飛行器設(shè)計(jì)

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摘要

微小型飛古代建筑博物館 行器是于上世紀(jì)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(diǎn)，因此它有廣泛的應(yīng)用前景。

本文圍繞團(tuán)隊(duì)項(xiàng)目“坐地起降式微型器”的設(shè)計(jì)需要，開展柔性機(jī)翼微型飛行

器的抗風(fēng)設(shè)計(jì)研究。文章首先從簡化的柔性機(jī)翼模型入手，將突風(fēng)來流分為三個

方向，研究了柔性機(jī)翼抗突風(fēng)的根本原因。然后將柔性機(jī)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(shí)際方案的需要，文章進(jìn)一步采用輕質(zhì)復(fù)合材料，進(jìn)行了典型構(gòu)型復(fù)

合材料柔性翼的對比，并確定最終的設(shè)計(jì)方案，并提出利用柔性復(fù)合材料機(jī)翼的

預(yù)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(jī)翼飛行器

的實(shí)際抗風(fēng)能力及其振動特性和起降安全特性。相關(guān)研究驗(yàn)證了柔性材料的機(jī)翼

可以增加微小型飛行器的突風(fēng)適應(yīng)性，使微小型飛行器能更加適應(yīng)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(fù)合材料，抗風(fēng)能力

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ABSTRACT

Microairvehiclewasanewclassofaircraftwhichdevelopedinthe

lastcentury,lsoanimportantaircraftrearch

any

benefits,suchassmallsize,lightweight,portable,s

broadapplica五險(xiǎn)一金指什么意思 tionprospects.

FlexiblewingmicroairvehicleixpectedtoincreaMAV’swind

perstartsfrom

tstreamisdividedinto

threedirections,andtherootcausofflexiblewinganti-gustare

estructurallayoutoftheflexiblewingisdividedinto

fourtypicalcategories,andfiniteelementmodelsofthotypical

flexiblewingswereestablished,andthebendingandtorsiondeformations

ofthetypicalflexiblewingsunderau天津最低工資 niformdistributingforcewere

isonsoffiniteelementresultsshowthat

rtoeliminatethe

effectofdeformationofcompositeflexiblewingoncruipropertiesof

microairvehicle,thepre-deformationispropodtosolvethecrui

y,afiniteelementanalysiswasperformedto

validatethewindresistanceofpropodflexiblewingmicroairvehicle,

anditsvibrationpropertiesandlandingsafetyalsowereanalyzed.

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Rearchresultsshowthattheflexiblewingcanincreatheaircraft's

windresistance,anditmakesmicroairvehicleaircraftmoreresponsive

tochangingexternalconditions,andreducetheconstraintsofexternal

factorsontheaircraft,andmoreimportantfortheimprovementof

aircraftsurvivability.

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KEYWORDS：MAV，F(xiàn)lexiblewing，Compositematerials，Windresistance

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目錄

第一章緒論...................................5

1.1微型飛行器簡介.......................................................................................5

1.2柔性微型飛行器.......................................................................................6

1.3本文內(nèi)容介紹...........................................................................................7

第二章柔性微型飛行器性能.....................9

2.1柔性翼微型飛行器受力模型簡化...........................................................9

2.2柔性翼微型飛行器預(yù)想效果.................................................................10

第三章柔性翼微型飛行器的突風(fēng)特性...........12

3.1柔性翼微型飛行器受下突風(fēng)時的穩(wěn)定性.............................................12

3.2柔性翼微型飛行器受側(cè)突風(fēng)時穩(wěn)定性.................................................15

3.3柔性翼微型飛行器受正面突風(fēng)時穩(wěn)定性............................................17

3.4柔性翼微型飛行器抗風(fēng)能力綜合.........................................................19

第四章柔性翼微型飛行器的結(jié)構(gòu)選型...........20

4.1柔性翼微型飛行器的種類.....................................................................20

4.2柔性翼四種典型機(jī)翼的受力分析.........................................................22

4.3綜合柔性翼受力優(yōu)缺點(diǎn).........................................................................27

第五章柔性翼微型飛行器機(jī)翼材料..............29

5.1復(fù)合材料選擇.........................................................................................29

5.2復(fù)合材料對應(yīng)柔性翼受力特點(diǎn).............................................................31

5.3布局的最終選擇和機(jī)翼預(yù)變形的設(shè)計(jì).................................................36

第六章柔性翼微型飛行器其它特性.............42

6.1柔性翼的模態(tài).........................................................................................42

6.2起落裝置對機(jī)翼的影響...............甲羥孕酮片 ..........................................................42

第七章總結(jié)與展望............................46

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7.1本文總結(jié)................................................................................................46

7.2工作展望.................................................................................................46

參考文獻(xiàn)......................................48

畢業(yè)設(shè)計(jì)小結(jié)..................................51

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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?yàn)橛畜w積小、重量輕、成本低、攜

帶方便、飛行高度低、適應(yīng)性強(qiáng)、靈活多變、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(diǎn)，對未來軍事作戰(zhàn)產(chǎn)生深

遠(yuǎn)影響。微型飛行器也稱為MAV（MicroAirVehicle），現(xiàn)在正在研究的MAV

主要有三種，一種是像飛機(jī)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(jī)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(jìn)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(yīng)用前景，正因?yàn)樗腥绱?/p>

眾多的優(yōu)點(diǎn)，使得它能吸引越來越多的研究者目光。以美國Florida大學(xué)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(xué)院與瓦伊倫門特航空

公司及洛杉磯大學(xué)共同研究的“微型蝙蝠”，荷蘭科學(xué)家研制的代夫爾微型攝影飛

行器等微型飛行器

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圖1-1微型飛行器

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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(diǎn)，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(yù)研計(jì)劃局有

四條指標(biāo)，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(dá)到每小時40到50公里，第四條，

最大續(xù)航時間起碼達(dá)到2小時。

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圖1-2微型飛行器效果圖

微型飛行器的興起與微型飛行器的應(yīng)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(yīng)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(biāo)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(jìn)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(dú)特的作用現(xiàn)在各個國家和有實(shí)力的研究單位以

及科學(xué)愛好者都在注意力放到了這項(xiàng)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(yīng)用價(jià)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(jī)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(diǎn)來實(shí)現(xiàn)機(jī)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(fù)到原來的狀態(tài)。因此，在保證飛行安全的的前提

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下，給微型無人飛行器裝上柔性材料制成的機(jī)翼，使得機(jī)翼在受到突風(fēng)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(dá)到提高飛行器抗突風(fēng)的能力，

從而使微型飛行器能更加適應(yīng)多變的戰(zhàn)場環(huán)境。

常規(guī)的飛行器設(shè)計(jì)中，機(jī)翼的氣動設(shè)計(jì)是按照剛性機(jī)翼進(jìn)行的，即在對機(jī)翼

的外形等參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化的過程中是不考慮機(jī)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(xué)。積極利用機(jī)翼的柔性變形，不僅有望能夠減輕結(jié)構(gòu)重

量，還能達(dá)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(yīng)用。

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圖1-3柔性機(jī)翼微型飛行器

美國Florida大學(xué)已經(jīng)研究出一系列以柔性翼為基礎(chǔ)的微小型飛行器，并成

功裝在攝像頭和全球定位系統(tǒng)。下圖是Florida大學(xué)花費(fèi)7年時間研究出來的柔

性翼UF號飛行器。

圖1–4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(yīng)用成了人們

爭相研究的熱點(diǎn)。

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(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)垂直起降無人

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機(jī)的設(shè)計(jì)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：

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翼展b=250mm

小展弦比A=2左右

低吃藥能吃綠豆嗎 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10min，盤旋20min）

對于此范圍內(nèi)的微小型飛行器柔性機(jī)翼的各種研究。因?yàn)楝F(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)及結(jié)構(gòu)調(diào)整的

情況下，基本外形如下圖所示：

圖1–5單槳拉進(jìn)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(jī)翼的其他特點(diǎn)特

性。其中包括柔性翼飛行器機(jī)翼簡化模型下的受力，在各典型突風(fēng)情況下（正面

突風(fēng)、側(cè)面突風(fēng)、下突風(fēng)）對比剛性機(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

式布局的機(jī)翼的優(yōu)缺點(diǎn)；結(jié)合實(shí)際的抗風(fēng)能力以及變形特點(diǎn)來最后擇優(yōu)選擇的柔

性翼形式；最后聯(lián)系全機(jī)的起降特點(diǎn)，對柔性翼在任務(wù)中不同階段時受力變形進(jìn)

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行分類系統(tǒng)化的研究；最后總結(jié)全文，提出需要改進(jìn)的方面，為后續(xù)的研究做鋪

墊。

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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(yīng)的翼面變形，因

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特性以及其他相關(guān)性能研究做鋪墊。

柔性翼的氣動計(jì)算不僅涉及復(fù)雜的氣動計(jì)算問題，同時還要耦合結(jié)構(gòu)的變形

問題，首先要計(jì)算微型飛行器機(jī)翼上的氣動力，得出結(jié)果帶入特定的結(jié)構(gòu)方程，

計(jì)算出結(jié)構(gòu)的變形，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(fēng)來流下，情況變

得更加復(fù)雜，因此研究時必須引入一定的簡化。

為研柔性翼載突風(fēng)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(yīng)力（摩擦應(yīng)力）。假設(shè)飛

行器對稱的穿越突風(fēng)，且不考慮摩擦應(yīng)力，此時的地面固定坐標(biāo)軸系山水素描 ，

以及飛行器機(jī)體坐標(biāo)軸系OXYZ，飛行器在正常飛行時速度分量在地面固定坐標(biāo)

系xoy平面的分量為（圖1）。柔性翼微型飛行器遇到來襲突風(fēng)，在地面

固定坐標(biāo)系中的分量分別和。

此時，在圖中我們可以看到，由于受到突風(fēng)的影響，柔性翼微型的迎角以及

側(cè)滑角相對于突風(fēng)前發(fā)生了變化，假定分別將產(chǎn)生了w和w的改變量。

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針對此小迎角、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(jī)翼面積；

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為升力線斜率；

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，對升力唯一有

影響的就是飛行器此時的迎角a，在突風(fēng)時，微型飛行器的實(shí)際迎角是，

即飛行器的突風(fēng)

迎角將影響飛行器在突風(fēng)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(fēng)一定

的情況下，對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)。

2.2柔性翼微型飛行器預(yù)想效果

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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：

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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(jī)翼模型，即柔性機(jī)翼，柔性翼微型飛行器飛行時遇

到突風(fēng)，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(jī)翼，柔性機(jī)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(yùn)動是一個極其復(fù)雜的動力

學(xué)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(fù)雜而無法進(jìn)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(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

分別對柔性翼微型飛行器在分別受到XYZ方向的來流風(fēng)時，即分別命名為下突風(fēng)

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。

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第三章柔性翼微型飛行器的突風(fēng)特性

3.1柔性翼微型飛行器受下突風(fēng)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(yùn)動屬性，通常是指

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(jī)翼減小突風(fēng)

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(fēng)時實(shí)際迎角是

，假設(shè)飛行器機(jī)翼為對稱翼型，則中弦線為一條直線，機(jī)翼的質(zhì)心Cg、

氣動中心如圖2-1所示。現(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(fēng)柔性翼微型飛行器機(jī)翼的迎角由變化到時，作用在機(jī)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

而使機(jī)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(jī)翼迎角

發(fā)生變化，自動產(chǎn)生了補(bǔ)償迎角,從而抵消了的擾動作用，最終降低了突風(fēng)

風(fēng)對微型飛行器的影響。

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圖3-1下面突風(fēng)下柔性翼的受力及變形

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因?yàn)榇藭r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(jī)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(dá)式：

柔性機(jī)翼：（2-1）

剛性機(jī)翼：（2-2）

針對縱向穩(wěn)定性問題，設(shè)質(zhì)心與空氣動力學(xué)焦點(diǎn)之間的距離為，彈性

中心與空氣動力學(xué)焦點(diǎn)之間的距離為，G表示彈性機(jī)翼的剪切模量，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）

若以突風(fēng)情況下最終機(jī)翼的迎角變化量來做靜穩(wěn)定性衡量的標(biāo)準(zhǔn)，則有縱向

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)翼相對于重心的力矩公式如下

所示：

柔性機(jī)翼：（2-5）

剛性機(jī)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(jī)翼：（2-7）

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剛性機(jī)翼：（2-8）

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由上述各項(xiàng)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(fēng)作用在飛行器上后）的轉(zhuǎn)角變化量為:

柔性機(jī)翼：（2-9）

剛性機(jī)翼：（2-10）

對比上述結(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

小時，這個形變可以忽略。為對比柔性機(jī)翼相對剛性機(jī)翼變形的優(yōu)缺點(diǎn)，忽略其

它非相關(guān)的不等量，即使。當(dāng)→0，柔性翼的縱向靜穩(wěn)定性與剛性機(jī)翼

相等；當(dāng)且不可被忽略時，有，所以若單純的以扭矩的大小

柔性機(jī)翼在氣動中心遠(yuǎn)離彈性中心時轉(zhuǎn)迎角的初始變化速度比剛性機(jī)翼差。

然而因?yàn)槿嵝砸頌榉浅Ｒ?guī)的機(jī)翼，在分析時需要采取其他的標(biāo)準(zhǔn)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(fù)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(fù)初始狀態(tài)，即可用用上述迎角以及

升力（高度或運(yùn)動軌跡）的變化來衡量。因?yàn)槿嵝砸碓谕伙L(fēng)加載時，能迅速產(chǎn)生

自適應(yīng)的補(bǔ)償迎角，所以在反應(yīng)速度上要優(yōu)先于剛性機(jī)翼。而在后續(xù)的變化中，

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的突風(fēng)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(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)翼的對比

迎角增加升力增加綜合優(yōu)點(diǎn)

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柔性機(jī)翼小小好

剛性機(jī)翼大大差

而在相同突風(fēng)情況下的突風(fēng)過載分別是

柔性機(jī)翼：（2-11）

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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)心與氣動中心不重合時，柔性機(jī)翼的

突風(fēng)過載特性優(yōu)于剛性機(jī)翼。

若同時考慮機(jī)翼的彎曲時候，假設(shè)此時的機(jī)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(fēng)過載為：

（2-14）

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：

（2-15）

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。

3.2柔性翼微型飛行器受側(cè)突風(fēng)時穩(wěn)定性

假設(shè)在側(cè)風(fēng)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(jī)翼的上反角為，飛行器的翼展為L。這時，突風(fēng)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(jìn)而得出垂直于機(jī)翼弦面的速度分量

。

h

h

圖3-2側(cè)面突風(fēng)下的柔性機(jī)翼的受力以及變形圖

此時，由圖可知所產(chǎn)生的機(jī)翼的附加迎角為：

（2-16）

當(dāng)角度很小時，可以近似采用。因此，對于沒有形變的剛性機(jī)翼而

言，左右機(jī)翼在側(cè)風(fēng)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(biāo)函數(shù)為：

（2-18）

柔性翼微型飛行器，在這種突風(fēng)側(cè)滑狀態(tài)下由于機(jī)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：

h

h

（2-19）

h

h

（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。對于柔性機(jī)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(jī)翼要大。

若考慮機(jī)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(rèn)為，進(jìn)而可以得出

具有縱向扭轉(zhuǎn)的柔性機(jī)翼的橫向靜穩(wěn)定函數(shù)：

（2-23）

分析上述公式可以知道，當(dāng)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(jī)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

h

h

器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。

3.3柔性翼微型飛行器受正面突風(fēng)時穩(wěn)定性

h

h

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(fēng)，風(fēng)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(diǎn)上使得柔性翼機(jī)翼產(chǎn)生繞彈性中心的變形，機(jī)翼的迎角發(fā)

生了變化為，從而減小了迎面突風(fēng)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(dá)公式：

柔性機(jī)翼：（2-24）

剛性機(jī)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(fēng)吹來的時候，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。

h

h

若在正面突風(fēng)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(jī)翼合升力，則橫向的柔性變

形是進(jìn)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。

h

h

3.4柔性翼微型飛行器抗風(fēng)能力綜合

通過上述對柔性機(jī)翼在下突風(fēng)、側(cè)突風(fēng)、正突風(fēng)三種特殊來流狀態(tài)下對比剛

性機(jī)翼的各項(xiàng)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(jī)翼的突風(fēng)特性

下突風(fēng)側(cè)突風(fēng)正突風(fēng)突風(fēng)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(jī)翼，即在升力的增加速度上小于剛性機(jī)翼。對于突然地來風(fēng)，這個條

件使得柔性翼對突風(fēng)的應(yīng)對反應(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，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(jī)翼來說，飛行

器的操作機(jī)動性變差，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

了機(jī)翼上表面的氣流分離，也就使得飛行器更加穩(wěn)定。

考慮到我們研究的飛行器是坐地起降式微型飛行器，對于作戰(zhàn)時要求而言，

飛行器的高度是在起飛時做好調(diào)整，飛行過程中的調(diào)整是次要的，所以高度的調(diào)

h

h

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(yīng)作戰(zhàn)時突風(fēng)影響的

柔性機(jī)翼，對本機(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)翼是一個很好的選擇。考慮到操作性的要求，因?yàn)榭v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(qiáng)。

h

h

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(jī)翼的受力和變

形帶來不同的影響，所以對柔性機(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。

國際上對柔性翼的研究一直都在進(jìn)行，下面是國際上各種著名的柔性翼飛行

器以及相關(guān)的簡單介紹：

Florida大學(xué)的柔性飛行器以及實(shí)驗(yàn)的位移圖：

圖4-1柔性翼微型飛行器圖

h

h

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(jī)翼布局形式

h

h

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(jī)翼進(jìn)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(jìn)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(fēng)載荷情況下機(jī)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(jìn)到微小型飛行器上。

4.2柔性翼四種典型機(jī)翼的受力分析

柔性翼機(jī)翼外形已定，為了驗(yàn)證柔性翼微型飛行器機(jī)翼的布局和變形的關(guān)系

以及對抗風(fēng)性能的影響，我們分別對各種翼型進(jìn)行受力分析，得到在氣動力作用

下的機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)以及彎曲變形再對比前面各項(xiàng)變形對抗風(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。

為了飛行器在作戰(zhàn)中能完成各項(xiàng)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

h

h

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(jī)翼能提供

飛行器所需的升力，我們選定原型機(jī)機(jī)翼一半為研究對象進(jìn)行研究,尺寸如下所

示：

h

h

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(xué)的研究表明，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(xué)以縱向結(jié)構(gòu)的柔性翼為研究對象所作的實(shí)

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

h

h

實(shí)驗(yàn)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(shí)際氣動載荷非常復(fù)雜，又因?yàn)樵诖藭r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)雜的氣動力簡化為平均的壓力載

荷。為了維持機(jī)翼本身的外形以及滿足機(jī)翼的氣動力的要求，我們采用彈性模量

大的材料。為了達(dá)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(jī)翼的表面形狀。因?yàn)楸∧さ暮穸群苄。灾劣诓荒艿挚箯澢冃危?/p>

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。

h

h

首先是薄膜材料，因?yàn)榫垡蚁┍∧げ牧铣杀镜停夷軡M足柔性翼薄膜材料

的各項(xiàng)要求，所以選取屬性在聚乙烯薄膜范圍內(nèi)的各項(xiàng)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

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

最初建模時，采用的殼單元和實(shí)體單元搭配的方法，建模后發(fā)現(xiàn)計(jì)算結(jié)果與

實(shí)際變形有較大的出小學(xué)生日記200字 入，單元連接部分扭轉(zhuǎn)變形大，不滿足正常要求。反復(fù)檢查

后發(fā)現(xiàn)，在兩種單元相互連接的地方，因?yàn)檫B接點(diǎn)處兩邊的自由度不相同。因此，

彈性模量GPa泊松比拉伸強(qiáng)度MPa

密度g/

框架材料1500.315001.76

薄膜材料20.4150.98

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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。

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h

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張圖所示：

(1)縱向型機(jī)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(jī)翼型變量最大的地方在機(jī)翼翼尖部分，且機(jī)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

h

h

圖4-11縱向型柔性翼變形圖

(2)橫向型機(jī)翼受力及變形分析，下圖是橫向型布局的機(jī)翼在受到施加在機(jī)翼

表面的平均氣動載荷后的變形圖，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。

圖4-12橫向型柔性翼結(jié)構(gòu)布局圖

h

h

圖4-13橫向型柔性翼變形圖

h

h

(3)放射型機(jī)翼因?yàn)樵跈C(jī)翼前端根部有支撐整個機(jī)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(jī)身一樣視

作無變形的剛體。放射型機(jī)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(jī)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(jī)

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

h

h

圖4-15放射型柔性翼變形圖

h

h

(4)外框型機(jī)翼在周圍延機(jī)翼外圈為框架材料，機(jī)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(jī)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

h

h

上述的建模為了研究各種布局形式的所帶來的機(jī)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(jī)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(diǎn)和固定端能否承受此力等問題都沒有多

做考慮，也沒有對比研究機(jī)翼的材料面積大小對變形的形狀和大小的影響，沒有

對比研究剛性機(jī)翼的特性，圖中所展示的僅僅是在施加平均力于機(jī)翼上表面時的

型變量，由于實(shí)際的氣動載荷分布復(fù)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。

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4.3綜合柔性翼受力優(yōu)缺點(diǎn)

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(jī)翼的各向

變形不同，而外框型的柔性機(jī)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(jī)翼的變形與各項(xiàng)性能的對比表，知道

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(jī)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。縱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(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

柔性機(jī)翼能很好的綜合扭轉(zhuǎn)和彎曲變形的優(yōu)點(diǎn)，但是放射型的布局由于固定端太

窄太遠(yuǎn)，所以剛度過小，導(dǎo)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型作為對比的布局形式。

h

h

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

和彎曲變形的能力，能進(jìn)一步減小突風(fēng)對飛行器航跡的影響和突風(fēng)過載，我們現(xiàn)

在選定為主要研究的翼型。

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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

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(fù)合材料上，下面就是我們

對機(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

當(dāng)?shù)姆椒◤?fù)合成的一種新型材料。它既能保留原組成材料的主要特性，還能通過

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）根據(jù)基體材料的類型分類

①聚合物基復(fù)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(xì)分為熱固性樹脂基、熱塑性樹脂基及橡膠基等。

②金屬基復(fù)合材料

以金屬、金屬合金及金屬間化合物等做基體，又可細(xì)分為輕金屬基、高熔點(diǎn)

金屬基及金屬間化合物基等。

③無機(jī)非金屬基復(fù)合材料以各種無機(jī)非金屬為基體，常見的有陶瓷基、碳基

及水泥基復(fù)合材料等。

（2）根據(jù)增強(qiáng)體材料分類

①片材增強(qiáng)復(fù)合材料

主要以人工晶片或天然片狀物做為增強(qiáng)相的復(fù)合材料。

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②顆粒增強(qiáng)復(fù)合材料

將增強(qiáng)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(fù)合而成。

③不連續(xù)纖維增強(qiáng)復(fù)合材料

增強(qiáng)相是具有一定長度的短纖維。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(jī)分布，因而復(fù)合材料具

有空間或平面內(nèi)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。

④連續(xù)纖維增強(qiáng)復(fù)合材料

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圖5-1單層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料

以無限長纖維做為增強(qiáng)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(qiáng)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(qiáng)方向又可分為單向纖維增強(qiáng)復(fù)合材料、二維織物增強(qiáng)復(fù)合

材料及三維織物增強(qiáng)復(fù)合材料。

為了對比研究，選出合適的材料，現(xiàn)收集各種復(fù)合材料基本屬性如下所示：

表5-1常見復(fù)合材料屬性表(單位MPa)

復(fù)合材料XtXcYtYcS

T300（碳/環(huán)氧）15

Kevlar49（芳

綸）

14

斯考契（玻璃）1

4:1織物玻璃3653

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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)合材料作為研究對象。

而碳纖維具有強(qiáng)度高、模量高、耐高溫、導(dǎo)電等一系列性能，首先在航空航天領(lǐng)

域得到廣泛應(yīng)用，近年來在運(yùn)動器具和體育用品方面也廣泛采用。據(jù)預(yù)測，土木

建筑、交通運(yùn)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(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(qiáng)度小、成本低，能很好

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：

h

h

表5-2框架以及薄膜材料屬性表

聚乙烯薄膜厚度為1mm，單層碳纖維的厚度為0.1mm，鋪層方向如下所示：

圖5-2碳纖維復(fù)合材料層合板

表5-3碳纖維復(fù)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0.1-90

彈性模量GPa泊松比拉伸強(qiáng)度MPa

密度g/

碳纖維“L”1400.315001.76

碳纖維“T”160.3801.76

聚乙烯0.7-3.40.47-280.98

h

h

5.2復(fù)合材料對應(yīng)柔性翼受力特點(diǎn)

h

h

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，為了對比研究，我

們使個研究對象的框架結(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(jī)翼表面的平均氣動力

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5463，

厚度1mm。

圖5-3橫向型布局形式示意圖

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圖5-4橫向型受力應(yīng)變圖

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(2)縱向型布局柔性翼的布局形式以及在受到施加在機(jī)翼表面的平均氣動力

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5888，

厚度1mm。

圖5-5縱向型布局示意圖

圖5-6縱向型受力應(yīng)變圖

h

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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機(jī)翼表面的平均氣動力

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(yīng)變圖

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綜合上述可以知道，運(yùn)用復(fù)合材料后機(jī)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。總結(jié)如下表所示：

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表5-4三種布局形式對比

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

1.330.18

54637.38

縱向型

2.370.63

58883.76

放射型

2.621.22

55632.14

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

滿足我們飛行器的設(shè)計(jì)要求。而且從圖中還能知道，放射性機(jī)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?yàn)椴荒軡M

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(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，

柔性機(jī)翼的根弦數(shù)越少，飛行器的失速攻角越大，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：

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圖5-9縱向布局效果圖

5.3布局的最終選擇和機(jī)翼預(yù)變形的設(shè)計(jì)

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為了最終選定合適的機(jī)翼布局，我們現(xiàn)在對柔性機(jī)翼做定量的分析，假設(shè)飛

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)

為10e5，突風(fēng)等級為0~5級自然風(fēng)，已知5級自然風(fēng)為8.0~10.7m/s。

而由總體布局的選擇可以知道，權(quán)衡到機(jī)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5-10SeligS5010機(jī)翼翼型

圖5-11SeligS5010機(jī)翼翼型巡航狀態(tài)壓力分布曲線

為了計(jì)算變形前后升力的變化量，需要計(jì)算柔性翼飛行器在突風(fēng)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(jī)翼，在巡航狀態(tài)時，柔

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性機(jī)翼會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?xí)斐傻袈涞目赡堋６F(xiàn)

階段需求對這種柔性翼產(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

使柔性翼的剛度變大，但是這樣會影響柔性機(jī)翼的抗風(fēng)性能，得不償失。經(jīng)過多

方面的考慮，我們采用預(yù)變形法進(jìn)行補(bǔ)償，即在制造的時候讓機(jī)翼原有位置不在

巡航設(shè)計(jì)的狀態(tài)，預(yù)先相對于巡航平衡位置有一定的變形量，而當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入巡航

狀態(tài)后，飛行器機(jī)翼在氣動力和重力的綜合作用下使得機(jī)翼恰好能達(dá)到和停留在

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。

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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)翼在重力與氣動力作用下變形

圖5-13柔性機(jī)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(jī)翼沒有施加預(yù)變形量，巡航階段柔性機(jī)翼將會發(fā)

生如上圖所示的形變。為了達(dá)到預(yù)變形的效果，即給機(jī)翼一個安裝角度，使得機(jī)

翼能在巡航狀態(tài)滿足總體設(shè)計(jì)的要求，現(xiàn)在我們以上述變形為基準(zhǔn)，設(shè)定一個反

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相的安裝角度，并留一定的余量，以是機(jī)翼能在受力后迅速變形成我們需要的機(jī)

翼形狀。

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經(jīng)簡單的角度計(jì)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(jī)翼有3.6下反安裝角效果圖

圖5-15柔性機(jī)翼有3.6下反安裝角三維效果圖

下面進(jìn)行柔性翼的抗風(fēng)能力分析。假設(shè)飛行器在正常飛行時是恰好能維持機(jī)

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(biāo)準(zhǔn)

大氣壓），空氣的密度則為1.225kg/。正面來流突風(fēng)速度變化范圍為1~10m/s，

攻角在5.6,則有如下的各項(xiàng)參數(shù)：

表5-5一到五級風(fēng)速對應(yīng)機(jī)翼屬性

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風(fēng)速m/s升力系數(shù)Cl扭矩CM阻力Cd雷諾數(shù)ReN（k）

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10.7350.0120.0118283

20.7350.0120.0117297

30.7350.0120.0115310

40.7350.0120.0114323

50.7350.0120.0113337

60.7350.0120.0112350

70.7350.0120.0110364

80.7350.0120.0109377

90.7350.0120.0108391

100.7350.0120.0107404

因?yàn)橹缹τ趤砹饔校鴱纳ο禂?shù)的定義可以知道，

升力的計(jì)算公式為：

（5-1）

通過代入上述計(jì)算公式可以知道，在順航向1-5級的風(fēng)速下，若選用剛性機(jī)

翼時，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：

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圖5-16一到五級風(fēng)速下剛性機(jī)翼升力圖

帶入到柔性翼中，假設(shè)柔性機(jī)翼在上述各項(xiàng)變化中始終在線性范圍內(nèi)，則由

本文第三章的知識可以知道柔性翼的升力為：

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（5-2）

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5-17一到五級風(fēng)速下柔性機(jī)翼升力圖

比較兩者的升力可以得到如下表的圖形：

圖5-18一到五級風(fēng)速下剛性機(jī)翼和柔性機(jī)翼的升力比較圖

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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)論縱向型布局的柔

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時，減小突

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。

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我們的模型建立中有很多簡化的過程和假設(shè)，現(xiàn)在需要對這些假設(shè)條件何簡

化過程做適當(dāng)?shù)姆治觥Ｊ紫龋覀兊娘w行器作為低雷諾數(shù)下飛行的微型飛行器，

由于低雷諾數(shù)下的氣流流動攜帶的動能小，建模過程中，我們采用的是無彎度的

平板殼元模型，而且忽略了流固耦合現(xiàn)象。機(jī)翼的氣動力變化和柔性機(jī)翼的結(jié)構(gòu)

變化是相互耦合的，即當(dāng)氣動載荷作用在機(jī)翼后，柔性翼會產(chǎn)生變形，機(jī)翼的變

形又會改變機(jī)翼所受到的氣動力大小和分布，這樣會有新的氣動力而產(chǎn)生新的變

形，這是一個無限迭代的過程，最終的到只是一個無限接近真實(shí)值的近似值。

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第六章柔性翼微型飛行器其它特性

6.1柔性翼的模態(tài)

每一種新型飛行器的研究，都離不開飛行器動力系統(tǒng)的研究，而我們的微型

飛行器的動力為單槳拉進(jìn)。作為新研究的柔性翼，必須考慮到其振動周期會不會

和我們的動力系統(tǒng)發(fā)生耦合引起共振，共振會引發(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。

縱向型柔性機(jī)翼的模態(tài)計(jì)算主要是在patran中進(jìn)行，所用到的數(shù)據(jù)主要有上

述第六章用到的碳纖維T300：彈性模量230GPa、泊松比0.3、密度1.76g/。

聚乙烯塑料薄膜：彈性模量0.2GPa、泊松比0.4、密度0.98g/。

首先對機(jī)翼的模態(tài)進(jìn)行分析，得出機(jī)翼固有的頻率：

表6-1柔性機(jī)翼的固有頻率

為了滿足飛型器以及重量等多方面的綜合要求，飛行器的動力系統(tǒng)即螺旋槳

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

編號12345

頻率/hz32.83595.22193.81267.06326.95

編號678910

頻率/hz470.69503.73591.12741.42830.67

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柔性機(jī)翼的固有頻率相差甚遠(yuǎn)，即不會發(fā)生耦合而產(chǎn)生共振的現(xiàn)象，所以可以選

用此類翼型作為我們的機(jī)翼。

6.2起落裝置對機(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小；同時要求起落裝置使用、

維護(hù)方便，易于更換、修理，還有空氣動力和工藝性、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

裝置系統(tǒng)范疇出現(xiàn)的問題比較多，而它與

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飛行器的安全又有很大關(guān)系，因此起落裝置應(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

柔性翼微型飛行器的起落裝置安裝在機(jī)翼末端，效果圖如上圖所示，用來承

受整機(jī)的重量，并在任務(wù)的姿態(tài)轉(zhuǎn)化后承受落地時帶來的沖擊，為了在降落過程

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)翼以及其中的設(shè)

備，在布局形式不變的情況下對機(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留足夠的余量供飛

行器應(yīng)對各種突發(fā)情況。

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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

上述兩張圖片是建模過程，我們將重力集中到飛行器中心加載，計(jì)算結(jié)果

如下圖所示，分別為飛行器整機(jī)在垂直下落時的受力圖，由圖像可知，在不考慮

加載點(diǎn)應(yīng)力的時候，飛行器柔性翼與機(jī)體結(jié)合的部位應(yīng)力最大。

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圖6-4垂直著陸時機(jī)翼的形變圖

圖6-5垂直著陸時垂尾的形變圖

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

加載等于飛行器重力大小3倍的集中載荷，所以最大應(yīng)力實(shí)際上不應(yīng)在飛行器的

幾何中心。根據(jù)上述兩張受力結(jié)果圖可以知道，最大應(yīng)力在材料的承受應(yīng)力最小

范圍內(nèi)，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)滿足降落時的強(qiáng)度要求，因此不會在降落的時候破壞

柔性翼。

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第七章總結(jié)與展望

7.1本文總結(jié)

柔性機(jī)翼為坐地起降式微型飛行器帶來諸多好處，本文從坐地起降式微型飛

行器入手，以柔性機(jī)翼為主要研究對象，在建立有限元模型等的基礎(chǔ)上，進(jìn)行了

受力和變形的計(jì)算，并對柔性機(jī)翼的抗風(fēng)能力進(jìn)行了推導(dǎo)和驗(yàn)證。

首先，本文對微型飛機(jī)進(jìn)行了介紹，并且對柔性翼做了簡單解釋和國內(nèi)外的

研究情況的闡述，并且對柔性翼抗風(fēng)的基理做了一個分析。

然后，論文切入重點(diǎn)，從不同的來流方向上分別分析了柔性翼抗風(fēng)特點(diǎn)和公

式的推導(dǎo)，并且研究了氣動力的變化帶來的結(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)，通過建立有限元模型，計(jì)算

對于均布載荷下的4種柔性翼的變形特點(diǎn)，通過變形對比和結(jié)合前面對抗風(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，針對最終的選定方案，進(jìn)一步分析了柔性翼的固有振動特性，分析了

著陸時的形變，并且驗(yàn)證了此種布局能滿足結(jié)構(gòu)上的設(shè)計(jì)要求。

7.2工作展望

論文雖然得出來一部分結(jié)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：

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1）建模過程中采用了單層機(jī)翼來模擬有厚度和彎度的真實(shí)機(jī)翼，在推導(dǎo)過程

中，忽略了摩擦應(yīng)力的影響，一些計(jì)算中就會使數(shù)據(jù)不太準(zhǔn)確，并且忽略了機(jī)翼

的三維效應(yīng)。

2）機(jī)翼的結(jié)構(gòu)布局分類并不完善，只是簡單分類為四大類，而混合類等一些

沒有進(jìn)行研究和比較，可能會漏掉更好的布局選擇，這樣就使得結(jié)構(gòu)的選擇方面

顯得很有局限性。

3）氣動升力的計(jì)算采用的是二維的數(shù)據(jù)，對于這種微型飛行器來說，三維的

效應(yīng)應(yīng)該更加明顯，因此在氣動升力的計(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。

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4）模型中氣動力的加載采用的是分塊模式，這也與實(shí)際的情況不相符合，真

正的氣動力是復(fù)雜且多變的，我們采用了理想模式的方法計(jì)算在巡航狀態(tài)下的形

變是不符合實(shí)際情況的。

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參考文獻(xiàn)

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析.航空動力學(xué)報(bào)，2003，18（1）：38-45.

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致謝

這次畢業(yè)設(shè)計(jì)即將結(jié)束，我非常感謝在這次設(shè)計(jì)中給予我?guī)椭睦蠋熀屯?/p>

學(xué)。首先要感謝的是一直默默幫助和悉心指導(dǎo)我完成畢業(yè)設(shè)計(jì)的李斌副教授。他

治學(xué)態(tài)度嚴(yán)謹(jǐn)，工作精益求精，生活中對學(xué)生和藹可親，學(xué)術(shù)上對學(xué)生要求嚴(yán)格。

在李老師研究領(lǐng)域，它有相當(dāng)豐富的理論和實(shí)踐知識，在論文階段給了我很大的

啟迪，并在各方面給予我莫大的支持。祝李老師工作順利，身體健康！

還要感謝這次畢業(yè)設(shè)計(jì)從選題開始，到收集資料，以及后來的制作過程中一

直都提供給我關(guān)心、支持、建議、幫助的胡裕老師和隊(duì)長焦俊還有隊(duì)員馬凱超，

在他們的幫助下，讓我獲益匪淺，學(xué)到了很多知識，還讓我體會到團(tuán)隊(duì)合作的精

神。祝大家身體健康！

還有我的同學(xué)胡巍，段義乾，高旭等，他們一直在我背后默默地支持我、幫

助我，在我思緒混亂的時候開導(dǎo)我，幫我打開思路。希望你們身體健康，學(xué)業(yè)有

成！

最后，再次向關(guān)心我?guī)椭业睦蠋熀屯瑢W(xué)說聲：“謝謝！”。

馮志壯

2011年6月于西北工業(yè)大學(xué)

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畢業(yè)設(shè)計(jì)小結(jié)

在做畢業(yè)設(shè)計(jì)的過程中，我受益很多，感觸很多。

作為項(xiàng)目小組一員的我，不僅在此項(xiàng)目中學(xué)會了很多專業(yè)技能，將書本上的理論知識通

過我們的努力研究轉(zhuǎn)化到實(shí)際應(yīng)用中去，更重要的是領(lǐng)悟到了一種團(tuán)隊(duì)精神，在老師的悉心

指導(dǎo)下，我們隊(duì)員通過長時間的創(chuàng)新研究，相互之間協(xié)調(diào)配合，和不斷的努力，成功的完成

了團(tuán)隊(duì)設(shè)計(jì)的任務(wù)。

在這個過程里，我學(xué)會了收集資料，整理資料。并且學(xué)會了一些航空設(shè)計(jì)研究中常用的

一些必備的軟件，最主要的是學(xué)會了結(jié)構(gòu)有限元分析常用的軟件Patran，這將給我以后的

學(xué)習(xí)和工作提供很大的技術(shù)支持。

這次設(shè)計(jì)過程中，還讓我體會到了個人的力量是渺小的，團(tuán)隊(duì)dj歌曲 的力量是無限的，通過這

么長時間的一起工作，我從其他隊(duì)員身上學(xué)到了不少文化知識和協(xié)作精神，在設(shè)計(jì)過程中我

們一起披荊斬棘，共同進(jìn)退，克服重重困難，不僅收獲了豐富文化知識，還收獲了人生中寶

貴的友誼。

作為一名本科生，能有機(jī)會把學(xué)習(xí)的知識運(yùn)用到實(shí)際中，讓我體會到了知識的重要性，

提高了我的學(xué)習(xí)積極性，希望以后有根多的機(jī)會能參與到設(shè)計(jì)研究當(dāng)中去。

資料僅供參考