哈工大畢業(yè)設計外文翻譯模板

1、本科畢業(yè)設計（論文）外文文獻翻譯文獻題目Hover Performance of a Small-Scale Helicopter for Flying on Mars專業(yè) 飛行器制造工程班號 1308302學號 11學生 陳水添指導教師評語：指導教師簽名：年月日可用于火星飛行的小型直升機轉(zhuǎn)子懸停性能Robin ShresthaUniversity of Maryland, College Park, Maryland 20742Moble BenedictTexas A&M University, College Station, Texas 77843以及Vikram Hrishi

2、keshavan 和 Inderjit Chopra §University of Maryland, College Park, Maryland 20742DOI：摘要： 本研究是為了回應對于評估用于火星探測的小型自動化直升機（總質(zhì)量小于1 kg ）飛行可行性與日俱增的興趣。 自主旋翼航空器可以理想地適用于這樣的應用， 因為它具有獨 特的優(yōu)點，其中包括在與傳統(tǒng)的地面漫游器相比時在惡劣的地形上垂直起飛 / 著陸的能力以 及更大的速度， 范圍和視野。 火星上的大氣條件呈現(xiàn)出獨特的設計挑戰(zhàn)。 盡管火星的重力只 有 38 左右地球的重力，火星的平均大氣密度是地球大氣密度的七十分之一。因此

3、，轉(zhuǎn)子 將以非常低的雷諾數(shù)運行，對于小型直升機而言，甚至低于5000 。然而，由于需要更高的尖端速度（由于密度較低） ，馬赫數(shù)將顯著更高（ M> ），并且由于火星上的聲速僅為地球聲 速的大約 72。槳葉上的低雷諾數(shù)，高馬赫數(shù)流動條件對轉(zhuǎn)子設計施加了嚴格的限制。本 研究提出的解決方案涉及擴大轉(zhuǎn)子尺寸以在可接受的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)條件下產(chǎn)生所需的推 力。實驗在一個真空室中評估了 200 g 火星同軸直升機的全尺寸轉(zhuǎn)子的懸停性能，真空室完 全模擬了火星空氣密度。在雷諾數(shù)為3300，馬赫數(shù)為的情況下，基線轉(zhuǎn)子獲得的最大品質(zhì)因數(shù)小于。通過改變空氣密度以恒定的馬赫數(shù)增加雷諾數(shù)，雷諾數(shù)為 35,000 ，

4、將同一轉(zhuǎn)子 的品質(zhì)因數(shù)提高到以上。隨著雷諾數(shù)降低到極低值（Re <5000），最大品質(zhì)因數(shù)的槳葉總距角甚至增加到 30度。 這項研究的一個重要結(jié)論是小型火星無人機在火星持飛行（ 12 13 min）是可行的。I. 引言這里存在一個用于評價用于火星探測的小型旋翼機可行性的巨大興趣。本研究與 NASA 的在火星 2020 任務中操作一架小型旋翼無人機從火星漫游者起飛的目標一致。小型的火星 旋翼機被設想作為傳統(tǒng)表面漫游車的探路者。 一架飛行平臺的優(yōu)勢在于： 更高的速度、 更廣 的范圍以及相比于傳統(tǒng)的漫游車更大的視野范圍。 火星表面呈現(xiàn)出獨一無二的挑戰(zhàn)， 因為它 表面的多樣性和崎嶇不平，這將限制

5、傳統(tǒng)的漫游車到達許多值得高度關注興趣點的機動性。 例如，讓輪式漫游車去探索小火星溝中源頭和沿著火星峽谷懸崖面分布的土壤似乎是不可能 的。然而探索這些特征對于了解它們形成和水在火星過去和現(xiàn)在扮演的角色至關重要 1 。 一個飛行器將會拓寬我們的探索能力。 一架星際飛行器將會移除穿過危險的巨石散落地區(qū)或 擊中不可能繞過障礙物的挑戰(zhàn)。 一架理想的火星飛行器將是擁有從著陸區(qū)垂直起飛， 穿過并 且在具有高科研興趣崎嶇上方懸停， 收集科學數(shù)據(jù)的能力。為了這個任務， 在過去，不同的 飛行平臺已經(jīng)被提出來。自 1960 年起，火星探測就被通過三種方式進行：略過，環(huán)繞以及著陸 / 漫游。然而，在 過去的二十年里，

6、 已經(jīng)有很多的研究聚焦于探索新概念飛行器的可行性， 這些飛行器將通過 高分辨率成像、 下放探針或傳感器、 采集微小樣品、 作為探路者以及進行高危險性任務等方 式來提升火星表面探索的能力。這些研究關注點在于三種不同的概念：比空氣輕的飛行器、 固定翼飛行器以及旋翼機。這些飛行器的采用將取決于任務的類型以及財務預算。例如，這里已經(jīng)有很多通過實驗和分析研究來設計/ 構(gòu)建用于火星環(huán)境的比空氣輕的概念機（熱氣球 / 飛艇）。這里最大的挑戰(zhàn)在于滿足對于在火星大氣環(huán)境中輕型熱氣球的平衡要 求以及承受在展開和膨脹過程中的瞬態(tài)負載。 俄羅斯 / 法國的“火星空氣飛行器”項目 （1987 - 1995 年）首先采取

7、的主要措施之一，其目標是將氣球系統(tǒng)（ Aerostat ）發(fā)射火星大氣中， 并在火星表面上飛行 10 天，進行原位科學探索 3 。擬議的空氣飛行器將在距離地面 4 公里 的高度漂浮 5500 立方米圓柱形超壓外殼。 但是，這個項目是在取得重大特破之前便在 1995 年被取消了。噴氣推進實驗室的火星氣球驗證計劃（MABVA）P 的另一項重大工作， 該工作是1997 年 8月發(fā)起， 旨在開發(fā)和驗證火星任務所需的關鍵技術4 。MABVAP的三個主要組成部分是驗證空中展開和膨脹， 超壓熱氣球設計和開發(fā)新的仿真工具。 作為該計劃的一部分， 從 1997 年到 2002 年，制造和測試了一些超壓氣球。 其

8、次是聯(lián)合噴氣推進實驗室 （ JPL），Wallops 飛行設施和近空間公司進行研究成為稱為“超級-M”的工作。 2006 年，SUPER-M隊對火星全尺寸原型氣球進行了成功的空中展開和膨脹測試 5 。 這些測試發(fā)生在 31 公里高度的地球 平流層， 在那里低氣壓密度與火星表面附近的大氣密度相當， 主要技術重點是進行空中產(chǎn)開 和膨脹過程。在 20世紀 70 年代后期，隨著 JPL的資助和指導，發(fā)展科學公司（ DSI）進行 了可能是對火星固定翼飛機可行性的最全面的早期調(diào)查 6 。設計的最終飛機（名為 “ Astroplane ”）的翼展為 21 米，機翼面積為 20 平方米，標稱質(zhì)量為 300 公

9、斤。 采用一個 復雜的折疊方案，其中包括六個翼折，三個機身折疊和折疊螺旋槳，以將 Astroplane 裝配 到米的類 Viking 殼中。自從 DSI 研究以來，已經(jīng)有幾個美國航空航天局，工業(yè)和大學對火 星飛行任務的研究。 眾所周知的工作是 NASA蘭利研究中心的 ARES（火星地區(qū)范圍的火星 環(huán)境調(diào)查）項目，目標是使用專門設計的固定翼飛機來探索火星南部高地 7 。最終飛機設 計的翼展米，估計總重 150 公斤，范圍 500 公里，耐力 1 小時。 飛機的大尺寸（翼區(qū)面積 7 平方米）允許它以可操控的空氣動力學狀態(tài)中（馬赫數(shù)在和之間，雷諾數(shù)在 100,000 和 200,000 之間）運行。

10、該飛機的推進系統(tǒng)由雙組元推進劑，脈沖控制火箭推進系統(tǒng)與單甲基 肼燃料和氮氧化物混合氧化物組成。 這架飛行器的半尺度模型是在 2002 年建成的，并在 103,500 英尺的高度進行了成功的自主高空展開和抽出過程， 許多其他固定翼飛機任務和概 念設計由各個機構(gòu)提出 6 -9 ，其中飛行器尺寸范圍從 2到 12 米，翼展，總重量從 20到 200 公斤，耐力 15 分鐘至 3 小時，范圍從 130 到 1800 公里，巡航速度從 110 到 160 米/ 秒 不等。盡管比空氣輕概念在功耗方面是效率最高的， 但由于對任何重要的有效載荷及其對風的 敏感性都需要較大的氣囊尺寸， 因此它們并不實用。 他們

11、也缺乏探索有針對性的科學興趣領 域的控制權。固定翼飛機相對有效；然而，他們以非常高的速度（大于100 米/ 秒）飛行的必要性對其任務能力施加了很多限制，并使它們在第一次飛行之后不可重新覆蓋研究區(qū)域。 另一方面， 旋翼航空器即使是三個系統(tǒng)中功耗最大的一種， 但是它具有極高的靈活性， 具有 懸停 /低速飛行能力，非常適用于許多任務。旋翼航空器具有獨特的優(yōu)勢，能夠從崎嶇的地 形起飛和降落， 以及懸停和低速飛行，以調(diào)查不利地形（比軌道飛行器更接近） 。 它還可以 將傳感器從漫游車精確地傳送到任何位置，并將樣本從遠程站點返回到主漫游車。 使用旋 翼飛機作為火星行星探測的空中平臺有很多潛在的好處。然而，火

12、星上的條件提出了非常獨特的設計挑戰(zhàn)。 火星的重力大約只有地球重力的三 分之一，但是火星的大氣密度是地球的七十分之一。 火星上的聲速也只有地球上的 72。 火星上的超低空氣密度要求轉(zhuǎn)子以非常高的旋轉(zhuǎn)速度運行，以產(chǎn)生所需的推力。 結(jié)果，葉 片將經(jīng)歷獨特的低雷諾數(shù)（ Re）/ 高馬赫數(shù)流動條件，這種情況通常不會在任何其他常規(guī)飛 行器上發(fā)生。低雷諾數(shù)，高馬赫數(shù)流量沒有實驗數(shù)據(jù)；因此，空氣動力學預測可能不準確。 因此，為這些流動狀況生成的轉(zhuǎn)子性能數(shù)據(jù)庫至關重要。目前的研究集中在一個小型旋翼機（質(zhì)量 ? 200 克），這可以用來從漫游車上進行巡視 任務。已經(jīng)有一些實驗研究系統(tǒng)地研究了微型飛行器（MAV）尺

13、度轉(zhuǎn)子（直徑在 6 英寸內(nèi)）的低雷諾數(shù)（ Re = 30; 000至60,000 ）10-13 的空氣動力學。然而，這些轉(zhuǎn)子在非常低的 馬赫數(shù)（ M? ）下在地球的大氣密度（ = / m3）下進行了測試，低雷諾數(shù)是由于轉(zhuǎn)子的縮 小而導致的。 MAV轉(zhuǎn)子研究的結(jié)果支持使用弧形（弧度為6 至 9），圓弧平板翼型，鋒利的前緣雷諾數(shù)小于 60,000 的槳葉。 Bohorquez 在 MAV規(guī)模轉(zhuǎn)子（ Re60; 000）上進行的實 驗表明，具有鋒利前緣的細圓弧形鋸片（ 6-9 ）槳葉的轉(zhuǎn)子具有優(yōu)異的性能 13,14 。使用 由 Lakshminarayan 和 Baeder 在懸停 MAV標尺轉(zhuǎn)子上

14、進行的雷諾茲 Navier-Stokes 求解器的 計算研究表明， 具有鈍前緣的葉片的性能差的原因是由于層流引起的前部壓力阻力較大分離 氣泡 15 。 Benedict 等人的進一步實驗測試和系統(tǒng)優(yōu)化了不同的葉片參數(shù)， 包括葉片翼型， 葉片弦，葉片扭轉(zhuǎn)和平面錐度 16 。這項研究表明， MAVscale 雷諾數(shù)（ Re? 30; 000）運行 的轉(zhuǎn)子可以實現(xiàn)的品質(zhì)因數(shù)， 這比在雷諾數(shù)方面運行的其他轉(zhuǎn)子有相當大的改進。 然而， 現(xiàn) 在的 200 克火星直升機將會運行的雷諾數(shù)范圍（ Re <5000 ）和馬赫數(shù)（ M）的數(shù)量級更高 的雷諾數(shù)范圍可以實現(xiàn)可比性能的問題，仍然存在。本文重點介紹了

15、基礎實驗， 這些實驗旨在支持美國航空航天局 JPL 主動調(diào)查火星上微型 旋翼機（質(zhì)量小于 1 公斤）的可行性。本研究與 NASA的目標一致，將微型旋翼機發(fā)射到火 星，為 2020 年任務，作為漫游車的探路者。本研究的具體目標是調(diào)查這樣的微型旋翼機是 否能夠在火星上懸停， 如果是這樣， 我們是否可以期望實際的耐力執(zhí)行有用的任務。 所提出 的飛行器是共軸旋翼機， 總重量為 200g。在懸停時，每個轉(zhuǎn)子需要在火星上產(chǎn)生N（ N 總）的推力。為了以可控的轉(zhuǎn)速（或低馬赫數(shù)）和相當高的雷諾數(shù)來實現(xiàn)該推力，轉(zhuǎn)子將必須放 大。對于目前的設計， 每個轉(zhuǎn)子的直徑可以達到 18 英寸，可能是相同質(zhì)量的地面 MAV的

16、 2-3 倍。因此，本研究的主要目標是在定制的真空室中，在模擬火星大氣密度（= kg / m3 ）下，實驗研究基準全尺度轉(zhuǎn)子（ 18 in 直徑）的懸停性能。此外，通過保持轉(zhuǎn)速恒定（恒定 馬赫數(shù)） 并改變空氣密度， 對于相同的轉(zhuǎn)子進行相同的轉(zhuǎn)子的實驗， 以獲得在寬范圍的雷諾 數(shù)（Re 3300至 35,000 ）下相同轉(zhuǎn)子的性能。這是一個 1公斤級的小型直升機在薄弱的火星 氣氛中所能達到的雷諾數(shù)范圍。 從這項研究中獲得的見解將為火星氣氛中的小型直升機轉(zhuǎn)子 的性能提供基礎認知，這在現(xiàn)階段是不可用的。 它還將提供驗證數(shù)據(jù)以驗證未來的計算研 究。 另外，根據(jù)目前的實驗結(jié)果， 測試了這種具有超過 10

17、 分鐘耐力的旋翼航空器對于火星 探測的可行性。II. 實驗設置研究的第一步是研制一個懸停實驗臺來測量懸停狀態(tài)下轉(zhuǎn)子的空氣動力學性能。 圖 1（a） 示出了懸停測試臺上的測試轉(zhuǎn)子的俯視圖， 并且用于測量每分鐘的推力， 功率和轉(zhuǎn)數(shù)的傳感 器的特寫視圖如圖 1（b） 所示。為了精確測量推力，驅(qū)動電機和直接連接轉(zhuǎn)子的行星齒輪箱 安裝在轉(zhuǎn)子懸停測試臺上。 懸架由推力和扭矩傳感器組成。 稱重傳感器的限制高達 kg（ lb ）。 稱重傳感器的校準集中在我們預期在火星密度（0 至 100 g ）下看到的窄范圍內(nèi)。在 1 g 精度內(nèi)測量推力數(shù)據(jù)。用于驅(qū)動轉(zhuǎn)子的電動機是具有 4:1 行星齒輪箱的直流無刷電動機 （

18、Hacker B40 ）。使用由安裝的霍爾傳感器產(chǎn)生的1 / 轉(zhuǎn)信號測量轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速。在設置上仔細校準推力和扭矩稱重傳感器，以最大限度地減少誤差。根據(jù)扭矩和轉(zhuǎn)速測量（功率=轉(zhuǎn)速×轉(zhuǎn)矩）確定機械功 . 對每種配置進行 15 次測量，并將其平均以使測量誤差最小化。為了 模擬火星上的稀薄氣氛， 將整個懸停支架安裝在直徑和高度為 3 英尺（約米）的大真空室內(nèi)。 真空室允許通過改變空氣壓力來調(diào)節(jié)雷諾數(shù)。 另外的傳感器安裝在真空室內(nèi)以測量溫度和 壓力，以計算室內(nèi)的空氣密度。 在實驗裝置中模擬火星空氣密度，約為= kg / m 3 。III. 轉(zhuǎn)子模型及實驗條件基線轉(zhuǎn)子（圖 2）是由直徑為 18 英

19、寸的兩葉片單轉(zhuǎn)子構(gòu)造?；€葉片是未扭轉(zhuǎn)的，具有 2 英寸的弦的矩形平面。 所用的翼型是彎曲的平板翼型為， 厚度和弦（t / c）比為 1， 前緣鋒利。此基線機翼以前已針對雷諾數(shù)約 50,000 和極低馬赫數(shù)（M? ）12 優(yōu)化了最大空 氣動力學效率（品質(zhì)因數(shù)） 。然而，這并不意味著它將是一個 200克火星直升機轉(zhuǎn)子的最佳 翼型，其操作尖端雷諾數(shù)至少要低一個數(shù)量級（Re <5000 ），而馬赫數(shù)顯著更高（ M - ）。轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速從 3000 轉(zhuǎn) 4000 轉(zhuǎn)。在火星空氣密度下，該旋轉(zhuǎn)速度范圍對應于雷諾數(shù)范圍3100至 4100（使用 75跨度和尖端速度的和弦） 和馬赫數(shù)范圍為至（使用保守的

20、火星速度估計， 230米/ 秒）。請注意，在 Martain 空氣密度測試之前，轉(zhuǎn)子在真空室外的環(huán)境密度下，在真 空室的環(huán)境密度下進行測試， 并且蓋子關閉。這些測試的目的是確定真空室的氣流循環(huán)對于 轉(zhuǎn)子測試的影響的大小。觀察到有一些循環(huán)效應，但效果是微不足道的。 在每個轉(zhuǎn)速下， 在 18至 40 度范圍內(nèi)的總距角的范圍內(nèi)測試葉片。測試的總距角高于全尺寸旋翼機的典型操作總距角，因為在研究中觀察到， 在這些低雷諾數(shù)下， 在更高的總距角獲得更高的品質(zhì)因 數(shù)。IV. 實驗結(jié)果及討論使用上一節(jié)中描述的實驗裝置進行系統(tǒng)實驗研究。 進行了兩組研究： 1）在準確的火星空氣密度（ / m3 ）下測量基準轉(zhuǎn)子（

21、200g 共軸式無人機的全尺寸轉(zhuǎn) 子）的性能（推力和功率） 。2）通過以恒定的轉(zhuǎn)速（恒定馬赫數(shù)）改變排 =真空室中的空氣密度， 在寬范圍的雷諾數(shù) 下測量基線轉(zhuǎn)子的性能。 以不同的總距角和一定范圍的轉(zhuǎn)速 （3000 至 4000rpm）測試轉(zhuǎn)子。 品質(zhì)因數(shù)是測量轉(zhuǎn)子懸停性能的良好效率指標。 這是所需的理想功率與所需實際功率所需的 理想功率之比（實際感應功率曲線功率） ：理想誘導功率FM實際誘導功率 +形阻功率實際誘導功率可以寫為 （×理想誘導功率） ，其中是誘導功率因數(shù)。這是一個經(jīng)驗 常數(shù)，其考慮了誘導的空氣動力學損失和非理想效應。實際的誘導功率高于理想誘導功率， 因為非理想效應，如不

22、均勻的流入， 粘性損失，引起的尖端損耗等。形阻功率是克服轉(zhuǎn)子空 氣動力學牽引力來旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子所需的功率。 從葉素理論，品質(zhì)因數(shù)也可以用槳葉截面空氣動力 學效率來表示 （Cl 3 / 2 / Cd） ，其中 Cl 是升力系數(shù)， Cd是阻力系數(shù)，并且誘導功率因數(shù) 。 當升阻比最大化并且誘導損失最小化時， 獲得最大品質(zhì)因數(shù)。由于火星旋翼機以極低雷諾數(shù) （Re <5000）運行，即使與典型的 MAV轉(zhuǎn)子（運行 Re> 30; 000 ）相比，升阻比也將顯著降 低。因此，本研究的目標是首先評估基線轉(zhuǎn)子在極低雷諾數(shù)范圍內(nèi)的性能。，使用以下公式計算品質(zhì)因數(shù)：CT3/2 / 2 CP實際測量方程式的分

23、子代表懸停所需的理想功率，而分根據(jù)測量的推力和機械功率（扭矩×轉(zhuǎn)速）FM其中 CT和 CP分別是推力和功率系數(shù)。母代表懸停所需的實際功率。即使品質(zhì)因數(shù)是旋翼空氣動力學效率的一個很好的衡量標準， 整體懸停性能由功率負載（每單位功率的推力）決定。 在以下部分中，將根據(jù)品質(zhì)因數(shù)和 功率負載來討論各種轉(zhuǎn)子和測試參數(shù)的影響。V. 實驗結(jié)果在真空室進行懸停測試， 以了解基線轉(zhuǎn)子在火星空氣密度下的性能。 因為提高葉片截面 空氣動力學效率需要在最佳迎角下進行操作， 因此進行了綜合的實驗參數(shù)研究， 以研究葉片 總距角對轉(zhuǎn)子性能的影響。 在本研究中，在 18至 40度的總距角范圍以及一定范圍的轉(zhuǎn)速 之間

24、測試基線轉(zhuǎn)子。 使用非常系統(tǒng)的方法來執(zhí)行這些實驗。 每個旋轉(zhuǎn)速度以不同的組合總 距角多次測試 （超過 15 次試驗）。 然后逐漸平均數(shù)據(jù)樣本以減少隨機誤差。 計算的統(tǒng)計誤 差在推力中小于 N ，功率測量值為 W。A.火星空氣密度的基線轉(zhuǎn)子性能：葉片集體俯仰角的影響圖 3 顯示了增加總槳距角對產(chǎn)生的推力和所需功率的影響。 關注圖 3a ，可以看出，增 加總體俯仰角確實增加了產(chǎn)生的推力。 然而， 如圖 3b 所示，顯而易見的是增加總體俯仰 角也增加了所需的機械功率。 值得注意的是，圖中的水平線 3a 同軸旋翼機需要的升力 T= N。30 度以上的所有俯仰角能夠在 4000 rpm 內(nèi)達到所需的升力

25、。圖 4 清楚地顯示了升力系 數(shù) CT和功率系數(shù) Cp 的無量綱單位的這一趨勢。如圖5所示，圖 5是CT / Cp隨俯仰角的變化。正如預期的那樣，這個轉(zhuǎn)子有一個最佳 的總距角。 圖 6 在 4000rpm 的恒定旋轉(zhuǎn)速度下的品質(zhì)因數(shù)與槳距角的變化呈現(xiàn)也相同的數(shù) 據(jù)。值得注意的是，對于這種情況下的雷諾數(shù)和馬赫數(shù)，基線轉(zhuǎn)子幾何形狀尚未得到優(yōu)化。 正如所預測的那樣， 在雷諾數(shù)更高的情況下， 這個轉(zhuǎn)子的品質(zhì)因數(shù)明顯降低 （這個轉(zhuǎn)子設計 在 Re? 50; 000 時已經(jīng)達到了 FM= ）。這樣一個可能的原因是， 在這些極低雷諾數(shù) （ Re <5000） 的情況下， 層流邊界層將變得更厚， 因此更

26、易于流動分離，粘性損失明顯更高。這些可能導 致較低的升力系數(shù)和更高的形阻功率， 以及顯著更高的誘導損失。 圖 6a 顯示，在大約 30-32 度的共同槳距角處， 火星密度（Re? 3300）的最大品質(zhì)因數(shù)約為。 具有葉片負載系數(shù) （CT / ） 的品質(zhì)因數(shù)變化如圖 1 6b所示。轉(zhuǎn)子以 4000rpm的恒定轉(zhuǎn)速 （槳尖雷諾數(shù) =4100）進行測試， CT / 通過改變?nèi)~片總距角來改變。矩形基線轉(zhuǎn)子的總體懸停性能以功率負載與升力的關 系為基礎。 在該圖中， 每個曲線表示以不同槳距角測試的轉(zhuǎn)子， 其中升力的增加是通過轉(zhuǎn)速 的增加實現(xiàn)的。垂直的虛線是 N 推力的火星旋翼機升力需求。該圖清楚地表明，該

27、轉(zhuǎn)子可 達到該目標推力。基于動量理論，只要槳盤載荷（推力/ 槳盤面積）相同，功率負載與品質(zhì)因數(shù)成比例。 因此，通過比較功率載荷 （ PL）來比較不同槳距角的矩形轉(zhuǎn)子的性能是公平的。 在測試的不同槳距角中， 目標推力的最佳功率載荷是以 30 度的總距角實現(xiàn)的， 這與 FM與槳 距角數(shù)據(jù)一致（圖 6a）。VI. 火星環(huán)境中的續(xù)航力圖 8 顯示了 30 度總距角（近似最佳總距角）的測試結(jié)果。實驗結(jié)果可用于計算火星上 200 克同軸旋翼機的續(xù)航。在上一節(jié)中，已經(jīng)表明，在0 = 30 度，轉(zhuǎn)速約為 3730 rpm 的情況下，設計需要的 N升力是可以實現(xiàn)的。機械功率負載在T= N 時，PL = N /

28、W 。對于每個轉(zhuǎn)子，所需的實際功率將為，這意味著總功率為。假設電動機效率為50，意味著電力輸入功率需要為。電池的能量與質(zhì)量之間存在線性關系，該關系可以用式（ 3）表示： 電池能量（ W· h） = × 電池質(zhì)量利用這種關系， 假定電池質(zhì)量為 50g（空重的 33），電池能量為· h。根據(jù)以前獲得的 電力（），這將為火星提供分鐘的續(xù)航，實際上這種續(xù)航力是可接受的。值得注意的是，這 些結(jié)果是基于單個旋翼的性能。 續(xù)航力計算的固有假設是同軸系統(tǒng)的兩個轉(zhuǎn)子之間沒有空 氣動力學干擾。 然而，未來的研究將需要包括在真空室中測試同軸轉(zhuǎn)子系統(tǒng)。VII. 雷諾數(shù)變化效應在這些低雷諾

29、數(shù)下， 轉(zhuǎn)子的空氣動力學特性被認為受雷諾數(shù)的影響很大。 進行這些測試 的關鍵是在低雷諾數(shù)方面基本了解當前轉(zhuǎn)子的性能， 其馬赫數(shù)比地面 MAV刻度上經(jīng)歷的馬赫 數(shù)多一個數(shù)量級。在設計放大的飛行器，諸如1 kg 級別的火星旋翼機，或在這種情況下驗證未來的計算預測時， 這樣一套全面的數(shù)據(jù)也可能變得有用。 因此， 為了了解雷諾數(shù)對相對 較高馬赫數(shù)的轉(zhuǎn)子懸停性能的影響，基線轉(zhuǎn)子的升力和功率通過保持轉(zhuǎn)速恒定（3200rpm，M）而改變真空室內(nèi)部的空氣密度來測量。在這些實驗組中，葉片負載系數(shù)（CT / ）再次通過總距角的變化而變化。 轉(zhuǎn)子在一系列總距角， 雷諾數(shù)從 Re=3300（對應火星空氣密度， kg/m3 ）到 Re=25500（密度 = kg/m3 ）。由于升力和功率與空氣密度成正比，槳葉能夠通過 在更高的密度獲取更多的功率來獲得更大的升力。 當雷諾數(shù)增加時， 上述的流動分離， 形阻 功率增加和與較低雷諾數(shù)相關的誘導損失的影響減小。 因此，總體效果是隨著雷諾數(shù)的增加， 所有槳葉負載系數(shù)的品質(zhì)因數(shù)都會增加。這正是我們在圖10 中所看