飞行器设计与工程项目设计方案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）对于此围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，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（图1）。
柔性翼微型飞行器遇到来袭突风，在地面固定坐标系中的分量分别和。
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：（1-1）其中：ρ为海平面大气密度；v为气流的速度；为升力系数；S为机翼面积；为升力线斜率；a为迎角。
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，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，即飞行器的突风迎角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，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。
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，翼型在这一围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，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变化到时，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,从而使机翼产生绕弹性中心的转动变形。
由于这个附加转角的作用，机翼迎角发生变化，自动产生了补偿迎角,从而抵消了的扰动作用，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因为此时研究的气动力变化围不大，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：（2-1）刚性机翼：（2-2）针对纵向稳定性问题，设质心与空气动力学焦点之间的距离为，弹性中心与空气动力学焦点之间的距离为，G表示弹性机翼的剪切模量，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：（2-3）刚性机翼：（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：（2-5）刚性机翼：（2-6）由力矩与角加速度β之间的关系式，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：（2-7）刚性机翼：（2-8）由上述各项公式和转角增加量与力矩之间的关系，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：（2-9）刚性机翼：（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。