得柔性翼對突風的應對反應速度提高了，提高了柔性機翼的適應性。但相同條件下，為了增加飛行器的飛行高度時，同等條件下柔性翼需要增加飛行器的升力大，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。另外由于柔性機翼的自適應的變形，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?？紤]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。因此，作為能很好的適應作

33、戰(zhàn)時突風影響的柔性機翼，對本機的貢獻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。考慮到操作性的要求，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(zhuǎn)變形能力稍強。53 第四章 柔性翼微型飛行器的結(jié)構(gòu)選型4.1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。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

34、以及相關(guān)的簡單介紹：florida大學的柔性飛行器以及實驗的位移圖：圖4-1 柔性翼微型飛行器圖圖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：圖4-4 柔性翼微型飛行器機翼布局形式為了系統(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。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

35、器上。4.2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。為了飛行器在作戰(zhàn)中能完成各項任務(wù)，坐地起降式微型飛行器外形框架圖如圖所示：圖4-5 坐地起降微型飛行器框架圖根據(jù)結(jié)構(gòu)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：圖4-6 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

36、明，柔性翼的結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)的柔性翼為研究對象所作的實驗結(jié)果：圖4-7 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(jié)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。飛行器在大氣中受到的實際氣動載荷非常復雜，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，所以將復雜的氣動力簡化為平均的壓力載荷。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。為了達到柔性要求，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。因為薄膜的厚度很小，以至于不能抵抗

37、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)。框架材料則選取剛度較大接近碳纖維單層屬性的數(shù)據(jù)作為研究對象，厚度均設(shè)為1mm，材料的屬性如下圖所示：表4-1 建模材料的選擇彈性模量gpa泊松比拉伸強度mpa密度g/框架材料1500.315001.76薄膜材料20.4150.98有限元分析計算的patran模型如下流程圖：圖4-8 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

38、接部分扭轉(zhuǎn)變形大，不滿足正常要求。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。因此，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4-9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。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(2)橫向型機翼受力及變形分析，下圖是

39、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(zhuǎn)和彎曲變形。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(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。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(zhuǎn)和彎曲變形，且扭轉(zhuǎn)型變量較大。圖4-14 放射型柔性翼結(jié)構(gòu)布局圖圖4-15 放射型

40、柔性翼變形圖(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。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。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 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，沒有對

41、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。4.3綜合柔性翼受力優(yōu)缺點綜上前一小節(jié)的研究結(jié)果（變形云圖），從圖中所顯示的結(jié)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。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4-2 四種布局形式

42、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?？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。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。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(zhuǎn)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(jié)構(gòu)的要求。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。并且以橫向型和縱向

43、型作為對比的布局形式。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，能進一步減小突風對飛行器航跡的影響和突風過載，我們現(xiàn)在選定為主要研究的翼型。第五章 柔性翼微型飛行器機翼材料5.1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(lǐng)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。復合材料（composite materials）是指將兩種或兩種以上的不同材料，用適當?shù)姆椒◤秃铣傻囊环N新型材料。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

44、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。金屬基復合材料以金屬、金屬合金及金屬間化合物等做基體，又可細分為輕金屬基、高熔點金屬基及金屬間化合物基等。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）根據(jù)增強體材料分類片材增強復合材料主要以人工晶片或天然片狀物做為增強相的復合材料。顆粒增強復合材料將增強相加工成微米顆粒或納米顆粒，然后彌散于基體材料中粘結(jié)復合而成。不連續(xù)纖維增強復合材料增強相是具有一定長度的短纖

45、維。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。短纖維在空間或平面內(nèi)一般呈隨機分布，因而復合材料具有空間或平面內(nèi)的各項同性性質(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合材料。連續(xù)纖維增強復合材料圖5-1 單層纖維增強復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。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。根據(jù)纖維的增強方向又可分為單向纖維增強復合材料、二維織物增強復合材料及三維織物增強復合材料。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5-1 常見復合材料屬性表(單位mp

46、a)復合材料xtxcytycst300（碳/環(huán)氧）15001400404668kevlar49（芳綸）1400235125334斯考契（玻璃）10626103111724:1織物玻璃36530413922565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(jié)構(gòu)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。而碳纖維具有強度高、模量高、耐高溫、導電等一系列性能，首先在航空航天領(lǐng)域得到廣泛應用，近年來在運動器具和體育用品方面也廣泛采用。據(jù)預測，土木建筑、交通運輸、汽車、能源等領(lǐng)域?qū)笠?guī)模采用工業(yè)級碳纖維。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

47、們的框架，因為碳纖維有耐高溫、耐摩擦、導電、導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)合成型為復合材料，所以作為本飛行器的框架結(jié)構(gòu)非常合適。而聚乙烯薄膜容易成型、彈性模量小、拉伸強度小、成本低，能很好的和碳纖維復合材料結(jié)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5-2 框架以及薄膜材料屬性表彈性模量gpa泊松比拉伸強度mpa密度g/碳纖維“l(fā)”1400.315001.76碳纖維“t”160.3801.76聚乙烯0.7-3.40.47-280.98 聚乙烯薄膜厚度為1mm，單層碳纖維的厚度為0.1mm，鋪層方向如下所示：圖5-2 碳

48、纖維復合材料層合板表5-3 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/碳纖維0.190碳纖維0.145碳纖維0.10碳纖維0.1-45碳纖維0.1-905.2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(jié)構(gòu)（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。(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)氧樹脂復合材料所占面積為5463，厚度1mm。圖5-3 橫向型布局形式示意

49、圖圖5-4 橫向型受力應變圖(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)氧樹脂復合材料所占面積為5888，厚度1mm。圖5-5 縱向型布局示意圖圖5-6 縱向型受力應變圖(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)氧樹脂復合材料所占面積為5563，厚度1mm。圖5-7 放射型布局形式示意圖圖5-8 放射型受力應變圖綜合上述可以知道，運用復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?？偨Y(jié)如下表所示：表5-4 三種布局形式對比彎曲變形量扭轉(zhuǎn)變形量復合材料面積彎扭變

50、形比橫向型1.330.1854637.38縱向型2.370.6358883.76放射型2.621.2255632.14由前圖可以知道，橫向型布局的柔性翼機翼的扭轉(zhuǎn)剛度大，變形太小，難以滿足我們飛行器的設(shè)計要求。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。綜上所述，在縱向型布局中選擇合適的作為我的機翼布局。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

51、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。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5.3布局的最終選擇和機翼預變形的設(shè)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(shè)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5.6，雷諾數(shù)為10e5 ，突風等級為05級自然風，已知5級自然風為8.010.7m/s。而由總體布局的選擇可以知道，權(quán)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。圖5-10 selig s5010機翼翼型圖5-11 selig s5010機翼翼型巡航狀態(tài)壓力

52、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。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(shè)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。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。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(shè)計的狀態(tài)，預先相對于巡航平衡位

53、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(shè)計的巡航狀態(tài)。下面就這種預變形方法計算需要機翼有多大的預變形量。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。圖5-12 柔性機翼在重力與氣動力作用下變形圖5-13 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變形量，巡航階段柔性機翼將會發(fā)生如上圖所示的形變。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(shè)計的要求，現(xiàn)在我們以上述變形為基準，設(shè)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。 經(jīng)簡單的角度計算可以知道，需將柔性翼部分安裝有3.6的下反角即可，即有如圖所示的效果圖：圖5-14 柔性機翼有3.6下反安裝角效果圖圖5-15 柔性機翼有3.6下反安裝角三維效果圖下面進行柔性翼的抗風能力分析。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15和氣壓為101.325kpa（即一個一個標準大氣壓），空氣的密度則為1.225kg/。正面來流突風