摘 要
微小型飞行器是于上世纪90年代发展起来的一种新型的飞行器，也是目前国内外航空领域飞行器研究的重要发展方向。它有体积小、重量轻、携带方便、成本低等众多优点，因此它有广泛的应用前景。
本文围绕团队项目“坐地起降式微型器”的设计需要，开展柔性机翼微型飞行器的抗风设计研究。文章首先从简化的柔性机翼模型入手，将突风来流分为三个方向，研究了柔性机翼抗突风的根本原因。然后将柔性机翼的结构分为典型的四大类，通过建立有限元模型，采用对比的方法研究飞行器四种典型结构的受力与变形。针对实际方案的需要，文章进一步采用轻质复合材料，进行了典型构型复合材料柔性翼的对比，并确定最终的设计方案，并提出利用柔性复合材料机翼的预变形来解决巡航升力问题。最后针对选定柔性翼方案，分析了柔性机翼飞行器的实际抗风能力及其振动特性和起降安全特性。相关研究验证了柔性材料的机翼可以增加微小型飞行器的突风适应性，使微小型飞行器能更加适应变化的外部条件，减小外部因素对飞行器的限制，提高飞行器的生存能力。
关键字：微型飞行器，柔性翼，复合材料，抗风能力
ABSTRACT
Micro air vehicle was a new class of aircraft which developed in the last century, 90 years. Now is also an important aircraft research 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 MAV’s wind resistance by the deformation of the structure. This paper 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 flexible 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 deformation 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 and landing safety also were analyzed. Research results show that the flexible wing can increase the aircraft's 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 for the improvement of aircraft survivability.
KEY WORDS： MAV，Flexible wing，Composite materials，Wind resistance
目 录
第一章 绪论 ................................................ 5
1.1微型飞行器简介 ....................................................................................... 5
1.2柔性微型飞行器 ....................................................................................... 6
1.3本文内容介绍 ........................................................................................... 7
第二章 柔性微型飞行器性能 .............................. 9
2.1柔性翼微型飞行器受力模型简化 ........................................................... 9
2.2柔性翼微型飞行器预想效果 ................................................................. 10
第三章 柔性翼微型飞行器的突风特性 ................. 12
3.1柔性翼微型飞行器受下突风时的稳定性 ............................................. 12
3.2柔性翼微型飞行器受侧突风时稳定性 ................................................. 15
3.3 柔性翼微型飞行器受正面突风时稳定性 ............................................ 17
3.4柔性翼微型飞行器抗风能力综合 ......................................................... 19
第四章 柔性翼微型飞行器的结构选型 ................. 20
4.1柔性翼微型飞行器的种类 ..................................................................... 20
4.2柔性翼四种典型机翼的受力分析 ......................................................... 22
4.3综合柔性翼受力优缺点 ......................................................................... 29
第五章 柔性翼微型飞行器机翼材料 ..................... 30
5.1复合材料选择 ......................................................................................... 30
5.2复合材料对应柔性翼受力特点 ............................................................. 32
5.3布局的最终选择和机翼预变形的设计 ................................................. 37
第六章 柔性翼微型飞行器其它特性 ................... 43
6.1柔性翼的模态 ......................................................................................... 43
6.2起落装置对机翼的影响 ......................................................................... 43
第七章 总结与展望 ....................................... 47
7.1 本文总结 ................................................................................................ 47
7.2工作展望 ................................................................................................. 47 参考文献 ..................................................... 49 毕业设计小结 ............................................... 52
第一章 绪论
1.1微型飞行器简介
微型无人飞行器是一种新概念飞行器，因为有体积小、重量轻、成本低、携带方便、飞行高度低、适应性强、灵活多变、隐蔽性好，具有起飞降落不需要跑道或者发射装置、回收装置和其他基础设施等众多优点，对未来军事作战产生深远影响。 微型飞行器也称为MAV（Micro Air Vehicle），现在正在研究的MAV主要有三种，一种是像飞机一样的固定翼模型，第二种是跟昆虫和鸟类一样的扑翼模型，第三种是跟直升机一样的旋翼模型。微型飞行器跟鸟类和昆虫一样都在低雷诺数下飞行，因此对鸟类和昆虫的研究对微型飞行器大有帮助。它们可以毫不引人注意的进行空中侦察活动，并将其传回地面。而近些年来，微纳米科技的和微电子科技的蓬勃发展又给微型飞行器增加了新的应用前景，正因为它有如此众多的优点，使得它能吸引越来越多的研究者目光。以美国Florida大学的UF，“臭鼬”研制组及通用电气公司的“微型星”，加利福尼亚技术学院与瓦伊伦门特航空公司及洛杉矶大学共同研究的“微型蝙蝠”，荷兰科学家研制的代夫尔微型摄影飞行器等微型飞行器
.
图1-1 微型飞行器
微型飞行器的研制现阶段的关键技术在于低雷诺数条件下飞行器尺寸小且重量轻，要求在能完成任务的前提下，保证有小尺寸和轻重量等特点，而且要协调动力能源系统和通讯控制装配。对微型飞行器的界定，美国国防部预研计划局有四条指标，第一条它微型飞行器的最大尺寸不超过15厘米，第二条，最大航程10公里以上，第三条，最大飞行速度至少达到每小时40到50公里，第四条，最大续航时间起码达到2小时。
图1-2 微型飞行器效果图
微型飞行器的兴起与微型飞行器的应用广泛有非常大的联系，微型飞行器除了用于军事侦查外，还在交通、通讯、宇航、大气研究等众多领域有广泛的应用潜力。在国防领域具有十分重要而广泛的研究背景，能过比其他飞行器更好地执行的任务。在军事领域，可用于敌情侦察、目标追踪、部署传感器和中继通信等，装有传感器和摄像头的微型垂直起降飞行器可用于低空和近距离的侦察和监视，甚至可以飞抵并停留在建筑物顶部进行长时间的侦查、探测，因此，它在未来的城市战区和军事行动中能发挥独特的作用现在各个国家和有实力的研究单位以及科学爱好者都在注意力放到了这项集各种尖端技术于一身的微型飞行器研究上来。
综上所述，可以看出微小型垂直起降飞行器的研究无论对国防或民用领域，还是对新概念飞行器这一新兴领域的探索性研究，都具有十分重要的战略意义和应用价值。
1.2柔性微型飞行器
柔性微型飞行器是建立在微型无人飞行器基础上的一个新兴的概念，它不同于通过后掠角和上反角来改变机翼扭转变形的主动柔性翼技术（AAW），是一种通过材料本本身的特点来实现机翼变形的一种技术。柔性材料是在受力时能有较大的形变，而去掉载荷后能恢复到原来的状态。因此，在保证飞行安全的的前提下，给微型无人飞行器装上柔性材料制成的机翼，使得机翼在受到突风干扰时产生较大的形变，降低附加的升力及控制力矩等，达到提高飞行器抗突风的能力，从而使微型飞行器能更加适应多变的战场环境。
常规的飞行器设计中，机翼的气动设计是按照刚性机翼进行的，即在对机翼的外形等参数进行优化的过程中是不考虑机翼在受到气动载荷时的变形的，反之，也不会考虑外形的变形对气动特性的影响。而为了避免这种在气动载荷下的变形和给飞行器在各个方面带来的不利影响，通常情况下采用的是加大结构的刚度来防止这种变形，而这将会牺牲飞行器整体的重量，在微型飞行器低雷诺数情况下这种方法尤为不科学。积极利用机翼的柔性变形，不仅有望能够减轻结构重
量，还能达到减小突然来流对飞行器的影响。如果这种技术研究成熟，必将在未来的微型飞行器将得到更大更广的应用。
图1-3 柔性机翼微型飞行器
美国Florida大学已经研究出一系列以柔性翼为基础的微小型飞行器，并成功装在摄像头和全球定位系统。下图是Florida大学花费7年时间研究出来的柔性翼UF号飞行器。
图1–4 柔性微型飞行器俯视和侧视图
近年来随着人们对微型飞行器的研究热度不断高涨，新技术的应用成了人们争相研究的热点。
1.3本文内容介绍
本文针对的是就微型垂直起降飞行器的自身特点来结合柔性翼的抗风特性，灵活的综合两大特色来提高微型飞行器的适应性和生存能力。根据垂直起降无人机的设计概念以及要求本文将对任务要求如下所列举的微型飞行器作为主要研究对象：
翼展b=250mm
小展弦比 A=2左右
低雷诺数10e5数量级
巡航速度20m/s（72km/h）
巡航高度200m
续航时间>30min（巡航10min，盘旋20min）
对于此范围内的微小型飞行器柔性机翼的各种研究。因为现在的材料强度一般能承受飞行器的结构问题，所以在不做任何其它额外的外形设计及结构调整的情况下，基本外形如下图所示：
图 1–5 单桨拉进式微型飞行器
本为出简单的介绍柔性微型飞行器外，还将深入研究柔性机翼的其他特点特性。其中包括柔性翼飞行器机翼简化模型下的受力，在各典型突风情况下（正面突风、侧面突风、下突风）对比刚性机翼的变形；柔性翼的各项变形所带来的收益以及引起的性能降低；结合复合材料运用patran计算机翼变形，还有各种形式布局的机翼的优缺点；结合实际的抗风能力以及变形特点来最后择优选择的柔性翼形式；最后联系全机的起降特点，对柔性翼在任务中不同阶段时受力变形进行分类系统化的研究；最后总结全文，提出需要改进的方面，为后续的研究做铺垫。
第二章 柔性微型飞行器性能
2.1柔性翼微型飞行器受力模型简化
柔性翼微型飞行器在飞行中受气动力的作用，会产生自适应的翼面变形，因此不但具有非操作反应适当和失速性能好等众多优点，还能提高低雷诺数条件下的气动效率和飞行稳定性。下面就柔性翼微型飞行器机翼飞行性能以及结构受力特性进行分析，为柔性翼飞行器的气动特性以及其他相关性能研究做铺垫。
柔性翼的气动计算不仅涉及复杂的气动计算问题，同时还要耦合结构的变形问题，首先要计算微型飞行器机翼上的气动力，得出结果带入特定的结构方程，计算出结构的变形，反过来结构的变形又使得气动力改变，是一个互相影响的非定常过程，即使在定常来流下，结构也是一直在振动的，在突风来流下，情况变得更加复杂，因此研究时必须引入一定的简化。
为研柔性翼载突风时受力变形的本质以及给飞行器本身带来的影响，我们从简化的模型入手。在空中飞行时，飞行器所受的空气动力主要来源有以下两个部分：（1）飞行器表面的压力；（2）飞行器表面的剪应力（摩擦应力）。假设飞行器对称的穿越突风，且不考虑摩擦应力，此时的地面固定坐标轴系错误！未找到引用源。，以及飞行器机体坐标轴系OXYZ，飞行器在正常飞行时速度分量在地面固定坐标系xoy平面的分量为错误！未找到引用源。（图1）。柔性翼微型飞行器遇到来袭突风错误！未找到引用源。，错误！未找到引用源。在地面固定坐标系中的分量分别错误！未找到引用源。和错误！未找到引用源。。
此时，在图中我们可以看到，由于受到突风的影响，柔性翼微型的迎角以及侧滑角相对于突风前发生了变化，假定分别将产生了αw和βw的改变量。
针对此小迎角、低风速、低空下的机翼所产生的升力可以简单的表示为：
其中：ρ为海平面大气密度；
v为气流的速度；
错误！未找到引用源。为升力系数；
S为机翼面积；
错误！未找到引用源。为升力线斜率；
a为迎角。
（1-1）
图2-1 飞行器的坐标系图
由上述公式可以看出，微型飞行器在突风情况下，错误！未找到引用源。相同时，对升力唯一有影响的就是飞行器此时的迎角a，在突风时，微型飞行器的实际迎角是错误！未找到引用源。，即飞行器的突风
迎角错误！未找到引用源。将影响飞行器在突风时的升力大小，而升力的大小对飞行器最直接的影响就是飞行姿态，错误！未找到引用源。越小，姿态的变化将越小。从而得出结论：在突风一定的情况下，对于其他条件相同的两架微型飞行器，采用柔性机翼能有效减小飞行器错误！未找到引用源。的大小，则能产生更小的飞行姿态变化，恢复原有飞行状态的能力变强，即提高飞行器的抗风干扰性强。
2.2柔性翼微型飞行器预想效果
首先我们的飞行器具有一般微型飞行器所共有的特点，即重量轻，体积小，易于携带，造价低，隐蔽性好，等。任务剖面图如下所示：
图2-2 坐地起降飞行器任务剖面图
其次，我们采用了新的机翼模型，即柔性机翼，柔性翼微型飞行器飞行时遇到突风，在气动力的作用下会发生弹性变形，这种变形会降低飞行器的有效攻角增量。因此，相比传统的刚性机翼，柔性机翼的这种能力在理论上能很大程度减小大气扰动的影响。由于微型飞行器本身在空气中的运动是一个极其复杂的动力学系统，加上动力系统、操作系统、控制系统等的活动以及外部气流的变化，使得求解变得十分复杂而无法进行。因此，我们采用简化的大气模型和简化的微型飞行器模型来模拟实际柔性翼微型飞行器在空气中的飞行情况，进行在突风载荷情况下的计算得到近似结果，来估计由于添加柔性翼所带来的抗风性能。下面将分别对柔性翼微型飞行器在分别受到XYZ方向的来流风时，即分别命名为下突风和侧面突风以及正面突风三种情况下的扭转以及弯曲变形和纵向和横向稳定性进行细致的分析。
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第三章 柔性翼微型飞行器的突风特性
3.1柔性翼微型飞行器受下突风时的稳定性
稳定性又称安定性，它是指飞行器在一定条件下的一种运动属性，通常是指飞行器保持固有状态或反抗外界干扰的能力。由于本微型飞行器的计算均是在低雷诺数下，翼型在这一范围内不可避免的会出现分离现象，这些现象对翼型的气动特性分析有很大的影响，本章是为了研究柔性翼微型飞行器柔性机翼减小突风影响的本质特性，所以不考虑分离等现象。
由图1和前一章节介绍可以知道，柔性翼飞行器在受突风时实际迎角是错误！未找到引用源。，假设飞行器机翼为对称翼型，则中弦线为一条直线，机翼的质心Cg、气动中心错误！未找到引用源。如图2-1所示。现假设柔性翼的弹性中心Ce在图中所示的位置，它们之间的相互关系如图3-1中所示。
突风柔性翼微型飞行器机翼的迎角由错误！未找到引用源。变化到错误！未找到引用源。时，作用在机翼表面的升力会增加，增加的升力作用在气动中心上会使飞行器产生低头力矩错误！未找到引用源。,从而使机翼产生绕弹性中心的转动变形错误！未找到引用源。。由于这个附加转角错误！未找到引用源。的作用，机翼迎角发生变化，自动产生了补偿迎角错误！未找到引用源。,从而抵消了错误！未找到引用源。的扰动作用，最终降低了突风风对微型飞行器的影响。
图3-1 下面突风下柔性翼的受力及变形
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因为此时研究的气动力变化范围不大，为了对比刚性翼研究，假设后面参与分析的刚性机翼的刚度都非常大，即在受力发生变化时几乎不产生形变，最终的微型飞行器的升力表达式：
柔性机翼：错误！未找到引用源。 （2-1）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-2）
针对纵向稳定性问题，设质心错误！未找到引用源。与空气动力学焦点错误！未找到引用源。之间的距离为错误！未找到引用源。，弹性中心错误！未找到引用源。与空气动力学焦点错误！未找到引用源。之间的距离为错误！未找到引用源。，G表示弹性机翼的剪切模量，错误！未找到引用源。为极惯性矩。
飞行器受突风影响后所产生的俯仰力矩：
柔性机翼：错误！未找到引用源。 （2-3）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-4）
若以突风情况下最终机翼的迎角变化量来做静稳定性衡量的标准，则有纵向的静稳定性指标函数可以表示为迎角的变化量，机翼相对于重心的力矩公式如下所示：
柔性机翼： 错误！未找到引用源。 （2-5）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-6） 由力矩与角加速度β之间的关系式错误！未找到引用源。，其中J为飞行器的转动惯量，则有飞行器的低头角加速度为：
柔性机翼：错误！未找到引用源。 （2-7）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-8）
由上述各项公式和转角增加量与力矩之间的关系错误！未找到引用源。，其中t为力矩作用的时间，可以知道此时（突风作用在飞行器上后）的转角变化量为:
柔性机翼：错误！未找到引用源。 （2-9）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-10）
对比上述结论可知柔性机翼与刚性机翼之间存在区别，当刚性机翼的形变很小时，这个形变可以忽略。为对比柔性机翼相对刚性机翼变形的优缺点，忽略其它非相关的不等量，即使错误！未找到引用源。。当错误！未找到引用源。→0，柔性翼的纵向静稳定性与刚性机翼相等；当错误！未找到引用源。且不可被忽略时，有错误！未找到引用源。，所以若单纯的以扭矩的大小柔性机翼在气动中心远离弹性中心时转迎角的初始变化速度比刚性机翼差。
然而因为柔性翼为非常规的机翼，在分析时需要采取其他的标准来衡量其稳定性，由稳定性定义可知：受到干扰后，飞行器有自动回复到初始飞行状态的趋势，有这种趋势的飞行器称为有纵向静稳定性。
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通过以上分析知道，此时飞行器需要恢复初始状态，即可用用上述迎角以及升力（高度或运动轨迹）的变化来衡量。因为柔性翼在突风加载时，能迅速产生自适应的补偿迎角错误！未找到引用源。，所以在反应速度上要优先于刚性机翼。而在后续的变化中，即升力的变化，有迎角的加权项在其中，所以虽然柔性翼的变化速度没有刚性机翼那么快，但是变化较刚性翼要平缓且初始的突风影响要小的多，所以在维持固有状态方面要优于刚性机翼，即如下表所示。
表3-1 正面突风下柔性机翼与刚性机翼的对比
而在相同突风情况下的突风过载分别是
柔性机翼：错误！未找到引用源。 （2-11）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-12） 由上述公式可以知道，当柔性机翼的质心与气动中心不重合时，柔性机翼的突风过载特性优于刚性机翼。
若同时考虑机翼的弯曲时候，假设此时的机翼有Γ角度的上反角，错误！未找到引用源。的存在会使得上反角发生变化：
（2-13）
所以有在有弯曲的柔性翼突风过载为：
错误！未找到引用源。 （2-14）
既弯曲进一步降低了突风过载。
机翼的纵向静稳定裕度为：
（2-15） 因此有在任何情况下的柔性机翼与刚性机翼的纵向静稳定裕度是相同的。
3.2柔性翼微型飞行器受侧突风时稳定性
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假设在侧风来临前，柔性翼微型飞行器处在巡航平衡状态，飞行器是稳定的，不存在侧滑角。设飞行器机翼的上反角为错误！未找到引用源。，飞行器的翼展为L。这时，突风从侧面吹来时，形成β的侧滑角，此时来流相对飞行器的速度为ν，横向剖面图（见下图）中有垂直于对称面的分速度ν错误！未找到引用源。，进而得出垂直于机翼弦面的速度分量ν错误！未找到引用源。。
图3-2 侧面突风下的柔性机翼的受力以及变形图
此时，由图可知ν错误！未找到引用源。所产生的机翼的附加迎角为：
（2-16）
当角度很小时，可以近似采用错误！未找到引用源。。因此，对于没有形变的刚性机翼而言，左右机翼在侧风中会产生绕飞行器对称面的滚转力矩，这种由上反角引起的滚转力矩的合力矩可以表示为：
已有横向静稳定性指标函数为： （2-17）
（2-18）
柔性翼微型飞行器，在这种突风侧滑状态下由于机翼产生了附加的升力错误！未找到引用源。，从而改变了初始稳定状态下的上反角Γ，假设柔性材料变形与受力成正比关系，有：
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（2-19）
（2-20） 因此可以知道柔性翼飞行器在突风条件下的滚转合力矩为
（2-21）
对于刚性翼飞行器，在突风下变形很小，可以忽略，因此有错误！未找到引用源。，既有错误！未找到引用源。。对于柔性机翼而言，有错误！未找到引用源。，既有柔性翼微型飞行器的横向静稳定性比刚性机翼要大。
若考虑机翼同时出现纵向扭转与横向的弯曲，综合上述1.2.1可以知道升力的变化为：
（2-22）
忽略上述公式中的二阶小量以后可以近似的认为错误！未找到引用源。，进而可以得出具有纵向扭转的柔性机翼的横向静稳定函数：
（2-23） 分析上述公式可以知道，当纵向有扭转变形时，由于括号内的数据始终小于1，所以机翼的横向静稳定性会变差。但是，可以看出来错误！未找到引用源。是变得更加小了，和纵向分析能得出相同的结论，即若以升力（高度）的大小来衡量飞行器偏离原来飞行轨迹的标准，采用柔性翼作为我们微型飞行器的机翼是能够增加了飞行器的横向静稳定性的。
3.3 柔性翼微型飞行器受正面突风时稳定性
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微型飞行器在正常飞行时各向受力平衡，此时有迎面而来的突风，风速大小为错误！未找到引用源。，由前面的式子可以知道升力为错误！未找到引用源。是增加了，假设增加的气动升力作用在气动焦点上使得柔性翼机翼产生绕弹性中心的变形λ，机翼的迎角发生了变化为错误！未找到引用源。，从而减小了迎面突风错误！未找到引用源。对飞行器升力的影响。
图3-3 正面来流下的刚性翼和柔性翼受力及变形
此时有微型飞行器升力的表达公式：
柔性机翼：错误！未找到引用源。 （2-24）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-25）
由上述的公式可以得出明显的结论，在正面有突风吹来的时候，柔性机翼的升力相比较刚性机翼而言，增加量要小于刚性机翼。因此在轨迹的变化上要小于刚性机翼，飞行器的姿态变化也小于刚性机翼。
若在正面突风来临时柔性翼同时产生横向的变形，即上反角Γ发生了变化，此时升力作用的方向发生了变化，如图所示，合力的方向没有变化，但是合力的大小发生了变化。很明显合升力错误！未找到引用源。要小于刚性机翼合升力错误！未找到引用源。，则横向的柔性变形是进一步减小升力的增加。即直接影响是减小飞行器飞行高度和飞行轨迹的变化，增加飞行器维持本来飞行状态的能力，即增加了飞行器的安定性。
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3.4柔性翼微型飞行器抗风能力综合
通过上述对柔性机翼在下突风、侧突风、正突风三种特殊来流状态下对比刚性机翼的各项变形的分析可以知道，以减小飞行器飞行轨道的改变量为稳定性的衡量时，在其他条件相同时有如下结论性图表：
表3-2 综合柔性翼和刚性机翼的突风特性
通过上述的分析还可以知道，柔性翼在速度增加时升力的增加量小于同条件下的刚性机翼，即在升力的增加速度上小于刚性机翼。对于突然地来风，这个条件使得柔性翼对突风的应对反应速度提高了，提高了柔性机翼的适应性。但相同条件下，为了增加飞行器的飞行高度时，同等条件下柔性翼需要增加飞行器的升力大，而柔性翼的这种性能会影响它升力的增加量，所以对柔性机翼来说，飞行器的操作机动性变差，但是抗突风干扰的能力变好。另外由于柔性机翼的自适应的变形，减小了机翼的迎角，进而减小了飞行器机翼上表面的流速和压力，延迟了机翼上表面的气流分离，也就使得飞行器更加稳定。
考虑到我们研究的飞行器是坐地起降式微型飞行器，对于作战时要求而言，飞行器的高度是在起飞时做好调整，飞行过程中的调整是次要的，所以高度的调整是在起飞时已经能很好得到解决。因此，作为能很好的适应作战时突风影响的柔性机翼，对本机的贡献要明显大于带来的缺点，据此采用柔性机翼来作为我们飞行器的机翼是一个很好的选择。考虑到操作性的要求，因为纵向的形变太大会使得飞行器巡航时的操作性变差，所以要求弯曲变形的能力大于扭转变形能力稍强。
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第四章 柔性翼微型飞行器的结构选型
4.1柔性翼微型飞行器的种类
由前面篇幅的分析可以得出结论，不同形式的布局会给柔性机翼的受力和变形带来不同的影响，所以对柔性机翼的结构布局的研究显得尤为重要。下面就从已有的柔性翼飞行布局出发，来确定适合于本飞行器的结构布局形式，即满足弯曲的前提下不损失太大的操作性。
国际上对柔性翼的研究一直都在进行，下面是国际上各种著名的柔性翼飞行器以及相关的简单介绍：
Florida大学的柔性飞行器以及实验的位移图：
图4-1 柔性翼微型飞行器图
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图4-2 柔性翼微型飞行器形变图
还有下面是已经成功试飞的柔性翼微型飞行器：
图4-3 柔性翼微型飞行器的各视图
目前可能满足结构上要求的柔性翼翼型大致可以分为以下这些形式：
图4-4 柔性翼微型飞行器机翼布局形式
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为了系统的研究柔性翼的结构特性，将上述现有的机翼进行大致的分类，总结来看可以分为红色圈内的几大类：纵向型、横向型、放射型、外框型，另外就是混合型。取以上前四种典型翼型进行受力分析，得出它们受力时的变形特征，用以确定在不同突风载荷情况下机翼的形变，从而选择满足前一章节要求的合适的布局引进到微小型飞行器上。
4.2柔性翼四种典型机翼的受力分析
柔性翼机翼外形已定，为了验证柔性翼微型飞行器机翼的布局和变形的关系以及对抗风性能的影响，我们分别对各种翼型进行受力分析，得到在气动力作用下的机翼的扭转以及弯曲变形再对比前面各项变形对抗风的影响来选定适合我们坐地起降式微型飞行器的机翼布局。
为了飞行器在作战中能完成各项任务，坐地起降式微型飞行器外形框架图如图所示：
图4-5 坐地起降微型飞行器框架图
根据结构和各种连接以及载具需要，更重要的是为了在巡航时，机翼能提供飞行器所需的升力，我们选定原型机机翼一半为研究对象进行研究, 尺寸如下所示：
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图4-6 柔性翼在总体飞行器中布局位置
根据美国Florida大学的研究表明，柔性翼的结构根弦的多少影响飞行器的升力系数的走向，下面是Florida大学以纵向结构的柔性翼为研究对象所作的实验结果：
图4-7 同外形刚性机翼以及柔性机翼升力系数-攻角图
实验的结果表明，柔性翼的根弦数多少与升力系数之间有联系，且在根弦数越少的情况，失速攻角越大。
飞行器在大气中受到的实际气动载荷非常复杂，又因为在此时仅分析柔性机翼的整体变形与所受力之间的关系，所以将复杂的气动力简化为平均的压力载
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荷。为了维持机翼本身的外形以及满足机翼的气动力的要求，我们采用弹性模量大的材料。为了达到柔性要求，在框架采用弹性模量大的材料的前提下，用薄膜材料来维持机翼的表面形状。因为薄膜的厚度很小，以至于不能抵抗弯曲变形，这样可以满足柔性翼变形的要求。下面将介绍初定材料的基本属性。
首先是薄膜材料，因为聚乙烯薄膜材料成本低，而且能满足柔性翼薄膜材料的各项要求，所以选取属性在聚乙烯薄膜范围内的各项属性作为建立模型的数据。框架材料则选取刚度较大接近碳纤维单层属性的数据作为研究对象，厚度均设为1mm，材料的属性如下图所示：
表4-1 建模材料的选择
有限元分析计算的Patran模型如下流程图：
图4-8 电脑建模过程图
最初建模时，采用的壳单元和实体单元搭配的方法，建模后发现计算结果与实际变形有较大的出入，单元连接部分扭转变形大，不满足正常要求。反复检查后发现，在两种单元相互连接的地方，因为连接点处两边的自由度不相同。因此，
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我们采用了双壳模型，即膜单元和框架单元在建模中均采用的是二维壳单元，发现问题能得到很好的而解决。
图4-9采用壳、实体单元建模的柔性翼变形图
最后四种不同布局形式的柔性翼采用的双壳单元所建立的模型受均布力后的形变图分别如下四张图所示：
(1)纵向型机翼受力平均气动载荷后的变形如下图，由图可知道在施加平均气动载荷后，机翼型变量最大的地方在机翼翼尖部分，且机翼不仅有弯曲变形，还兼有扭转变形。
图4-10 纵向型柔性翼结构布局图
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图4-11 纵向型柔性翼变形图
(2)横向型机翼受力及变形分析，下图是横向型布局的机翼在受到施加在机翼表面的平均气动载荷后的变形图，由图可以知道，机翼形变量最大发生在翼尖尾部，且形变图和纵向型布局略同，即兼有扭转和弯曲变形。
图4-12 横向型柔性翼结构布局图
图4-13 横向型柔性翼变形图
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(3)放射型机翼因为在机翼前端根部有支撑整个机翼的结构，所以分出下图三角型小区域作为固定端，分析时就不考虑此部分的变形，即和飞行器机身一样视作无变形的刚体。放射型机翼受力及变形分析，在施加平均气动载荷后的变形与下图所示，由图可知机翼的最大形变发生在翼尖部分，与横向型和纵向型布局机翼一样，同时兼有扭转和弯曲变形，且扭转型变量较大。
图4-14 放射型柔性翼结构布局图
图4-15 放射型柔性翼变形图
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(4)外框型机翼在周围延机翼外圈为框架材料，机翼的中间部分为弹性模量较小的柔性材料。受力情况和上述三种布局的柔性机翼一样，变形分析如下：同样是在施加平均气动载荷后的变形来看，我们得到一个信息就是在外框型布局柔性变形时，沿弦线方向并非单调的变形。
图4-17 外框型柔性翼结构布局图
图4-17 外框型柔性翼变形图
上述的建模为了研究各种布局形式的所带来的机翼的不同的变形形状，因此
对具体的变形大小以及变形是否会破坏机翼的结构，变形后气动力是否满足飞行器飞行的需要，各种布局形式传力的特点和固定端能否承受此力等问题都没有多做考虑，也没有对比研究机翼的材料面积大小对变形的形状和大小的影响，没有
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对比研究刚性机翼的特性，图中所展示的仅仅是在施加平均力于机翼上表面时的型变量，由于实际的气动载荷分布复杂多变，不利于大量建立模型，所以我们采用了简单的加载平均你的方法，使建模过程简单，但是同样能满足我们分析的要求，大大节约了我们的分析时间。
4.3综合柔性翼受力优缺点
综上前一小节的研究结果（变形云图），从图中所显示的结果知道单就上述典型的四种类型来分析可知道在受到相同平均气动载荷时，不同柔性机翼的各向变形不同，而外框型的柔性机翼在纵向形变上不能维持原有的形状特性，中间型变量大，所以淘汰此方案。综合前面柔性机翼的变形与各项性能的对比表，知道各种形式布局的柔性机翼性能如下表所示：
表4-2 四种布局形式柔性翼相同载荷下变形
综上，可以知道，在相同条件下横向型柔性机翼兼顾有扭转和弯曲变形，但是扭转刚度大，变形量较小。纵向型变形与横向型布局相差不大，暂时不做额外的分析和讨论。放射型的柔性机翼形变量扭转和弯曲的比例要最小，即在扭转和弯曲的协调上最好且变形量大。因此，在考虑到各向抗风能力的情况下，放射型柔性机翼能很好的综合扭转和弯曲变形的优点，但是放射型的布局由于固定端太窄太远，所以刚度过小，导致变形太大，不能满足结构的要求。外框型由于变形的形式为中部凸起，不是我们所需要的变形模式，所以在此就淘汰了此种布局，后面将不再讨论。并且以横向型和纵向型作为对比的布局形式。
由上述所有的综合条件，因为放射型布局以及横向和纵向型综合有扭转变形和弯曲变形的能力，能进一步减小突风对飞行器航迹的影响和突风过载，我们现在选定为主要研究的翼型。
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第五章 柔性翼微型飞行器机翼材料
5.1复合材料选择
因为传统的金属材料大多比重过大，不能很好的减小飞行器的自身重量，所以我们将眼光放到现在很多领域都发挥了巨大作用的复合材料上，下面就是我们对机翼的材料和组合的选定。
复合材料（composite materials）是指将两种或两种以上的不同材料，用适当的方法复合成的一种新型材料。它既能保留原组成材料的主要特性，还能通过复合效应获得原组分所不具备的性能，其性能比单一材料性能优越 复合材料的分类方法比较多，常用的有以下三种： （1）根据基体材料的类型分类
①聚合物基复合材料以高分子聚合物做基体，各种类型的树脂最为常用，又可细分为热固性树脂基、热塑性树脂基及橡胶基等。 ②金属基复合材料
以金属、金属合金及金属间化合物等做基体，又可细分为轻金属基、高熔点金属基及金属间化合物基等。
③无机非金属基复合材料以各种无机非金属为基体，常见的有陶瓷基、碳基及水泥基复合材料等。 （2）根据增强体材料分类 ①片材增强复合材料
主要以人工晶片或天然片状物做为增强相的复合材料。 ②颗粒增强复合材料
将增强相加工成微米颗粒或纳米颗粒，然后弥散于基体材料中粘结复合而成。 ③不连续纤维增强复合材料
增强相是具有一定长度的短纤维。短纤维由连续纤维切割而成，金属和陶瓷晶须也可看作短纤维。短纤维在空间或平面内一般呈随机分布，因而复合材料具有空间或平面内的各项同性性质。通过一定的定向技术，也可制造单向或具有一定趋向的短纤维复合材料。 ④连续纤维增强复合材料
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图5-1 单层纤维增强复合材料
以无限长纤维做为增强相，如玻璃纤维、Nicalon、碳纤维、碳化硅纤维等。一般连续纤维在其纤维方向都有较高的强度和刚度，而垂直于纤维方向上的性能较差。根据纤维的增强方向又可分为单向纤维增强复合材料、二维织物增强复合材料及三维织物增强复合材料。
为了对比研究，选出合适的材料，现收集各种复合材料基本属性如下所示：
表5-1 常见复合材料属性表(单位MPa)
复合材料 T300（碳/环氧） Kevlar49（芳纶） 斯考契（玻璃） 4:1织物玻璃
Xt 1500 1400 1062 365
Xc 1400 235 610 304
Yt 40 12 31 139
Yc 46 53 11 225
S 68 34 72 65
因为纤维复合材料具有强度高、韧性好等众多优点，很适合我们微型飞行器的结构和气动等多方面的要求，所以我们考虑选择纤维复合材料作为研究对象。而碳纤维具有强度高、模量高、耐高温、导电等一系列性能，首先在航空航天领域得到广泛应用，近年来在运动器具和体育用品方面也广泛采用。据预测，土木建筑、交通运输、汽车、能源等领域将会大规模采用工业级碳纤维。最终的材料的选择如下所示，我们选择纤维增强层合板来做我们的框架，因为碳纤维有耐高温、耐摩擦、导电、导热及耐腐蚀等众多的优点，且比强度比模量均比钢和钛合金大数倍，与树脂基体易结合成型为复合材料，所以作为本飞行器的框架结构非常合适。而聚乙烯薄膜容易成型、弹性模量小、拉伸强度小、成本低，能很好
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的和碳纤维复合材料结合制作成柔性的机翼，所以选定聚乙烯为薄膜材料，材料的各项属性如下所示：
表5-2 框架以及薄膜材料属性表
聚乙烯薄膜厚度为1mm，单层碳纤维的厚度为0.1mm，铺层方向如下所示：
图5-2 碳纤维复合材料层合板
表5-3 碳纤维复合材料层合板的厚度及铺层方向
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5.2复合材料对应柔性翼受力特点
由前面的材料建立的各布局模型如下面的各选项中所示，为了对比研究，我们使个研究对象的框架结构（大致为复合材料）的面积接近相同，厚度为1mm，这样可以使研究时变量尽可能少，利于对比研究在相同用料的情况下各个布局的所带来的变形收益。
(1)横向型布局柔性翼的布局形式以及在受到施加在机翼表面的平均气动力后的变形图如下图所示，碳纤维增强环氧树脂复合材料所占面积为5463错误！未找到引用源。，厚度1mm。
图5-3 横向型布局形式示意图
图5-4 横向型受力应变图
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(2)纵向型布局柔性翼的布局形式以及在受到施加在机翼表面的平均气动力后的变形图如下图所示，碳纤维增强环氧树脂复合材料所占面积为5888错误！未找到引用源。，厚度1mm。
图5-5 纵向型布局示意图
图5-6 纵向型受力应变图
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(3)放射型布局柔性翼的布局形式以及在受到施加在机翼表面的平均气动力后的变形图如下图所示，碳纤维增强环氧树脂复合材料所占面积为5563错误！未找到引用源。，厚度1mm。
图5-7 放射型布局形式示意图
图5-8 放射型受力应变图
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综合上述可以知道，运用复合材料后机翼的受力和变形发生了变化，但是总体变形的大致形状不变。总结如下表所示：
表5-4 三种布局形式对比
由前图可以知道，横向型布局的柔性翼机翼的扭转刚度大，变形太小，难以满足我们飞行器的设计要求。而且从图中还能知道，放射性机翼由于结构布局的不太合理，刚度差，所以扭转和弯曲变形要比纵向型大一个数量级，因为不能满足气动方面的要求，所以也不被我们纳入考虑范围。综上所述，在纵向型布局中选择合适的作为我的机翼布局。
因此，从这几章得论述和讨论可以得到的结果是，各种布局形式的柔性机翼中，纵向型布局最能满足我们的需求，而由Florida大学的研究结果可以知道，柔性机翼的根弦数越少，飞行器的失速攻角越大，因此我们选用两根弦作为我们的飞行器的柔性翼布局。即最后整合到飞行器上后的效果如下图所示：
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图5-9 纵向布局效果图
5.3布局的最终选择和机翼预变形的设计
为了最终选定合适的机翼布局，我们现在对柔性机翼做定量的分析，假设飞行器在遇到突风前处在巡航状态，即有巡航速度为20m/s，攻角为5.6°，雷诺数为10e5 ，突风等级为0~5级自然风，已知5级自然风为8.0~10.7m/s。 而由总体布局的选择可以知道，权衡到机翼配平力矩和升阻特性，Selig S5010是我们飞行器最佳的翼型，翼形图及压力分布如下图。
图5-10 Selig S5010机翼翼型
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图5-11 Selig S5010机翼翼型巡航状态压力分布曲线
为了计算变形前后升力的变化量，需要计算柔性翼飞行器在突风引起的柔性变形前后的型变量以及升力的变化量。由于使用了柔性机翼，在巡航状态时，柔性机翼会在自身的重力以及升力的合力下发生形变，使得机翼不能维持总体设计时巡航状态的姿态，使得气动力发生了变化，最有可能的情况是升力不能满足飞行器巡航时的最小要求，使得飞行器不能正常飞行甚至会造成掉落的可能。而现阶段需求对这种柔性翼产生的升力缺陷的一种补偿的解决方法，在此我们考虑了使柔性翼的刚度变大，但是这样会影响柔性机翼的抗风性能，得不偿失。经过多方面的考虑，我们采用预变形法进行补偿，即在制造的时候让机翼原有位置不在巡航设计的状态，预先相对于巡航平衡位置有一定的变形量，而当飞机进入巡航状态后，飞行器机翼在气动力和重力的综合作用下使得机翼恰好能达到和停留在总体设计的巡航状态。下面就这种预变形方法计算需要机翼有多大的预变形量。
首先，我们利用patran软件计算两根弦的柔性机翼机翼在自身重力和巡航状态下气动压力双重作用下的柔性变形量。
图5-12 柔性机翼在重力与气动力作用下变形
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图5-13 柔性机翼在重力与气动力作用下传力图
由上图的形变知道，如若机翼没有施加预变形量，巡航阶段柔性机翼将会发生如上图所示的形变。为了达到预变形的效果，即给机翼一个安装角度，使得机翼能在巡航状态满足总体设计的要求，现在我们以上述变形为基准，设定一个反相的安装角度，并留一定的余量，以是机翼能在受力后迅速变形成我们需要的机翼形状。
经简单的角度计算可以知道，需将柔性翼部分安装有3.6°的下反角即可，即有如图所示的效果图：
图5-14 柔性机翼有3.6°下反安装角效果图
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图5-15 柔性机翼有3.6°下反安装角三维效果图
下面进行柔性翼的抗风能力分析。假设飞行器在正常飞行时是恰好能维持机翼原有的形状，且飞行器处在温度为15°和气压为101.325kPa（即一个一个标准大气压），空气的密度则为1.225kg/错误！未找到引用源。。正面来流突风速度变化范围为1~10m/s，攻角在5.6°,则有如下的各项参数：
表5-5 一到五级风速对应机翼属性
因为知道对于来流有错误！未找到引用源。，而从升力系数的定义错误！未找到引用源。可以知道，升力的计算公式为：
（5-1）
通过代入上述计算公式可以知道，在顺航向1-5级的风速下，若选用刚性机翼时，半边外侧部分机翼所提供给飞行器的升力图如下图所示：
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图5-16 一到五级风速下刚性机翼升力图
带入到柔性翼中，假设柔性机翼在上述各项变化中始终在线性范围内，则由本文第三章的知识可以知道柔性翼的升力为：
（5-2）
将来流速度和变化两带入到上述计算公式可以得到，在变化的纵向型柔性翼对应的扭转和弯曲变形中，由半边柔性机翼部分升力如下图所示：
图5-17 一到五级风速下柔性机翼升力图
比较两者的升力可以得到如下表的图形：
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图5-18 一到五级风速下刚性机翼和柔性机翼的升力比较图
从图中数据可以知道柔性机翼的升力变化幅度小于刚性机翼升力变化幅度，并且柔性机翼的升力增加量要小于刚性机翼。这样可以得出结论纵向型布局的柔性机翼能明显改善顺航向突风带来的影响，在飞行器以巡航速度飞行时，减小突风带来的影响30%以上，很大程度提高了飞行器的稳定性和环境适应性减小了气流分离的可能。
我们的模型建立中有很多简化的过程和假设，现在需要对这些假设条件何简化过程做适当的分析。首先，我们的飞行器作为低雷诺数下飞行的微型飞行器，由于低雷诺数下的气流流动携带的动能小，建模过程中，我们采用的是无弯度的平板壳元模型，而且忽略了流固耦合现象。机翼的气动力变化和柔性机翼的结构变化是相互耦合的，即当气动载荷作用在机翼后，柔性翼会产生变形，机翼的变形又会改变机翼所受到的气动力大小和分布，这样会有新的气动力而产生新的变形，这是一个无限迭代的过程，最终的到只是一个无限接近真实值的近似值。
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第六章 柔性翼微型飞行器其它特性
6.1柔性翼的模态
每一种新型飞行器的研究，都离不开飞行器动力系统的研究，而我们的微型飞行器的动力为单桨拉进。作为新研究的柔性翼，必须考虑到其振动周期会不会和我们的动力系统发生耦合引起共振，共振会引发多方面的事故。所以这项研究在飞行器初始设计阶段就显得尤为重要。
纵向型柔性机翼的模态计算主要是在patran中进行，所用到的数据主要有上述第六章用到的碳纤维T300：弹性模量230GPa、泊松比0.3、密度1.76g/错误！未找到引用源。。聚乙烯塑料薄膜：弹性模量0.2GPa、泊松比0.4、密度0.98g/错误！未找到引用源。。
首先对机翼的模态进行分析，得出机翼固有的频率：
表6-1 柔性机翼的固有频率
为了满足飞型器以及重量等多方面的综合要求，飞行器的动力系统即螺旋桨的选用ARA-D 6%翼型，且有螺旋桨的转速为2957.3rev/S，即有螺旋桨的转速与柔性机翼的固有频率相差甚远，即不会发生耦合而产生共振的现象，所以可以选用此类翼型作为我们的机翼。
6.2起落装置对机翼的影响
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起落装置与飞行器机体结构有同样的结构设计要求：即在保证起落装置结构的强度、刚度以及预期的安全寿命的前提下重量最小；同时要求起落装置使用、维护方便，易于更换、修理，还有空气 动力和工艺性、经济性等要求．但必须注意，起落装置是由结构，机构和各种系统共同组成的复杂部件，在使用中起落装置系统范畴出现的问题比较多，而它与飞行器的安全又有很大关系，因此起落装置应具有很高的可靠性。
图6-1 坐地起降式微型飞行器起落装置效果图
柔性翼微型飞行器的起落装置安装在机翼末端，效果图如上图所示，用来承受整机的重量，并在任务的姿态转化后承受落地时带来的冲击，为了在降落过程留一定的余量，不至于在降落接地过程在和过大的情况下毁坏机翼以及其中的设备，在布局形式不变的情况下对机翼施加等价于飞行器整体重量3倍的力于机翼末端来计算强度是否满足要求。
根据总体设计中的图表统计以及任务载荷，可以知道飞行器的起飞重量约有350g左右，因此我们以10N的力施加与飞行器的几何中心会留足够的余量供飞行器应对各种突发情况。
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图6-2 全机有限元结构网格划分
图6-3 全机的布局形式
上述两张图片是建模过程，我们将重力集中到飞行器中心加载，计算结果如下图所示，分别为飞行器整机在垂直下落时的受力图，由图像可知，在不考虑加载点应力的时候，飞行器柔性翼与机体结合的部位应力最大。
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图6-4 垂直着陆时机翼的形变图
图6-5 垂直着陆时垂尾的形变图
因为在重力加载的过程中，采用的是集中力的方法，即在飞行器的几何中心加载等于飞行器重力大小3倍的集中载荷，所以最大应力实际上不应在飞行器的几何中心。根据上述两张受力结果图可以知道，最大应力在材料的承受应力最小范围内，即应力远远小于单向碳纤维最小拉伸强度80MPa，而聚乙烯薄膜材料的拉伸强度7-28MPa，也远远满足降落时的强度要求，因此不会在降落的时候破坏柔性翼。
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第七章 总结与展望
7.1 本文总结
柔性机翼为坐地起降式微型飞行器带来诸多好处， 本文从坐地起降式微型飞行器入手，以柔性机翼为主要研究对象，在建立有限元模型等的基础上，进行了受力和变形的计算，并对柔性机翼的抗风能力进行了推导和验证。
首先，本文对微型飞机进行了介绍，并且对柔性翼做了简单解释和国内外的研究情况的阐述，并且对柔性翼抗风的基理做了一个分析。
然后，论文切入重点，从不同的来流方向上分别分析了柔性翼抗风特点和公式的推导，并且研究了气动力的变化带来的结果，总结了各向变形所给予的不同的影响。
接着，我们引入了四种不同的柔性翼布局结构，通过建立有限元模型，计算对于均布载荷下的4种柔性翼的变形特点，通过变形对比和结合前面对抗风的研究，最终确定满足项目设计需求的柔性翼布局形式，并分析抗风效果。
另外，针对最终的选定方案，进一步分析了柔性翼的固有振动特性，分析了着陆时的形变，并且验证了此种布局能满足结构上的设计要求。
7.2工作展望
论文虽然得出来一部分结果，但是文章中仍然存在有一些缺陷和值研究得修改的地方：
1）建模过程中采用了单层机翼来模拟有厚度和弯度的真实机翼，在推导过程中，忽略了摩擦应力的影响，一些计算中就会使数据不太准确，并且忽略了机翼的三维效应。
2）机翼的结构布局分类并不完善，只是简单分类为四大类，而混合类等一些没有进行研究和比较，可能会漏掉更好的布局选择，这样就使得结构的选择方面显得很有局限性。
3）气动升力的计算采用的是二维的数据，对于这种微型飞行器来说，三维的效应应该更加明显，因此在气动升力的计算中使得数据与实际的升力有较大的差别，而使后续的计算不准确。
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4）模型中气动力的加载采用的是分块模式，这也与实际的情况不相符合，真正的气动力是复杂且多变的，我们采用了理想模式的方法计算在巡航状态下的形变是不符合实际情况的。
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致谢
这次毕业设计即将结束，我非常感谢在这次设计中给予我帮助的老师和同学。首先要感谢的是一直默默帮助和悉心指导我完成毕业设计的李斌副教授。他治学态度严谨，工作精益求精，生活中对学生和蔼可亲，学术上对学生要求严格。在李老师研究领域，它有相当丰富的理论和实践知识，在论文阶段给了我很大的启迪，并在各方面给予我莫大的支持。祝李老师工作顺利，身体健康！
还要感谢这次毕业设计从选题开始，到收集资料，以及后来的制作过程中一直都提供给我关心、支持、建议、帮助的胡裕老师和队长焦俊还有队员马凯超，在他们的帮助下，让我获益匪浅，学到了很多知识，还让我体会到团队合作的精神。祝大家身体健康！
还有我的同学胡巍，段义乾，高旭等，他们一直在我背后默默地支持我、帮助我，在我思绪混乱的时候开导我，帮我打开思路。希望你们身体健康，学业有成！
最后，再次向关心我帮助我的老师和同学说声：“谢谢！”。
冯志壮
2011年6月于西北工业大学
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本科毕业设计论文
毕业设计小结
在做毕业设计的过程中，我受益很多，感触很多。
作为项目小组一员的我，不仅在此项目中学会了很多专业技能，将书本上的理论知识通过我们的努力研究转化到实际应用中去，更重要的是领悟到了一种团队精神，在老师的悉心指导下，我们队员通过长时间的创新研究，相互之间协调配合，和不断的努力，成功的完成了团队设计的任务。
在这个过程里，我学会了收集资料，整理资料。并且学会了一些航空设计研究中常用的一些必备的软件，最主要的是学会了结构有限元分析常用的软件Patran，这将给我以后的学习和工作提供很大的技术支持。
这次设计过程中，还让我体会到了个人的力量是渺小的，团队的力量是无限的，通过这么长时间的一起工作，我从其他队员身上学到了不少文化知识和协作精神，在设计过程中我们一起披荆斩棘，共同进退，克服重重困难，不仅收获了丰富文化知识，还收获了人生中宝贵的友谊。
作为一名本科生，能有机会把学习的知识运用到实际中，让我体会到了知识的重要性，提高了我的学习积极性，希望以后有根多的机会能参与到设计研究当中去。 51
摘 要
微小型飞行器是于上世纪90年代发展起来的一种新型的飞行器，也是目前国内外航空领域飞行器研究的重要发展方向。它有体积小、重量轻、携带方便、成本低等众多优点，因此它有广泛的应用前景。
本文围绕团队项目“坐地起降式微型器”的设计需要，开展柔性机翼微型飞行器的抗风设计研究。文章首先从简化的柔性机翼模型入手，将突风来流分为三个方向，研究了柔性机翼抗突风的根本原因。然后将柔性机翼的结构分为典型的四大类，通过建立有限元模型，采用对比的方法研究飞行器四种典型结构的受力与变形。针对实际方案的需要，文章进一步采用轻质复合材料，进行了典型构型复合材料柔性翼的对比，并确定最终的设计方案，并提出利用柔性复合材料机翼的预变形来解决巡航升力问题。最后针对选定柔性翼方案，分析了柔性机翼飞行器的实际抗风能力及其振动特性和起降安全特性。相关研究验证了柔性材料的机翼可以增加微小型飞行器的突风适应性，使微小型飞行器能更加适应变化的外部条件，减小外部因素对飞行器的限制，提高飞行器的生存能力。
关键字：微型飞行器，柔性翼，复合材料，抗风能力
ABSTRACT
Micro air vehicle was a new class of aircraft which developed in the last century, 90 years. Now is also an important aircraft research 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 MAV’s wind resistance by the deformation of the structure. This paper 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 flexible 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 deformation 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 and landing safety also were analyzed. Research results show that the flexible wing can increase the aircraft's 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 for the improvement of aircraft survivability.
KEY WORDS： MAV，Flexible wing，Composite materials，Wind resistance
目 录
第一章 绪论 ................................................ 5
1.1微型飞行器简介 ....................................................................................... 5
1.2柔性微型飞行器 ....................................................................................... 6
1.3本文内容介绍 ........................................................................................... 7
第二章 柔性微型飞行器性能 .............................. 9
2.1柔性翼微型飞行器受力模型简化 ........................................................... 9
2.2柔性翼微型飞行器预想效果 ................................................................. 10
第三章 柔性翼微型飞行器的突风特性 ................. 12
3.1柔性翼微型飞行器受下突风时的稳定性 ............................................. 12
3.2柔性翼微型飞行器受侧突风时稳定性 ................................................. 15
3.3 柔性翼微型飞行器受正面突风时稳定性 ............................................ 17
3.4柔性翼微型飞行器抗风能力综合 ......................................................... 19
第四章 柔性翼微型飞行器的结构选型 ................. 20
4.1柔性翼微型飞行器的种类 ..................................................................... 20
4.2柔性翼四种典型机翼的受力分析 ......................................................... 22
4.3综合柔性翼受力优缺点 ......................................................................... 29
第五章 柔性翼微型飞行器机翼材料 ..................... 30
5.1复合材料选择 ......................................................................................... 30
5.2复合材料对应柔性翼受力特点 ............................................................. 32
5.3布局的最终选择和机翼预变形的设计 ................................................. 37
第六章 柔性翼微型飞行器其它特性 ................... 43
6.1柔性翼的模态 ......................................................................................... 43
6.2起落装置对机翼的影响 ......................................................................... 43
第七章 总结与展望 ....................................... 47
7.1 本文总结 ................................................................................................ 47
7.2工作展望 ................................................................................................. 47 参考文献 ..................................................... 49 毕业设计小结 ............................................... 52
第一章 绪论
1.1微型飞行器简介
微型无人飞行器是一种新概念飞行器，因为有体积小、重量轻、成本低、携带方便、飞行高度低、适应性强、灵活多变、隐蔽性好，具有起飞降落不需要跑道或者发射装置、回收装置和其他基础设施等众多优点，对未来军事作战产生深远影响。 微型飞行器也称为MAV（Micro Air Vehicle），现在正在研究的MAV主要有三种，一种是像飞机一样的固定翼模型，第二种是跟昆虫和鸟类一样的扑翼模型，第三种是跟直升机一样的旋翼模型。微型飞行器跟鸟类和昆虫一样都在低雷诺数下飞行，因此对鸟类和昆虫的研究对微型飞行器大有帮助。它们可以毫不引人注意的进行空中侦察活动，并将其传回地面。而近些年来，微纳米科技的和微电子科技的蓬勃发展又给微型飞行器增加了新的应用前景，正因为它有如此众多的优点，使得它能吸引越来越多的研究者目光。以美国Florida大学的UF，“臭鼬”研制组及通用电气公司的“微型星”，加利福尼亚技术学院与瓦伊伦门特航空公司及洛杉矶大学共同研究的“微型蝙蝠”，荷兰科学家研制的代夫尔微型摄影飞行器等微型飞行器
.
图1-1 微型飞行器
微型飞行器的研制现阶段的关键技术在于低雷诺数条件下飞行器尺寸小且重量轻，要求在能完成任务的前提下，保证有小尺寸和轻重量等特点，而且要协调动力能源系统和通讯控制装配。对微型飞行器的界定，美国国防部预研计划局有四条指标，第一条它微型飞行器的最大尺寸不超过15厘米，第二条，最大航程10公里以上，第三条，最大飞行速度至少达到每小时40到50公里，第四条，最大续航时间起码达到2小时。
图1-2 微型飞行器效果图
微型飞行器的兴起与微型飞行器的应用广泛有非常大的联系，微型飞行器除了用于军事侦查外，还在交通、通讯、宇航、大气研究等众多领域有广泛的应用潜力。在国防领域具有十分重要而广泛的研究背景，能过比其他飞行器更好地执行的任务。在军事领域，可用于敌情侦察、目标追踪、部署传感器和中继通信等，装有传感器和摄像头的微型垂直起降飞行器可用于低空和近距离的侦察和监视，甚至可以飞抵并停留在建筑物顶部进行长时间的侦查、探测，因此，它在未来的城市战区和军事行动中能发挥独特的作用现在各个国家和有实力的研究单位以及科学爱好者都在注意力放到了这项集各种尖端技术于一身的微型飞行器研究上来。
综上所述，可以看出微小型垂直起降飞行器的研究无论对国防或民用领域，还是对新概念飞行器这一新兴领域的探索性研究，都具有十分重要的战略意义和应用价值。
1.2柔性微型飞行器
柔性微型飞行器是建立在微型无人飞行器基础上的一个新兴的概念，它不同于通过后掠角和上反角来改变机翼扭转变形的主动柔性翼技术（AAW），是一种通过材料本本身的特点来实现机翼变形的一种技术。柔性材料是在受力时能有较大的形变，而去掉载荷后能恢复到原来的状态。因此，在保证飞行安全的的前提下，给微型无人飞行器装上柔性材料制成的机翼，使得机翼在受到突风干扰时产生较大的形变，降低附加的升力及控制力矩等，达到提高飞行器抗突风的能力，从而使微型飞行器能更加适应多变的战场环境。
常规的飞行器设计中，机翼的气动设计是按照刚性机翼进行的，即在对机翼的外形等参数进行优化的过程中是不考虑机翼在受到气动载荷时的变形的，反之，也不会考虑外形的变形对气动特性的影响。而为了避免这种在气动载荷下的变形和给飞行器在各个方面带来的不利影响，通常情况下采用的是加大结构的刚度来防止这种变形，而这将会牺牲飞行器整体的重量，在微型飞行器低雷诺数情况下这种方法尤为不科学。积极利用机翼的柔性变形，不仅有望能够减轻结构重
量，还能达到减小突然来流对飞行器的影响。如果这种技术研究成熟，必将在未来的微型飞行器将得到更大更广的应用。
图1-3 柔性机翼微型飞行器
美国Florida大学已经研究出一系列以柔性翼为基础的微小型飞行器，并成功装在摄像头和全球定位系统。下图是Florida大学花费7年时间研究出来的柔性翼UF号飞行器。
图1–4 柔性微型飞行器俯视和侧视图
近年来随着人们对微型飞行器的研究热度不断高涨，新技术的应用成了人们争相研究的热点。
1.3本文内容介绍
本文针对的是就微型垂直起降飞行器的自身特点来结合柔性翼的抗风特性，灵活的综合两大特色来提高微型飞行器的适应性和生存能力。根据垂直起降无人机的设计概念以及要求本文将对任务要求如下所列举的微型飞行器作为主要研究对象：
翼展b=250mm
小展弦比 A=2左右
低雷诺数10e5数量级
巡航速度20m/s（72km/h）
巡航高度200m
续航时间>30min（巡航10min，盘旋20min）
对于此范围内的微小型飞行器柔性机翼的各种研究。因为现在的材料强度一般能承受飞行器的结构问题，所以在不做任何其它额外的外形设计及结构调整的情况下，基本外形如下图所示：
图 1–5 单桨拉进式微型飞行器
本为出简单的介绍柔性微型飞行器外，还将深入研究柔性机翼的其他特点特性。其中包括柔性翼飞行器机翼简化模型下的受力，在各典型突风情况下（正面突风、侧面突风、下突风）对比刚性机翼的变形；柔性翼的各项变形所带来的收益以及引起的性能降低；结合复合材料运用patran计算机翼变形，还有各种形式布局的机翼的优缺点；结合实际的抗风能力以及变形特点来最后择优选择的柔性翼形式；最后联系全机的起降特点，对柔性翼在任务中不同阶段时受力变形进行分类系统化的研究；最后总结全文，提出需要改进的方面，为后续的研究做铺垫。
第二章 柔性微型飞行器性能
2.1柔性翼微型飞行器受力模型简化
柔性翼微型飞行器在飞行中受气动力的作用，会产生自适应的翼面变形，因此不但具有非操作反应适当和失速性能好等众多优点，还能提高低雷诺数条件下的气动效率和飞行稳定性。下面就柔性翼微型飞行器机翼飞行性能以及结构受力特性进行分析，为柔性翼飞行器的气动特性以及其他相关性能研究做铺垫。
柔性翼的气动计算不仅涉及复杂的气动计算问题，同时还要耦合结构的变形问题，首先要计算微型飞行器机翼上的气动力，得出结果带入特定的结构方程，计算出结构的变形，反过来结构的变形又使得气动力改变，是一个互相影响的非定常过程，即使在定常来流下，结构也是一直在振动的，在突风来流下，情况变得更加复杂，因此研究时必须引入一定的简化。
为研柔性翼载突风时受力变形的本质以及给飞行器本身带来的影响，我们从简化的模型入手。在空中飞行时，飞行器所受的空气动力主要来源有以下两个部分：（1）飞行器表面的压力；（2）飞行器表面的剪应力（摩擦应力）。假设飞行器对称的穿越突风，且不考虑摩擦应力，此时的地面固定坐标轴系错误！未找到引用源。，以及飞行器机体坐标轴系OXYZ，飞行器在正常飞行时速度分量在地面固定坐标系xoy平面的分量为错误！未找到引用源。（图1）。柔性翼微型飞行器遇到来袭突风错误！未找到引用源。，错误！未找到引用源。在地面固定坐标系中的分量分别错误！未找到引用源。和错误！未找到引用源。。
此时，在图中我们可以看到，由于受到突风的影响，柔性翼微型的迎角以及侧滑角相对于突风前发生了变化，假定分别将产生了αw和βw的改变量。
针对此小迎角、低风速、低空下的机翼所产生的升力可以简单的表示为：
其中：ρ为海平面大气密度；
v为气流的速度；
错误！未找到引用源。为升力系数；
S为机翼面积；
错误！未找到引用源。为升力线斜率；
a为迎角。
（1-1）
图2-1 飞行器的坐标系图
由上述公式可以看出，微型飞行器在突风情况下，错误！未找到引用源。相同时，对升力唯一有影响的就是飞行器此时的迎角a，在突风时，微型飞行器的实际迎角是错误！未找到引用源。，即飞行器的突风
迎角错误！未找到引用源。将影响飞行器在突风时的升力大小，而升力的大小对飞行器最直接的影响就是飞行姿态，错误！未找到引用源。越小，姿态的变化将越小。从而得出结论：在突风一定的情况下，对于其他条件相同的两架微型飞行器，采用柔性机翼能有效减小飞行器错误！未找到引用源。的大小，则能产生更小的飞行姿态变化，恢复原有飞行状态的能力变强，即提高飞行器的抗风干扰性强。
2.2柔性翼微型飞行器预想效果
首先我们的飞行器具有一般微型飞行器所共有的特点，即重量轻，体积小，易于携带，造价低，隐蔽性好，等。任务剖面图如下所示：
图2-2 坐地起降飞行器任务剖面图
其次，我们采用了新的机翼模型，即柔性机翼，柔性翼微型飞行器飞行时遇到突风，在气动力的作用下会发生弹性变形，这种变形会降低飞行器的有效攻角增量。因此，相比传统的刚性机翼，柔性机翼的这种能力在理论上能很大程度减小大气扰动的影响。由于微型飞行器本身在空气中的运动是一个极其复杂的动力学系统，加上动力系统、操作系统、控制系统等的活动以及外部气流的变化，使得求解变得十分复杂而无法进行。因此，我们采用简化的大气模型和简化的微型飞行器模型来模拟实际柔性翼微型飞行器在空气中的飞行情况，进行在突风载荷情况下的计算得到近似结果，来估计由于添加柔性翼所带来的抗风性能。下面将分别对柔性翼微型飞行器在分别受到XYZ方向的来流风时，即分别命名为下突风和侧面突风以及正面突风三种情况下的扭转以及弯曲变形和纵向和横向稳定性进行细致的分析。
11
第三章 柔性翼微型飞行器的突风特性
3.1柔性翼微型飞行器受下突风时的稳定性
稳定性又称安定性，它是指飞行器在一定条件下的一种运动属性，通常是指飞行器保持固有状态或反抗外界干扰的能力。由于本微型飞行器的计算均是在低雷诺数下，翼型在这一范围内不可避免的会出现分离现象，这些现象对翼型的气动特性分析有很大的影响，本章是为了研究柔性翼微型飞行器柔性机翼减小突风影响的本质特性，所以不考虑分离等现象。
由图1和前一章节介绍可以知道，柔性翼飞行器在受突风时实际迎角是错误！未找到引用源。，假设飞行器机翼为对称翼型，则中弦线为一条直线，机翼的质心Cg、气动中心错误！未找到引用源。如图2-1所示。现假设柔性翼的弹性中心Ce在图中所示的位置，它们之间的相互关系如图3-1中所示。
突风柔性翼微型飞行器机翼的迎角由错误！未找到引用源。变化到错误！未找到引用源。时，作用在机翼表面的升力会增加，增加的升力作用在气动中心上会使飞行器产生低头力矩错误！未找到引用源。,从而使机翼产生绕弹性中心的转动变形错误！未找到引用源。。由于这个附加转角错误！未找到引用源。的作用，机翼迎角发生变化，自动产生了补偿迎角错误！未找到引用源。,从而抵消了错误！未找到引用源。的扰动作用，最终降低了突风风对微型飞行器的影响。
图3-1 下面突风下柔性翼的受力及变形
12
因为此时研究的气动力变化范围不大，为了对比刚性翼研究，假设后面参与分析的刚性机翼的刚度都非常大，即在受力发生变化时几乎不产生形变，最终的微型飞行器的升力表达式：
柔性机翼：错误！未找到引用源。 （2-1）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-2）
针对纵向稳定性问题，设质心错误！未找到引用源。与空气动力学焦点错误！未找到引用源。之间的距离为错误！未找到引用源。，弹性中心错误！未找到引用源。与空气动力学焦点错误！未找到引用源。之间的距离为错误！未找到引用源。，G表示弹性机翼的剪切模量，错误！未找到引用源。为极惯性矩。
飞行器受突风影响后所产生的俯仰力矩：
柔性机翼：错误！未找到引用源。 （2-3）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-4）
若以突风情况下最终机翼的迎角变化量来做静稳定性衡量的标准，则有纵向的静稳定性指标函数可以表示为迎角的变化量，机翼相对于重心的力矩公式如下所示：
柔性机翼： 错误！未找到引用源。 （2-5）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-6） 由力矩与角加速度β之间的关系式错误！未找到引用源。，其中J为飞行器的转动惯量，则有飞行器的低头角加速度为：
柔性机翼：错误！未找到引用源。 （2-7）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-8）
由上述各项公式和转角增加量与力矩之间的关系错误！未找到引用源。，其中t为力矩作用的时间，可以知道此时（突风作用在飞行器上后）的转角变化量为:
柔性机翼：错误！未找到引用源。 （2-9）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-10）
对比上述结论可知柔性机翼与刚性机翼之间存在区别，当刚性机翼的形变很小时，这个形变可以忽略。为对比柔性机翼相对刚性机翼变形的优缺点，忽略其它非相关的不等量，即使错误！未找到引用源。。当错误！未找到引用源。→0，柔性翼的纵向静稳定性与刚性机翼相等；当错误！未找到引用源。且不可被忽略时，有错误！未找到引用源。，所以若单纯的以扭矩的大小柔性机翼在气动中心远离弹性中心时转迎角的初始变化速度比刚性机翼差。
然而因为柔性翼为非常规的机翼，在分析时需要采取其他的标准来衡量其稳定性，由稳定性定义可知：受到干扰后，飞行器有自动回复到初始飞行状态的趋势，有这种趋势的飞行器称为有纵向静稳定性。
13
通过以上分析知道，此时飞行器需要恢复初始状态，即可用用上述迎角以及升力（高度或运动轨迹）的变化来衡量。因为柔性翼在突风加载时，能迅速产生自适应的补偿迎角错误！未找到引用源。，所以在反应速度上要优先于刚性机翼。而在后续的变化中，即升力的变化，有迎角的加权项在其中，所以虽然柔性翼的变化速度没有刚性机翼那么快，但是变化较刚性翼要平缓且初始的突风影响要小的多，所以在维持固有状态方面要优于刚性机翼，即如下表所示。
表3-1 正面突风下柔性机翼与刚性机翼的对比
而在相同突风情况下的突风过载分别是
柔性机翼：错误！未找到引用源。 （2-11）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-12） 由上述公式可以知道，当柔性机翼的质心与气动中心不重合时，柔性机翼的突风过载特性优于刚性机翼。
若同时考虑机翼的弯曲时候，假设此时的机翼有Γ角度的上反角，错误！未找到引用源。的存在会使得上反角发生变化：
（2-13）
所以有在有弯曲的柔性翼突风过载为：
错误！未找到引用源。 （2-14）
既弯曲进一步降低了突风过载。
机翼的纵向静稳定裕度为：
（2-15） 因此有在任何情况下的柔性机翼与刚性机翼的纵向静稳定裕度是相同的。
3.2柔性翼微型飞行器受侧突风时稳定性
14
假设在侧风来临前，柔性翼微型飞行器处在巡航平衡状态，飞行器是稳定的，不存在侧滑角。设飞行器机翼的上反角为错误！未找到引用源。，飞行器的翼展为L。这时，突风从侧面吹来时，形成β的侧滑角，此时来流相对飞行器的速度为ν，横向剖面图（见下图）中有垂直于对称面的分速度ν错误！未找到引用源。，进而得出垂直于机翼弦面的速度分量ν错误！未找到引用源。。
图3-2 侧面突风下的柔性机翼的受力以及变形图
此时，由图可知ν错误！未找到引用源。所产生的机翼的附加迎角为：
（2-16）
当角度很小时，可以近似采用错误！未找到引用源。。因此，对于没有形变的刚性机翼而言，左右机翼在侧风中会产生绕飞行器对称面的滚转力矩，这种由上反角引起的滚转力矩的合力矩可以表示为：
已有横向静稳定性指标函数为： （2-17）
（2-18）
柔性翼微型飞行器，在这种突风侧滑状态下由于机翼产生了附加的升力错误！未找到引用源。，从而改变了初始稳定状态下的上反角Γ，假设柔性材料变形与受力成正比关系，有：
15
（2-19）
（2-20） 因此可以知道柔性翼飞行器在突风条件下的滚转合力矩为
（2-21）
对于刚性翼飞行器，在突风下变形很小，可以忽略，因此有错误！未找到引用源。，既有错误！未找到引用源。。对于柔性机翼而言，有错误！未找到引用源。，既有柔性翼微型飞行器的横向静稳定性比刚性机翼要大。
若考虑机翼同时出现纵向扭转与横向的弯曲，综合上述1.2.1可以知道升力的变化为：
（2-22）
忽略上述公式中的二阶小量以后可以近似的认为错误！未找到引用源。，进而可以得出具有纵向扭转的柔性机翼的横向静稳定函数：
（2-23） 分析上述公式可以知道，当纵向有扭转变形时，由于括号内的数据始终小于1，所以机翼的横向静稳定性会变差。但是，可以看出来错误！未找到引用源。是变得更加小了，和纵向分析能得出相同的结论，即若以升力（高度）的大小来衡量飞行器偏离原来飞行轨迹的标准，采用柔性翼作为我们微型飞行器的机翼是能够增加了飞行器的横向静稳定性的。
3.3 柔性翼微型飞行器受正面突风时稳定性
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微型飞行器在正常飞行时各向受力平衡，此时有迎面而来的突风，风速大小为错误！未找到引用源。，由前面的式子可以知道升力为错误！未找到引用源。是增加了，假设增加的气动升力作用在气动焦点上使得柔性翼机翼产生绕弹性中心的变形λ，机翼的迎角发生了变化为错误！未找到引用源。，从而减小了迎面突风错误！未找到引用源。对飞行器升力的影响。
图3-3 正面来流下的刚性翼和柔性翼受力及变形
此时有微型飞行器升力的表达公式：
柔性机翼：错误！未找到引用源。 （2-24）
刚性机翼：错误！未找到引用源。 （2-25）
由上述的公式可以得出明显的结论，在正面有突风吹来的时候，柔性机翼的升力相比较刚性机翼而言，增加量要小于刚性机翼。因此在轨迹的变化上要小于刚性机翼，飞行器的姿态变化也小于刚性机翼。
若在正面突风来临时柔性翼同时产生横向的变形，即上反角Γ发生了变化，此时升力作用的方向发生了变化，如图所示，合力的方向没有变化，但是合力的大小发生了变化。很明显合升力错误！未找到引用源。要小于刚性机翼合升力错误！未找到引用源。，则横向的柔性变形是进一步减小升力的增加。即直接影响是减小飞行器飞行高度和飞行轨迹的变化，增加飞行器维持本来飞行状态的能力，即增加了飞行器的安定性。
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3.4柔性翼微型飞行器抗风能力综合
通过上述对柔性机翼在下突风、侧突风、正突风三种特殊来流状态下对比刚性机翼的各项变形的分析可以知道，以减小飞行器飞行轨道的改变量为稳定性的衡量时，在其他条件相同时有如下结论性图表：
表3-2 综合柔性翼和刚性机翼的突风特性
通过上述的分析还可以知道，柔性翼在速度增加时升力的增加量小于同条件下的刚性机翼，即在升力的增加速度上小于刚性机翼。对于突然地来风，这个条件使得柔性翼对突风的应对反应速度提高了，提高了柔性机翼的适应性。但相同条件下，为了增加飞行器的飞行高度时，同等条件下柔性翼需要增加飞行器的升力大，而柔性翼的这种性能会影响它升力的增加量，所以对柔性机翼来说，飞行器的操作机动性变差，但是抗突风干扰的能力变好。另外由于柔性机翼的自适应的变形，减小了机翼的迎角，进而减小了飞行器机翼上表面的流速和压力，延迟了机翼上表面的气流分离，也就使得飞行器更加稳定。
考虑到我们研究的飞行器是坐地起降式微型飞行器，对于作战时要求而言，飞行器的高度是在起飞时做好调整，飞行过程中的调整是次要的，所以高度的调整是在起飞时已经能很好得到解决。因此，作为能很好的适应作战时突风影响的柔性机翼，对本机的贡献要明显大于带来的缺点，据此采用柔性机翼来作为我们飞行器的机翼是一个很好的选择。考虑到操作性的要求，因为纵向的形变太大会使得飞行器巡航时的操作性变差，所以要求弯曲变形的能力大于扭转变形能力稍强。
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第四章 柔性翼微型飞行器的结构选型
4.1柔性翼微型飞行器的种类
由前面篇幅的分析可以得出结论，不同形式的布局会给柔性机翼的受力和变形带来不同的影响，所以对柔性机翼的结构布局的研究显得尤为重要。下面就从已有的柔性翼飞行布局出发，来确定适合于本飞行器的结构布局形式，即满足弯曲的前提下不损失太大的操作性。
国际上对柔性翼的研究一直都在进行，下面是国际上各种著名的柔性翼飞行器以及相关的简单介绍：
Florida大学的柔性飞行器以及实验的位移图：
图4-1 柔性翼微型飞行器图
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图4-2 柔性翼微型飞行器形变图
还有下面是已经成功试飞的柔性翼微型飞行器：
图4-3 柔性翼微型飞行器的各视图
目前可能满足结构上要求的柔性翼翼型大致可以分为以下这些形式：
图4-4 柔性翼微型飞行器机翼布局形式
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为了系统的研究柔性翼的结构特性，将上述现有的机翼进行大致的分类，总结来看可以分为红色圈内的几大类：纵向型、横向型、放射型、外框型，另外就是混合型。取以上前四种典型翼型进行受力分析，得出它们受力时的变形特征，用以确定在不同突风载荷情况下机翼的形变，从而选择满足前一章节要求的合适的布局引进到微小型飞行器上。
4.2柔性翼四种典型机翼的受力分析
柔性翼机翼外形已定，为了验证柔性翼微型飞行器机翼的布局和变形的关系以及对抗风性能的影响，我们分别对各种翼型进行受力分析，得到在气动力作用下的机翼的扭转以及弯曲变形再对比前面各项变形对抗风的影响来选定适合我们坐地起降式微型飞行器的机翼布局。
为了飞行器在作战中能完成各项任务，坐地起降式微型飞行器外形框架图如图所示：
图4-5 坐地起降微型飞行器框架图
根据结构和各种连接以及载具需要，更重要的是为了在巡航时，机翼能提供飞行器所需的升力，我们选定原型机机翼一半为研究对象进行研究, 尺寸如下所示：
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图4-6 柔性翼在总体飞行器中布局位置
根据美国Florida大学的研究表明，柔性翼的结构根弦的多少影响飞行器的升力系数的走向，下面是Florida大学以纵向结构的柔性翼为研究对象所作的实验结果：
图4-7 同外形刚性机翼以及柔性机翼升力系数-攻角图
实验的结果表明，柔性翼的根弦数多少与升力系数之间有联系，且在根弦数越少的情况，失速攻角越大。
飞行器在大气中受到的实际气动载荷非常复杂，又因为在此时仅分析柔性机翼的整体变形与所受力之间的关系，所以将复杂的气动力简化为平均的压力载
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荷。为了维持机翼本身的外形以及满足机翼的气动力的要求，我们采用弹性模量大的材料。为了达到柔性要求，在框架采用弹性模量大的材料的前提下，用薄膜材料来维持机翼的表面形状。因为薄膜的厚度很小，以至于不能抵抗弯曲变形，这样可以满足柔性翼变形的要求。下面将介绍初定材料的基本属性。
首先是薄膜材料，因为聚乙烯薄膜材料成本低，而且能满足柔性翼薄膜材料的各项要求，所以选取属性在聚乙烯薄膜范围内的各项属性作为建立模型的数据。框架材料则选取刚度较大接近碳纤维单层属性的数据作为研究对象，厚度均设为1mm，材料的属性如下图所示：
表4-1 建模材料的选择
有限元分析计算的Patran模型如下流程图：
图4-8 电脑建模过程图
最初建模时，采用的壳单元和实体单元搭配的方法，建模后发现计算结果与实际变形有较大的出入，单元连接部分扭转变形大，不满足正常要求。反复检查后发现，在两种单元相互连接的地方，因为连接点处两边的自由度不相同。因此，
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我们采用了双壳模型，即膜单元和框架单元在建模中均采用的是二维壳单元，发现问题能得到很好的而解决。
图4-9采用壳、实体单元建模的柔性翼变形图
最后四种不同布局形式的柔性翼采用的双壳单元所建立的模型受均布力后的形变图分别如下四张图所示：
(1)纵向型机翼受力平均气动载荷后的变形如下图，由图可知道在施加平均气动载荷后，机翼型变量最大的地方在机翼翼尖部分，且机翼不仅有弯曲变形，还兼有扭转变形。
图4-10 纵向型柔性翼结构布局图
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图4-11 纵向型柔性翼变形图
(2)横向型机翼受力及变形分析，下图是横向型布局的机翼在受到施加在机翼表面的平均气动载荷后的变形图，由图可以知道，机翼形变量最大发生在翼尖尾部，且形变图和纵向型布局略同，即兼有扭转和弯曲变形。
图4-12 横向型柔性翼结构布局图
图4-13 横向型柔性翼变形图
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(3)放射型机翼因为在机翼前端根部有支撑整个机翼的结构，所以分出下图三角型小区域作为固定端，分析时就不考虑此部分的变形，即和飞行器机身一样视作无变形的刚体。放射型机翼受力及变形分析，在施加平均气动载荷后的变形与下图所示，由图可知机翼的最大形变发生在翼尖部分，与横向型和纵向型布局机翼一样，同时兼有扭转和弯曲变形，且扭转型变量较大。
图4-14 放射型柔性翼结构布局图
图4-15 放射型柔性翼变形图
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(4)外框型机翼在周围延机翼外圈为框架材料，机翼的中间部分为弹性模量较小的柔性材料。受力情况和上述三种布局的柔性机翼一样，变形分析如下：同样是在施加平均气动载荷后的变形来看，我们得到一个信息就是在外框型布局柔性变形时，沿弦线方向并非单调的变形。
图4-17 外框型柔性翼结构布局图
图4-17 外框型柔性翼变形图
上述的建模为了研究各种布局形式的所带来的机翼的不同的变形形状，因此
对具体的变形大小以及变形是否会破坏机翼的结构，变形后气动力是否满足飞行器飞行的需要，各种布局形式传力的特点和固定端能否承受此力等问题都没有多做考虑，也没有对比研究机翼的材料面积大小对变形的形状和大小的影响，没有
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对比研究刚性机翼的特性，图中所展示的仅仅是在施加平均力于机翼上表面时的型变量，由于实际的气动载荷分布复杂多变，不利于大量建立模型，所以我们采用了简单的加载平均你的方法，使建模过程简单，但是同样能满足我们分析的要求，大大节约了我们的分析时间。
4.3综合柔性翼受力优缺点
综上前一小节的研究结果（变形云图），从图中所显示的结果知道单就上述典型的四种类型来分析可知道在受到相同平均气动载荷时，不同柔性机翼的各向变形不同，而外框型的柔性机翼在纵向形变上不能维持原有的形状特性，中间型变量大，所以淘汰此方案。综合前面柔性机翼的变形与各项性能的对比表，知道各种形式布局的柔性机翼性能如下表所示：
表4-2 四种布局形式柔性翼相同载荷下变形
综上，可以知道，在相同条件下横向型柔性机翼兼顾有扭转和弯曲变形，但是扭转刚度大，变形量较小。纵向型变形与横向型布局相差不大，暂时不做额外的分析和讨论。放射型的柔性机翼形变量扭转和弯曲的比例要最小，即在扭转和弯曲的协调上最好且变形量大。因此，在考虑到各向抗风能力的情况下，放射型柔性机翼能很好的综合扭转和弯曲变形的优点，但是放射型的布局由于固定端太窄太远，所以刚度过小，导致变形太大，不能满足结构的要求。外框型由于变形的形式为中部凸起，不是我们所需要的变形模式，所以在此就淘汰了此种布局，后面将不再讨论。并且以横向型和纵向型作为对比的布局形式。
由上述所有的综合条件，因为放射型布局以及横向和纵向型综合有扭转变形和弯曲变形的能力，能进一步减小突风对飞行器航迹的影响和突风过载，我们现在选定为主要研究的翼型。
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第五章 柔性翼微型飞行器机翼材料
5.1复合材料选择
因为传统的金属材料大多比重过大，不能很好的减小飞行器的自身重量，所以我们将眼光放到现在很多领域都发挥了巨大作用的复合材料上，下面就是我们对机翼的材料和组合的选定。
复合材料（composite materials）是指将两种或两种以上的不同材料，用适当的方法复合成的一种新型材料。它既能保留原组成材料的主要特性，还能通过复合效应获得原组分所不具备的性能，其性能比单一材料性能优越 复合材料的分类方法比较多，常用的有以下三种： （1）根据基体材料的类型分类
①聚合物基复合材料以高分子聚合物做基体，各种类型的树脂最为常用，又可细分为热固性树脂基、热塑性树脂基及橡胶基等。 ②金属基复合材料
以金属、金属合金及金属间化合物等做基体，又可细分为轻金属基、高熔点金属基及金属间化合物基等。
③无机非金属基复合材料以各种无机非金属为基体，常见的有陶瓷基、碳基及水泥基复合材料等。 （2）根据增强体材料分类 ①片材增强复合材料
主要以人工晶片或天然片状物做为增强相的复合材料。 ②颗粒增强复合材料
将增强相加工成微米颗粒或纳米颗粒，然后弥散于基体材料中粘结复合而成。 ③不连续纤维增强复合材料
增强相是具有一定长度的短纤维。短纤维由连续纤维切割而成，金属和陶瓷晶须也可看作短纤维。短纤维在空间或平面内一般呈随机分布，因而复合材料具有空间或平面内的各项同性性质。通过一定的定向技术，也可制造单向或具有一定趋向的短纤维复合材料。 ④连续纤维增强复合材料
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图5-1 单层纤维增强复合材料
以无限长纤维做为增强相，如玻璃纤维、Nicalon、碳纤维、碳化硅纤维等。一般连续纤维在其纤维方向都有较高的强度和刚度，而垂直于纤维方向上的性能较差。根据纤维的增强方向又可分为单向纤维增强复合材料、二维织物增强复合材料及三维织物增强复合材料。
为了对比研究，选出合适的材料，现收集各种复合材料基本属性如下所示：
表5-1 常见复合材料属性表(单位MPa)
复合材料 T300（碳/环氧） Kevlar49（芳纶） 斯考契（玻璃） 4:1织物玻璃
Xt 1500 1400 1062 365
Xc 1400 235 610 304
Yt 40 12 31 139
Yc 46 53 11 225
S 68 34 72 65
因为纤维复合材料具有强度高、韧性好等众多优点，很适合我们微型飞行器的结构和气动等多方面的要求，所以我们考虑选择纤维复合材料作为研究对象。而碳纤维具有强度高、模量高、耐高温、导电等一系列性能，首先在航空航天领域得到广泛应用，近年来在运动器具和体育用品方面也广泛采用。据预测，土木建筑、交通运输、汽车、能源等领域将会大规模采用工业级碳纤维。最终的材料的选择如下所示，我们选择纤维增强层合板来做我们的框架，因为碳纤维有耐高温、耐摩擦、导电、导热及耐腐蚀等众多的优点，且比强度比模量均比钢和钛合金大数倍，与树脂基体易结合成型为复合材料，所以作为本飞行器的框架结构非常合适。而聚乙烯薄膜容易成型、弹性模量小、拉伸强度小、成本低，能很好
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的和碳纤维复合材料结合制作成柔性的机翼，所以选定聚乙烯为薄膜材料，材料的各项属性如下所示：
表5-2 框架以及薄膜材料属性表
聚乙烯薄膜厚度为1mm，单层碳纤维的厚度为0.1mm，铺层方向如下所示：
图5-2 碳纤维复合材料层合板
表5-3 碳纤维复合材料层合板的厚度及铺层方向
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5.2复合材料对应柔性翼受力特点
由前面的材料建立的各布局模型如下面的各选项中所示，为了对比研究，我们使个研究对象的框架结构（大致为复合材料）的面积接近相同，厚度为1mm，这样可以使研究时变量尽可能少，利于对比研究在相同用料的情况下各个布局的所带来的变形收益。
(1)横向型布局柔性翼的布局形式以及在受到施加在机翼表面的平均气动力后的变形图如下图所示，碳纤维增强环氧树脂复合材料所占面积为5463错误！未找到引用源。，厚度1mm。
图5-3 横向型布局形式示意图
图5-4 横向型受力应变图
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(2)纵向型布局柔性翼的布局形式以及在受到施加在机翼表面的平均气动力后的变形图如下图所示，碳纤维增强环氧树脂复合材料所占面积为5888错误！未找到引用源。，厚度1mm。
图5-5 纵向型布局示意图
图5-6 纵向型受力应变图
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(3)放射型布局柔性翼的布局形式以及在受到施加在机翼表面的平均气动力后的变形图如下图所示，碳纤维增强环氧树脂复合材料所占面积为5563错误！未找到引用源。，厚度1mm。
图5-7 放射型布局形式示意图
图5-8 放射型受力应变图
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综合上述可以知道，运用复合材料后机翼的受力和变形发生了变化，但是总体变形的大致形状不变。总结如下表所示：
表5-4 三种布局形式对比
由前图可以知道，横向型布局的柔性翼机翼的扭转刚度大，变形太小，难以满足我们飞行器的设计要求。而且从图中还能知道，放射性机翼由于结构布局的不太合理，刚度差，所以扭转和弯曲变形要比纵向型大一个数量级，因为不能满足气动方面的要求，所以也不被我们纳入考虑范围。综上所述，在纵向型布局中选择合适的作为我的机翼布局。
因此，从这几章得论述和讨论可以得到的结果是，各种布局形式的柔性机翼中，纵向型布局最能满足我们的需求，而由Florida大学的研究结果可以知道，柔性机翼的根弦数越少，飞行器的失速攻角越大，因此我们选用两根弦作为我们的飞行器的柔性翼布局。即最后整合到飞行器上后的效果如下图所示：
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图5-9 纵向布局效果图
5.3布局的最终选择和机翼预变形的设计
为了最终选定合适的机翼布局，我们现在对柔性机翼做定量的分析，假设飞行器在遇到突风前处在巡航状态，即有巡航速度为20m/s，攻角为5.6°，雷诺数为10e5 ，突风等级为0~5级自然风，已知5级自然风为8.0~10.7m/s。 而由总体布局的选择可以知道，权衡到机翼配平力矩和升阻特性，Selig S5010是我们飞行器最佳的翼型，翼形图及压力分布如下图。
图5-10 Selig S5010机翼翼型
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图5-11 Selig S5010机翼翼型巡航状态压力分布曲线
为了计算变形前后升力的变化量，需要计算柔性翼飞行器在突风引起的柔性变形前后的型变量以及升力的变化量。由于使用了柔性机翼，在巡航状态时，柔性机翼会在自身的重力以及升力的合力下发生形变，使得机翼不能维持总体设计时巡航状态的姿态，使得气动力发生了变化，最有可能的情况是升力不能满足飞行器巡航时的最小要求，使得飞行器不能正常飞行甚至会造成掉落的可能。而现阶段需求对这种柔性翼产生的升力缺陷的一种补偿的解决方法，在此我们考虑了使柔性翼的刚度变大，但是这样会影响柔性机翼的抗风性能，得不偿失。经过多方面的考虑，我们采用预变形法进行补偿，即在制造的时候让机翼原有位置不在巡航设计的状态，预先相对于巡航平衡位置有一定的变形量，而当飞机进入巡航状态后，飞行器机翼在气动力和重力的综合作用下使得机翼恰好能达到和停留在总体设计的巡航状态。下面就这种预变形方法计算需要机翼有多大的预变形量。
首先，我们利用patran软件计算两根弦的柔性机翼机翼在自身重力和巡航状态下气动压力双重作用下的柔性变形量。
图5-12 柔性机翼在重力与气动力作用下变形
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图5-13 柔性机翼在重力与气动力作用下传力图
由上图的形变知道，如若机翼没有施加预变形量，巡航阶段柔性机翼将会发生如上图所示的形变。为了达到预变形的效果，即给机翼一个安装角度，使得机翼能在巡航状态满足总体设计的要求，现在我们以上述变形为基准，设定一个反相的安装角度，并留一定的余量，以是机翼能在受力后迅速变形成我们需要的机翼形状。
经简单的角度计算可以知道，需将柔性翼部分安装有3.6°的下反角即可，即有如图所示的效果图：
图5-14 柔性机翼有3.6°下反安装角效果图
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图5-15 柔性机翼有3.6°下反安装角三维效果图
下面进行柔性翼的抗风能力分析。假设飞行器在正常飞行时是恰好能维持机翼原有的形状，且飞行器处在温度为15°和气压为101.325kPa（即一个一个标准大气压），空气的密度则为1.225kg/错误！未找到引用源。。正面来流突风速度变化范围为1~10m/s，攻角在5.6°,则有如下的各项参数：
表5-5 一到五级风速对应机翼属性
因为知道对于来流有错误！未找到引用源。，而从升力系数的定义错误！未找到引用源。可以知道，升力的计算公式为：
（5-1）
通过代入上述计算公式可以知道，在顺航向1-5级的风速下，若选用刚性机翼时，半边外侧部分机翼所提供给飞行器的升力图如下图所示：
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图5-16 一到五级风速下刚性机翼升力图
带入到柔性翼中，假设柔性机翼在上述各项变化中始终在线性范围内，则由本文第三章的知识可以知道柔性翼的升力为：
（5-2）
将来流速度和变化两带入到上述计算公式可以得到，在变化的纵向型柔性翼对应的扭转和弯曲变形中，由半边柔性机翼部分升力如下图所示：
图5-17 一到五级风速下柔性机翼升力图
比较两者的升力可以得到如下表的图形：
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图5-18 一到五级风速下刚性机翼和柔性机翼的升力比较图
从图中数据可以知道柔性机翼的升力变化幅度小于刚性机翼升力变化幅度，并且柔性机翼的升力增加量要小于刚性机翼。这样可以得出结论纵向型布局的柔性机翼能明显改善顺航向突风带来的影响，在飞行器以巡航速度飞行时，减小突风带来的影响30%以上，很大程度提高了飞行器的稳定性和环境适应性减小了气流分离的可能。
我们的模型建立中有很多简化的过程和假设，现在需要对这些假设条件何简化过程做适当的分析。首先，我们的飞行器作为低雷诺数下飞行的微型飞行器，由于低雷诺数下的气流流动携带的动能小，建模过程中，我们采用的是无弯度的平板壳元模型，而且忽略了流固耦合现象。机翼的气动力变化和柔性机翼的结构变化是相互耦合的，即当气动载荷作用在机翼后，柔性翼会产生变形，机翼的变形又会改变机翼所受到的气动力大小和分布，这样会有新的气动力而产生新的变形，这是一个无限迭代的过程，最终的到只是一个无限接近真实值的近似值。
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第六章 柔性翼微型飞行器其它特性
6.1柔性翼的模态
每一种新型飞行器的研究，都离不开飞行器动力系统的研究，而我们的微型飞行器的动力为单桨拉进。作为新研究的柔性翼，必须考虑到其振动周期会不会和我们的动力系统发生耦合引起共振，共振会引发多方面的事故。所以这项研究在飞行器初始设计阶段就显得尤为重要。
纵向型柔性机翼的模态计算主要是在patran中进行，所用到的数据主要有上述第六章用到的碳纤维T300：弹性模量230GPa、泊松比0.3、密度1.76g/错误！未找到引用源。。聚乙烯塑料薄膜：弹性模量0.2GPa、泊松比0.4、密度0.98g/错误！未找到引用源。。
首先对机翼的模态进行分析，得出机翼固有的频率：
表6-1 柔性机翼的固有频率
为了满足飞型器以及重量等多方面的综合要求，飞行器的动力系统即螺旋桨的选用ARA-D 6%翼型，且有螺旋桨的转速为2957.3rev/S，即有螺旋桨的转速与柔性机翼的固有频率相差甚远，即不会发生耦合而产生共振的现象，所以可以选用此类翼型作为我们的机翼。
6.2起落装置对机翼的影响
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起落装置与飞行器机体结构有同样的结构设计要求：即在保证起落装置结构的强度、刚度以及预期的安全寿命的前提下重量最小；同时要求起落装置使用、维护方便，易于更换、修理，还有空气 动力和工艺性、经济性等要求．但必须注意，起落装置是由结构，机构和各种系统共同组成的复杂部件，在使用中起落装置系统范畴出现的问题比较多，而它与飞行器的安全又有很大关系，因此起落装置应具有很高的可靠性。
图6-1 坐地起降式微型飞行器起落装置效果图
柔性翼微型飞行器的起落装置安装在机翼末端，效果图如上图所示，用来承受整机的重量，并在任务的姿态转化后承受落地时带来的冲击，为了在降落过程留一定的余量，不至于在降落接地过程在和过大的情况下毁坏机翼以及其中的设备，在布局形式不变的情况下对机翼施加等价于飞行器整体重量3倍的力于机翼末端来计算强度是否满足要求。
根据总体设计中的图表统计以及任务载荷，可以知道飞行器的起飞重量约有350g左右，因此我们以10N的力施加与飞行器的几何中心会留足够的余量供飞行器应对各种突发情况。
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图6-2 全机有限元结构网格划分
图6-3 全机的布局形式
上述两张图片是建模过程，我们将重力集中到飞行器中心加载，计算结果如下图所示，分别为飞行器整机在垂直下落时的受力图，由图像可知，在不考虑加载点应力的时候，飞行器柔性翼与机体结合的部位应力最大。
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图6-4 垂直着陆时机翼的形变图
图6-5 垂直着陆时垂尾的形变图
因为在重力加载的过程中，采用的是集中力的方法，即在飞行器的几何中心加载等于飞行器重力大小3倍的集中载荷，所以最大应力实际上不应在飞行器的几何中心。根据上述两张受力结果图可以知道，最大应力在材料的承受应力最小范围内，即应力远远小于单向碳纤维最小拉伸强度80MPa，而聚乙烯薄膜材料的拉伸强度7-28MPa，也远远满足降落时的强度要求，因此不会在降落的时候破坏柔性翼。
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第七章 总结与展望
7.1 本文总结
柔性机翼为坐地起降式微型飞行器带来诸多好处， 本文从坐地起降式微型飞行器入手，以柔性机翼为主要研究对象，在建立有限元模型等的基础上，进行了受力和变形的计算，并对柔性机翼的抗风能力进行了推导和验证。
首先，本文对微型飞机进行了介绍，并且对柔性翼做了简单解释和国内外的研究情况的阐述，并且对柔性翼抗风的基理做了一个分析。
然后，论文切入重点，从不同的来流方向上分别分析了柔性翼抗风特点和公式的推导，并且研究了气动力的变化带来的结果，总结了各向变形所给予的不同的影响。
接着，我们引入了四种不同的柔性翼布局结构，通过建立有限元模型，计算对于均布载荷下的4种柔性翼的变形特点，通过变形对比和结合前面对抗风的研究，最终确定满足项目设计需求的柔性翼布局形式，并分析抗风效果。
另外，针对最终的选定方案，进一步分析了柔性翼的固有振动特性，分析了着陆时的形变，并且验证了此种布局能满足结构上的设计要求。
7.2工作展望
论文虽然得出来一部分结果，但是文章中仍然存在有一些缺陷和值研究得修改的地方：
1）建模过程中采用了单层机翼来模拟有厚度和弯度的真实机翼，在推导过程中，忽略了摩擦应力的影响，一些计算中就会使数据不太准确，并且忽略了机翼的三维效应。
2）机翼的结构布局分类并不完善，只是简单分类为四大类，而混合类等一些没有进行研究和比较，可能会漏掉更好的布局选择，这样就使得结构的选择方面显得很有局限性。
3）气动升力的计算采用的是二维的数据，对于这种微型飞行器来说，三维的效应应该更加明显，因此在气动升力的计算中使得数据与实际的升力有较大的差别，而使后续的计算不准确。
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4）模型中气动力的加载采用的是分块模式，这也与实际的情况不相符合，真正的气动力是复杂且多变的，我们采用了理想模式的方法计算在巡航状态下的形变是不符合实际情况的。
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致谢
这次毕业设计即将结束，我非常感谢在这次设计中给予我帮助的老师和同学。首先要感谢的是一直默默帮助和悉心指导我完成毕业设计的李斌副教授。他治学态度严谨，工作精益求精，生活中对学生和蔼可亲，学术上对学生要求严格。在李老师研究领域，它有相当丰富的理论和实践知识，在论文阶段给了我很大的启迪，并在各方面给予我莫大的支持。祝李老师工作顺利，身体健康！
还要感谢这次毕业设计从选题开始，到收集资料，以及后来的制作过程中一直都提供给我关心、支持、建议、帮助的胡裕老师和队长焦俊还有队员马凯超，在他们的帮助下，让我获益匪浅，学到了很多知识，还让我体会到团队合作的精神。祝大家身体健康！
还有我的同学胡巍，段义乾，高旭等，他们一直在我背后默默地支持我、帮助我，在我思绪混乱的时候开导我，帮我打开思路。希望你们身体健康，学业有成！
最后，再次向关心我帮助我的老师和同学说声：“谢谢！”。
冯志壮
2011年6月于西北工业大学
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本科毕业设计论文
毕业设计小结
在做毕业设计的过程中，我受益很多，感触很多。
作为项目小组一员的我，不仅在此项目中学会了很多专业技能，将书本上的理论知识通过我们的努力研究转化到实际应用中去，更重要的是领悟到了一种团队精神，在老师的悉心指导下，我们队员通过长时间的创新研究，相互之间协调配合，和不断的努力，成功的完成了团队设计的任务。
在这个过程里，我学会了收集资料，整理资料。并且学会了一些航空设计研究中常用的一些必备的软件，最主要的是学会了结构有限元分析常用的软件Patran，这将给我以后的学习和工作提供很大的技术支持。
这次设计过程中，还让我体会到了个人的力量是渺小的，团队的力量是无限的，通过这么长时间的一起工作，我从其他队员身上学到了不少文化知识和协作精神，在设计过程中我们一起披荆斩棘，共同进退，克服重重困难，不仅收获了丰富文化知识，还收获了人生中宝贵的友谊。
作为一名本科生，能有机会把学习的知识运用到实际中，让我体会到了知识的重要性，提高了我的学习积极性，希望以后有根多的机会能参与到设计研究当中去。 51