第二章 习题答案
2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r 的圆弧进入水平飞行。若开始退出俯冲的高度H 1＝2000 m ，开始转入水干飞行的高度H 2＝1000 m ，此时飞行速度v ＝720 km/h ，(题图2.3)，求
（1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n y ； （2）
如果最大允许过载系数为n ymax ＝8，则
为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若r 不变，V max 可达多少? 如果V 不变，r min 可为多大
?
解答
（1） 08.5)(8.9)
36001000720(11212
2=-??
+=+==H H gr v G Y n y
（2）
h
km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-=
m n g v r y 1.583)
18(8.9)
36001000720()1(2
2min -??
=-=
3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。求
(1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ；
(2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。
解答：
（1）
βcos 1
=
=
G Y n y
∑=01X r v m Y 2
sin =β①
∑=01
Y
G Y =βcos ②
由
①与②得
2
=
=gr
v tg βο04.72=β（非加力）
523
.4680
8.9)
36001000625(2
=??=βtg ο5.77=β（加力） 6.4cos 1
==
βy n
（2） r v m
N X 2
1
=
6．飞机处于俯冲状态，当它降到H ＝2000m 时(H ρ=0.103kg ／m 3
。)遇到上升气
流的作用(题图2.7)，求此时飞机的n y 。已知飞机重量G=5000kg ，机翼面积S=20
m 2
，5.4=α
y C 。此时的飞行速度V=540 km ／h ，航迹半径r=8.00m ，y 轴与铅垂线
夹角=?600，上升气流速度u ＝10 m ／s ,突风缓和因子K=0.88。
解答：
① 0333.03600100054021
1060cos =??
=
=?v
u tg s ο
<α ο
<91.1=α
② q s KC Y y ??=αα
<<=221v s KC y ραα
??<
=
2
)36001000540(1035.021203.5791.15.488.0??????
?
=3 0.125 KN
③
gr v G
ma G Y 2
60cos ==+ο
ο
60cos 2G gr v G Y -==ο
60cos 2G gr v G -
=37
.21050)218008.9)
36001000540(
(32
=??-??G ④
77
.150125
.3037.2-=-
-=--
=G
G G
Y
Y n y <
v
u 。
G
Y
7．飞机以过载n y ＝-3作曲线飞行，同时绕飞机重心以角加速度=Z α 3.92rad ／s 2转动,转动方向如(题图2.8)所示。若发动机重量G E ＝1000kg ，发动机重心到全机重心距离l ＝3m ，发动机绕本身重心的质量惯性矩I Z0＝1200 N ·m ·s 2，求 (1) 发动机重心处过载系数n yE
(2) 若发动机悬挂在两个接头上，前(主)接头位于发动机重心处，后接头距发动机重心0.8m ，求此时发动机作用于机身结构接头上的质量载荷(大小、方向)。
解答： （1） ①
3-==
G Y
n yE
② 2.18.93
92.3=?===
=
i i z i i i i i
iy yY G x m G a m G N n α
③
8
.12.13-=+-=+=yr ye yE n n n
（2）
M
N I M z G Z G Z i v i v ?-=-?==4704)92.3(1200α<
N l
M N i
v G Z 58808.04704
==
=
<
重心处（前接头）
KN
KN G n N i yE 18108.11-=?-=?=前
接头作用于发动机的力为y 轴负向 发动机受到的外力向下
后接头 KN N 8.5+=后（y 轴正向）
KN N 88.52-=前
KN N N N 88.2388.51821-=--=+=前前前
以上为发动机接头受的力
发动机作用于机身结构接头上的质量载荷应反向，即
KN N 88.23=前向上
KN N 8.5=后向下
飞机结构设计第三章习题解答
一、 一双粱机翼，外翼传到2＃肋剖面处的总体力分别力剪力Q ＝100 kN(作用在刚心上)，
弯矩M=5×l03 Kn ·m 、扭矩M t = 30 kN ·m 。已知前、后粱的平均剖面抗弯刚度为EI 前＝1010kN ·mm 2、
EI 后＝2×1010kN ·mm 2；前、后闭室平均剖面抗扭刚度为K t 前＝5×108 kN ·mm 2，K t 后＝109 kN ·mm 2。 求：
(1)当L 前＝L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在2#肋剖面如何分配(题图3．2(a))? (2)当L 前＝3000 mm 、L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在此剖面又如何分配(题图 3．2(b))?(计算扭矩分配时，假设不考虑前、后闭室之间和1#肋对前闭室的影响)。
1.
L 前=L 后
（1） Q 的分配 K=2
2EJ L L 前=
L 后
∴ 只与2EJ 有关
Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ += 1
12Q += 0.333Q
= 3330kg = 33.3KN
Q 2= 6670kg = 66.7KN
(2) M 的分配 K=KJ
L ∴ 关系式仍同上
1M = 0.333?5?105 = 1666.7 KN m
M 2= 0.667?5?105 = 3335 KN m
（3） M t 的分配
M t1= 5510t
M += 0.333?3?103 = 0.999?103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667?3?103 = 2.001?103 kg.m = 20 KNm
2.
L 前
=3000 mm L 后=1500 mm
(1) Q 的分配 K=2
2EJ L
K 1= 2?
()
12
2
103000= 2?12
6
10910
?=2
9?106 = 2?106?0.111
K 2= 2?()12
2
101500= 2?29?106 = 22
2.25??106 = 2?106?0.889
K 1+ K 2 = 2?106 ( 19+1
2.25) = 2?106 ( 0.111+0.889) = 1?2?106
∴ Q 1= 0.111?10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN
（2） M 的分配 K 1 = KJ
L = 12103000= 0.333?109
K 1 = 12
101500Q ?= 1.333?109 K 1+ K 2 = 1.666?109
1M = 0.333
1.666?5?105 = 0.1999?5?105 = 0.2?5?105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4?105 kg m = 4000 KN m
（3） M t 的分配
K 1=105103000?=1.667?107 K 2=10
10101500?=6.667?107 K 1+ K 2 = 8.334?107
M t1 = 1.667
8.334?3?103 = 0.2?3?103 = 0.6?103 kg.m = 6 KN m
M t2 = 6.667
8.334?3?103 = 0.8?3?103 = 2.4?103 kg.m = 24 KN m
二. 题图3.3所示两机翼，(a)为单块式，且双梁通过机身，而长桁在机身侧边切断；(b)为单
块式，整个受力翼箱通过机身。请画出两种情况下a—a、b—b段长桁的力图，并筒要说明
何以如此分布？
一、飞机研制技术要求（1）战术技术要求军用飞机（2）使用技术要求（民用飞机) 它包括飞机最大速度、升限、航程、起飞着陆滑跑距离、载重量、机动性(对战斗机)等指标和能否全天候飞行，对机场以及对飞机本身的维修性、保障性等方面的要求。 二、飞机的研制过程四个阶段：1．拟订技术要求2．飞机设计过程3．飞机制造 过程4．飞机的试飞、定型过程 三、飞机的技术要求是飞机设计的基本依据 四、飞机设计一般分为两大部分：总体设计结构设计 五、飞机结构设计是飞机设计的主要阶段 “结构”是指“能承受和传递载荷的系统”——即“受力结构”。 六、安全系数：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比也就是设计载荷系数与使用载 荷系数之比。其物理意义就是实际使用载荷要增大到多少倍结构才破坏，这个倍数就是安全系数。 八、飞机结构设计的基本要求1．空气动力要求和设计一体化的要求2．结构完整性及 最小重量要求3．使用维修要求4．工艺要求5．经济性要求 九、结构完整性：是指关系到飞机安全使用、使用费用和功能的机体结构的强度、刚度、 损伤容限及耐久性(或疲劳安全寿命)等飞机所要求的结构特性的总称。 十、全寿命周期费用(LCC) (也称全寿命成本) 主要是指飞机的概念设计、方案论证、 全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用之和。 十一、现代军机和旅客机的新机设计，规范规定都必须按损伤容限／耐久性或 按损伤容限／疲劳安全寿命设计。 十二、结构完整性及最小重量要求就是指：结构设计应保证结构在承受各种规定的 载荷和环境条件下，具有足够的强度，不产生不能容许的残余变形；具有足够的刚度，或采取其他措施以避免出现不能容许的气动弹性问题与振动问题；具有足够的寿命和损伤容限，以及高的可靠性。在保证上述条件得到满足的前提下，使结构的重量尽可能轻，因此也可简称为最小重量要求。 十三、使用维修要求飞机的各部分(包括主要结构和装在飞机内的电子设备、燃油 系统等各个重要设备、系统)，须分别按规定的周期进行检查、维护和修理。良好的维修性可以提高飞机在使用中的安全可靠性和保障性，并可以有效地降低保障、使用成本。对军用飞机，尽量缩短飞机每飞行小时的维修时间和再次出动的准备时间，还可保证飞机及时处于临战状态，提高战备完好性。为了使飞机有良好的维修性，在结构上需要布置合理的分离面与各种舱口，在结构内部安排必要的检查、维修通道，增加结构的开敞性和可达性。 十四、飞机设计思想的发展过程大致可划分为五个阶段（1）静强度设计阶段
4-1 梁的根部接头是固接，梁的缘条可以传递弯矩，纵墙的根部接头是绞接，它本身不能传递弯矩。 4-2 4-3
4-23 4-24 4-26 （1）在A-A 肋处，蒙皮没有发生突变，所以A-A 肋在传扭时不起作用。 （2）前梁在A-A 剖面处发生转折，前梁上弯矩M 分为两部分21M M M +=，1M 由前 梁传给机身，2M 传给A-A 肋。
4-30 机翼外段长桁上的轴向力通过蒙皮剪切向前后梁扩散，到根部全部转移到前后梁的缘条上去。 4-31 1. L 前=L 后
（1） Q 的分配 K=2 2EJ L L 前=L 后 ∴ 只与2EJ 有关 Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 1 12Q + = 0.333Q = 3330kg = 33.3KN Q 2= 6670kg = 66.7KN (2) M 的分配 K=KJ L ∴ 关系式仍同上 1M = 0.333?5?105 = 1666.7 KN m M 2= 0.667?5?105 = 3335 KN m （3） M t 的分配 M t1= 5510t M += 0.333?3?103 = 0.999?103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667?3?103 = 2.001?103 kg.m = 20 KNm 2. L 前=3000 mm L 后=1500 mm (1) Q 的分配 K=2 2EJ L K 1= 2? () 12 2 103000= 2?12 6 10910 ?=2 9?106 = 2?106?0.111 K 2= 2?( )12 2 101500= 2?29?106 = 22 2.25??106 = 2?106?0.889 K 1+ K 2 = 2?106 ( 19 +1 2.25) = 2?106 ( 0.111 +0.889) = 1?2?106 ∴ Q 1= 0.111?10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN （2） M 的分配 K 1 = KJ L = 12103000 = 0.333?109 K 1 = 12 101500Q ? = 1.333?109 K 1+ K 2 = 1.666?109 1M = 0.333 1.666?5?105 = 0.1999?5?105 = 0.2?5?105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4?105 kg m = 4000 KN m （3） M t 的分配
飞行器结构强度分析复习提纲 一、基本常识 1、飞行器分类 2、飞行器工作环境 3、飞行器结构分类（按受力传力形式、加工成型工艺、部件形状） 4、飞行器结构设计应保证结构在各种规定载荷状态下满足的条件 5、飞行器结构强度分析包括哪几个主要方面 6、作用在飞行器上的主要载荷 7、框桁加筋圆柱壳在受轴、外压、扭矩等载荷作用下的失稳形式 8、框桁加筋圆柱壳的破坏形式 9、疲劳破坏的过程 10、影响疲劳强度的主要因素 11、裂纹的三种基本类型 12、确定扯裂性能的方法 13、实现破损安全的方法 二、基本概念 1、比强度 2、剩余强度系数 3、静载荷 4、动载荷 5、疲劳载荷 6、过载系数 7、使用载荷 8、设计载荷 9、安全系数10、减缩系数11、疲劳破坏12、疲劳强度13、疲劳应力14、疲劳极限15、疲劳寿命 16、应力强度因子17、断裂韧性。 三、基本原理 1、结构设计中的等强度原则
2、结构损伤容限设计原则 3、用于结构传力分析的刚度分配法 4、大开口补强原则 5、克希霍夫假设 6、Miner线性累积损伤理论的主要假设 7、脆性断裂的K准则 8、能量释放率G的含义 四、基本构件的受力特性 1、细长杆的受力特性 2、薄板的受力特性 3、平面板杆结构的受力特性 4、壳的受力特性 5、疲劳破坏的5个主要特征 五、基本条件 1、结构静强度设计时需要满足的三个条件 2、破坏载荷法的强度条件。 3、简述板或曲板同时受压应力、弯曲应力、剪应力作用不发生失稳时所满足的判别式，并说明各参量的物理意义 六、基本分析 1、分析垂直突风对飞行器产生的附加过载。 2、分析薄板的稳定性 3、分析壳与曲板的稳定性
《飞行器结构设计》课程大作业指导书 哈尔滨工业大学航空宇航制造系 2015年4月16日
一、要求与说明 1. 学生必须按照相关规范，在规定的时间内完成两个备选题目之一的大作业，并提交纸质和电子版文件。 2. 要求每名学生独立完成作业内容，如有抄袭、伪造等作弊行为则取消成绩，大作业的分数计入期末考核成绩。 二、题目 三、内容要求及规范 （二）分离机构连接计算与结构设计 1、设计的目的与意义 连接于分离机构的计算与设计是飞行器结构与机构分系统设计的重要部分，连接分离机构直接影响分离面处的连接刚度，而连接分离面又是飞行器载荷较为严重的部位。因此，为保证连接的可靠性，必须对分离机构中的关重件进行计算与校核，特别是起到连接与分离作用的爆炸螺栓组件。本设计作业的主要目的是通过对典型连接分离机构的计算与设计，使学生掌握此类结构设计的基本原理和方法，同时加深对飞行器结构设计的具体认识，为开展相关技术领域的研究与设计奠定基础。 2、设计输入条件 假设某型号导弹在发射阶段，由于横向载荷的作用，在连接面A1-A2会产生M=1500Nm的弯矩，同时已知气动过载的等效轴向载荷为F=800N，以压力形式作用于一二级分离面上，分离舱段对接框为环形接触面，被连接件间均采用石棉垫片。图2所示为轴向连接式对接框结构尺寸，图3所示为卡环式对接框尺寸，
两个舱段的平均壁度为6mm。假设舱段承力结构材料均为TC4，在设计过程中不考虑横向载荷产生的剪力，为使分离面紧密贴合，取安全系数f=1.5。此外，假定轴向连接分离机构由6个爆炸螺栓连接，卡环式连接分离机构由2个爆炸螺栓连接，爆炸螺栓螺杆材料为45号钢，且尺寸、规格同C级六角头螺栓。 图1 导弹一二级分离面受力示意图 3、设计任务 1）根据设计的输入条件，选择轴向连接或外置卡环式连接分离方式中的一种进行计算分析与结构设计。要求详细计算用于连接和分离的爆炸螺栓所受的工作总拉力，以及螺栓最大预紧力，并根据爆炸螺栓材料的屈服极限条件确定螺栓尺寸和规格。 2）按照计算分析的结果以及选择的爆炸螺栓结构尺寸，设计连接分离装置的具体结构，画出装配草图。 2 a) 轴向连接式分离面结构尺寸
仿生扑翼飞行器设计与制作 摘要：随着仿生学的发展和材料动力技术的不断进步，人类能更好的模仿生物的运动，向大自然学习，服务人类。像鸟一样的飞行是人类几千年的梦想，近几年科研人员在扑翼飞行器的研究和制造方面有了很大的发展，目前世界上已经出现了许多扑翼飞行器，但其仿生程度任然较低。通过学习和研究我们选用了对称的五杆机构来实现飞行器的机翼的动作，并按照飞行原理设计了飞行器的升力机构和推力机构，最后做出了实物，进行了飞行试验。 关键词：仿生;扑翼飞行器;五杆机构;空气动力学;飞行试验 Designing and producting of the flapping wing flight vehicle in bionics ABSTRACT: Along with the development of bionics and material power technology advances, mankind can better imitate biological movement, learning to nature and servicing human. Flying Like a bird is the dream of human for several thousand years, In recent years researchers Made great progress in the flapping wing flight vehicle research and manufacturing. There are already some kind of the flapping wing flight vehicles in the word recently, but the bionic degree lower still. With the studying and researching we choose the symmetrical five-bar mechanism to realize the action of the wing of the aircraft, According to the principle of fly. I design the lift institutions and thrust institutions. Finally I made the craft, and test it. KEY WORDS:Bionic; The flapping wing flight vehicle; Five-bar mechanism; Aerodynamics; Flight test
目录 摘要 (1) ABSTRACT (2) 0 引言 (4) 1 国内外仿生扑翼飞行器研究的发展综述 (6) 1.1 国外研究的现状 (6) 1.2 国内研究的现状 (10) 1.3 课题研究的主要内容 (11) 2 超小型仿生扑翼飞行器扑翼有限元模型的建立 (11) 2.1 有限元分析的概述 (11) 2.1.1 有限元分析的原理 (11) 2.1.2弹性力学基础 (14) 2.2 ANSYS软件的介绍 (21) 2.2.1 前处理模块PREP7 (22) 2.2.2 求解模块SOLUTION (23) 2.2.3 后处理模块POST1和POST26 (24) 2.3 扑翼有限元模型的建立 (24) 2.3.1 超小型仿生扑翼飞行器扑翼几何物理模型的建立 (25) 2.3.2 单元类型的选择 (28) 2.3.3 单元特性的定义 (30) 2.3.4 有限元网格划分 (31)
2.4 本章小结 (32) 3 超小型仿生扑翼飞行器扑翼的静态力学特性讨论 (33) 3.1 超小型仿生扑翼飞行器扑翼的结构线性静力学分析 (33) 3.2 超小型仿生扑翼飞行器扑翼的结构非线性静力学分析 (37) 3.3 初探材料特性对仿生扑翼刚度等性能的影响 (40) 3.4 本章小结 (45) 4 结论 (45) 参考文献 (47) 译文 (50) 原文说明 (60)
摘要 超小型仿生扑翼飞行器是一种模仿鸟类或昆虫飞行的新概念飞行器，在应用技术上超出了传统的飞机设计和气动力的研究范畴，同时开创了微机电系统技术（MEMS）在航空领域的应用。设计和制造具有良好动力学特性的高效仿生扑翼，是超小型仿生扑翼飞行器研究中的一个关键环节，同时也是目前非常富有挑战性的研究难题。 本文利用有限元的基础理论，对仿照蜻蜓翅翼，设计的仿生扑翼进行结构静力学等内容的分析，研究了超小型仿生扑翼飞行器扑翼的结构特性等。文中的建模、分析方法及所得结论，为超小型仿生扑翼飞行器扑翼的设计、制作和应用提供了一定的理论依据。 本文基于蜻蜓真实的翅翼样本，利用ANSYS10.0软件，分别建立了仿生扑翼1和仿生扑翼2的几何结构模型，并通过选择适当的单元类型及设定特性参数，完成三维仿生扑翼1和仿生扑翼2的有限元模型。在此基础上，对超小型仿生扑翼飞行器扑翼进行静态特性分析，分别对仿生扑翼1和仿生扑翼2进行线性和非线性力学分析，比较两种情况下结构的变形及应力等静态性能，并初步探讨了改变材料特性对仿生扑翼刚度变形的影响，总结出仿生扑翼的几何外形和结构布局以及材料都会对扑翼的刚性产生一定的影响。 关键词：超小型飞行器，仿生扑翼，有限元分析
扑翼式飞行器的发展与展望 从古至今，人们从没有放弃过对翱翔梦的追求。不仅在许多的古书名著中都有长着翅膀的角色形象，人们也一直在用实际行动尝试着各种飞行的可能。昆虫和鸟类的超强飞行能力逐渐引起了人们的关注，早在中国的汉代时期、欧洲的中世纪就有人模拟鸟类进行飞行活动的记载。随着科技的快速发展，以及飞行器在军事上和民用上的广泛应用前景，扑翼式飞行器已经成为当今的研究热点。 1扑翼式飞行器的发展史 1.1 扑翼式飞行器的早期发展 历史上记载了许多人们对飞行的各种尝试方法，《墨子?鲁问》中记载，鲁班制造的木鸟可以飞行三天；古代中国甚至有人将大鸟的羽毛贴在身上试图飞起来，但最终都失败了。人们逐渐认识到想要飞行必须加上合适的机械装置。 15世纪70年代，著名发明家莱昂纳多?达芬奇设计出一种由飞行员自己提供动力的飞行器，并称之为“扑翼飞机”。“扑翼飞机”模仿鸟儿、蝙蝠和恐龙时代的翼龙，具有多个翅膀。达芬奇认为扑翼机具备推力和提升力。之后人们仿照它进行了很多尝试，有的可以上下蹦跳几下，有的摔成碎片，结果都失败了。 1874年，法国生物学家马雷用连续拍摄的方式初步掌握了鸟类复杂的飞行扑翼动作，以当时的技术水平，这种高难度的动作是无法实现的，与此同时热气球的出现，就使早起人们对制造飞行器尝试告一段落，研究开始转向了其他领域。 1.2扑翼式飞行器国内外的研究现状 随着仿生技术、空气动力学和微加工技术的日益发展，加之军事和民用的广泛应用前景，扑翼式飞行器再次成为了国内外科学领域研究的热点。1997年，DAPRA投入3500万美元，开始了为期四年的MAV的研究计划。加州理工学院、多伦多大学、佐治亚技术研究所、佛罗里达大学、Vanderbilt大学等单位研制了不同结构的扑翼MAV，翼展一般在15cm左右，多采用电池提供能源，飞行时间约在几分钟到十几分钟。加州大学伯克利分校研制的“机器苍蝇”扑翼MAV 总重约为43mg，直径为5mm～10mm，采用太阳能电池和压电驱动。 西北工业大学研制的扑翼MAV采用聚合物锂电池和微型电机驱动，可实现扑翼15Hz～20Hz左右的频率上下拍动，翼展超过15cm。 2扑翼式飞行器的优势及可行性 按照飞行原理的不同划分，MAV可分为固定翼、旋翼和扑翼三种。同其他形式的微型飞行器相比，扑翼式飞行器可以通过自身机翼扇动产生的上下大气压差来飞行。它具有尺寸小、噪音弱、灵活性强、隐蔽性好的特点。 通过分析昆虫各个部分的结构，选用合理的驱动装置，并由电池或其他化学物质提供能源，仿照昆虫结构，同时辅以MEMS设备和装配技术，便可以加工制造出扑翼式微型飞行器。 3关键技术 3.1 空气动力学问题 微型飞行器不同于普通飞机，它的雷诺数大约在104左右，空气的粘性阻力相对比较大，并且扑翼式飞行器是以模仿鸟和昆虫类扑翅运动为基础，但是昆虫和鸟类的翅膀是平面薄体结构，而非机翼的流线型。我们应充分研究这种非传统
静强度设计：安全系数d e P f P d p 设计载荷 e p 使用载荷 u p 极限载荷 静强度设计准则：结构材料的极限载荷大于或等于设计载荷，即认为结构安全u p ≥d p 载荷系数定义：除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力的合力与当时飞机重量的比值， 称为该方向上的载荷系数。 载荷系数的物理意义：1、表示了作用于飞机重心处除重力外的外力与飞机重力的比值关系； 2、表示了飞机质量力与重力的比率。 载荷系数实用意义：1、载荷系数确定了，则飞机上的载荷大小也就确定了； 2、载荷系数还表明飞机机动性的好坏。 着陆载荷系数的定义：起落架的实际着陆载荷lg P 与飞机停放地面时起落架的停机载荷lg o P 之 41.杆只能承受（或传递）沿杆轴向的分布力或集中力。 2.薄平板适宜承受在板平面内的分布载荷，包括剪流和拉压应力，不能传弯。没有加强件加 强时，承压的能力比承拉的能力小得多，不适宜受集中力。厚板能承受一定集中力等。 3.三角形薄板不能受剪。 刚度分配原则：在一定条件下（如机翼变形符合平剖面假设），结构间各个原件可直接按照 本身刚度的大小比例来分配它们共同承担的载荷，这种正比关系称为“刚度分配原则” P1l1/E1F1=P2l2/e2f2 K=EF/l p1/p2=k1/k2 p1=k1p/(k1+k2) （翼面结构的典型受力形式及其构造特点： 1.薄蒙皮梁式：蒙皮很薄，纵向翼梁很强，纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要 大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的枞墙。常分左右机翼-----用几个集 中接头相连。 2.多梁单块式：蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴向力的壁板承受总体弯矩；纵向长 桁布置较密，长桁截面积与梁的截面积比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增 强了翼面结构的抗扭刚度。为充分发挥多梁单块式机翼的受力特征，左右机翼一般连成整体 贯穿过机身，但机翼本身可能分成几段。 3.多墙厚蒙皮式：布置了较多的枞墙，厚蒙皮，无长桁，有少肋、多肋两种，但结合受集中 力的需要，至少每侧机翼上要布置3~5个加强翼肋。可以没有普通肋。） 大型高亚音速运输机或有些超音速战斗机采用多梁单块式翼面结构，Ma 较大的的超音速飞 机多采用多墙（或多梁）或机翼结构。 局部失稳问题：翼梁缘条受轴向压力时，由于在蒙皮平面内有蒙皮支持，在翼梁平面有腹板 支持，因此一般不会产生总体失稳，但需考虑其局部失稳问题。 翼梁的主要功用承受或传递机翼的剪力Q 和弯矩M 。 （各典型形式（梁式、单块式、多墙式）受力特点的比较： 机翼结构受力形式的发展主要与飞行速度的发展有关。速度的增加促使机翼外形改变并提高 了对结构强度、刚度、外形的要求。比较三者的受力特点可以发现，单纯的梁式、薄蒙皮和 弱长桁均不参加机翼总体弯矩的传递，只有梁的缘条承受弯矩引起的轴力。对于高速飞机， 由于气动载荷增大，而相对厚度减小又导致了机翼结构高度变小，只靠梁来承弯将使承弯构 件的有效高度减小；加之对蒙皮局部刚度和机翼扭转刚度要求的提高，促使蒙皮增厚，长桁 增多、增强。因此，在单块式、多墙式机翼中，蒙皮、长桁，乃至主要是蒙皮发展成主要的 承弯构件。由于蒙皮、长桁等受轴向力的面积较之梁缘条更为分散、更靠近外表面，故承弯 构件有效高度较大，因此厚蒙皮翼盒不仅承扭能力较高，抗弯特性也较好，因此，此种机翼
第二章 习题答案 2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r 的圆弧进入水平飞行。若开始退出俯冲的高度H 1＝2000 m ，开始转入水干飞行的高度H 2＝1000 m ，此时飞行速度v ＝720 km/h ，(题图2.3)，求 （1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n y ； （2） 如果最大允许过载系数为n ymax ＝8，则 为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若r 不变，V max 可达多少? 如果V 不变，r min 可为多大? 解答 （1） 08.5)(8.9) 36001000720(11212 2=-?? +=+==H H gr v G Y n y （2） h km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-= m n g v r y 1.583) 18(8.9) 36001000720()1(2 2min -?? =-=
3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。求 (1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ； (2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。 解答： （1） βcos 1 = = G Y n y ∑=01X r v m Y 2 sin =β① ∑=01 Y G Y =βcos ② 由 ①与②得 2 = =gr v tg βο04.72=β（非加力） 523 .4680 8.9) 36001000625(2 =??=βtg ο5.77=β（加力） 6.4cos 1 == βy n （2） r v m N X 2 1 = 6．飞机处于俯冲状态，当它降到H ＝2000m 时(H ρ=0.103kg ／m 3 。)遇到上升气
《飞行器结构优化设计》 ——课程总结 专业航天工程 学号GS0915207 姓名
《飞行器结构优化设计》课程总结报告 通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器、船舶还是桥梁等工程项目的传统结构设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的结构设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。但是这种传统设计方法的产品性能优劣主要就取决于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、大容量电子计算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用，使得复杂的结构分析过程变得更加高效、精确。 本课程重点就在于介绍结构优化的各种分析方法。这些分析方法都是以计算机为工具，将非线性数学规划的理论和力学分析方法相结合，使用于受各种条件限制的承载结构设计情况。 优化问题的数学意义是在不等式约束条件下，求使目标函数为最小或最大值的一组设计变量值，在实际工程应用中，优化问题所包含的函数通常是非线性的和隐式的。建立在数学规划基础上的优化算法，是依据当前设计方案所对应的函数值与导数值等信息，按照某种规则在多维设计变量空间中进行搜索，一步一步逼近优化解。随着计算机的发展和数学计算方法不断进步，结构分析。优化的方法也是随之水涨船高。 一、有限元素法 这是基于在结构力学、材料力学和弹性力学基础上的一种分析方法。研究杆、梁，经简化薄板组成的结构的应力、变形等问题。其方法是首先通过力学分析将结构离散化成单一元素，然后对单一元素进行分析，算出各单元刚度矩阵后，进行整体分析，根据方程组K·u=P求解。这种方法求解的问题受限于结构的规模、形式和效率。 二、敏度分析 结构敏度是指结构性状函数，如位移、应力、振动频率等对设计变量的导数。近似函数的构成，以及许多有效的结构优化算法，皆要利用这些参数的一阶导数，以至二阶导数信息。 结构敏度分析的基础是结构分析，对于复杂的结构，精确的结构分析工作是
飞机结构设计答案 一、填空题（15分） 1．目前通常将战斗机分成四代，米格-21是典型的二代机，F-22是四代机的第一个代表机种，我公司正在研制的L15高级教练机为三代机。 2. 飞机结构设计要满足空气动力要求和设计一体化要求，结构完整性要求和最小重量要求，使用维修性要求，工艺性要求，经济性要求。 3. 飞机在飞行过程中，外界作用于飞机的载荷主要有：升力、阻力、发动机推力、重力。 4. Y向载荷系数表示了飞机升力与重力的比值。L15高级教练机正向设计过载为8，负向设计过载为3。 二、简答题（70分） 1．飞机结构的设计思想就其发展过程看，大致可划分为哪5个阶段？ 答：静强度设计阶段，静强度和刚度设计阶段，强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段，强度、刚度、损伤容限和耐久性设计阶段、结构可靠性设计试用阶段。 2. 使用载荷的定义 答：飞机使用中实际可能遇到的最大载荷称为使用载荷。
3. 设计载荷的定义 答：为了保证一定的安全裕度，飞机结构通常按能承受高与使用载荷的载荷设计，设计的结构所能承受而不破坏的最大载荷称为设计载荷。 4. 安全系数的定义 答：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比。 5. 机身的主要功用？ 答：主要功用：1 安置空勤组人员、旅客、装载燃油、武器、设备和货物等。2 把机翼、尾翼、起落架及发动机等连接在一起，形成一架完整的飞机。 6. 机身主要外载荷？ 答：1 装载加给机身的力 2 其他部件传来的力 3 增压载荷 7. 机身结构的典型受力形式有哪三种? 答：桁梁式、桁条式、硬壳式 三、计算题（15分） 已知飞机机翼全翼展长L=9.7m，其最大使用升力Y W=643KN，半机翼的结构重量G W/2=7.7KN，半机翼的升力合力与重心假设展向作用于Z=0.5(L/2)处。此外机翼上Z=0.6(L/2)处，挂有G B=1KN 的炸弹。安全系数f=1.5，求：机翼根部Z=0.1(L/2)处的设计弯矩
基于仿生学的扑翼机设计与仿真 苏扬、邵冠豪、史佳针、李根、李凯兴 （中国民航大学航空工程学院，天津，300300） 摘要:仿生扑翼飞行器是一种模仿昆虫或鸟类扑翼飞行的新型飞行器。由于具有重量轻、体积小、隐身性、可操作性好和成本低等特点,在国防和民用领域均有十分广泛的应用前景。本文主要介绍了基于仿生学研制的某小型扑翼无人飞行器，并对其设计思想和制作工艺进行详细阐述与说明。 关键词: 仿生学扑翼机无人侦察制作工艺 0 前言 论文详细介绍了一款基于仿生学研制的小型扑翼无人飞行器。该扑翼飞行器可以作为无人侦察机使用，整机重20g，采用四翅扑翼机构，翼展为280mm，整机全长仅190mm。该机采用轻木为材料来制作机身，KT板来制作尾翼。不但价格低廉，加工方便，而且还能很大程度上保持较轻的重量和足够的强度。扑翼传动机构采用3D打印技术进行制作，材料为PLA塑料。整机外形尺寸是以家燕为仿生对象来进行设计的，整机的外形尺寸参数如表1所示。 表 1 扑翼无人飞行器试验机结构参数（单位mm） 名称机身长度机身宽度机身最高处翼展机翼弦长机翼厚度垂尾高度 参数190 40 35 280 85 0.015 55 1 扑翼飞行器的设计与建模 扑翼机构采用四翅机构是由于四翅机构可以利用Wei-Fogh效应而产生较高的升力[2]，这会对之后添加工作负载产生很大的帮助。机身结构外形尺寸参数是根据尺度效应[3]来确定的，在最大限度地减重和模仿家燕的同时，还留有一定的可调裕度以适应不同重量的负载。尾翼结构采用应用较为成熟的常规式尾翼。控制方面采用电磁舵机+微型接收机来作为控制舵面的方式。整机三维建模如图1所示。
第二章 习题答案 2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r 的圆弧进入水平飞行。若开始退出俯冲的高度H 1＝2000 m ，开始转入水干飞行的高度H 2＝1000 m ，此时飞行速度v ＝720 km/h ，(题图2.3)，求 （1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n y ； （2） 如果最大允许过载系数为n ymax ＝8，则 为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若r 不变，V max 可达多少? 如果V 不变，r min 可为多大? 解答 （1） 08.5)(8.9) 36001000720(11212 2 =-?? +=+==H H gr v G Y n y （2） h km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-= m n g v r y 1.583) 18(8.9) 36001000720()1(2 2 min -?? =-=
3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。求 (1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ； (2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。 解答： （1） βcos 1 = = G Y n y ∑=01X r v m Y 2 sin =β① ∑=01 Y G Y =βcos ② 由 ①与②得 085.3690 8.9) 36001000520(2 2 =?? = =gr v tg β 04.72=β（非加力） 523 .4680 8.9) 36001000625(2 =??= βtg 5.77=β（加力） 6.4cos 1 == βy n （2） r v m N X 2 1 =
飞机结构设计习题答 案
第二章 习题答案 2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r 的圆弧进入水平飞行。若开始退出俯冲的高度H 1＝2000 m ，开始转入水干飞行的高度H 2＝1000 m ，此时飞行速度v ＝720 km/h ，(题图2.3)，求 （1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n y ； （2） 如果最大允许过载系数为n ymax ＝8， 则为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若r 不变，V max 可达多少? 如果V 不变，r min 可为多大? 解答 （1） 08.5)(8.9) 36001000720(11212 2 =-?? +=+==H H gr v G Y n y （2） h km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-= m n g v r y 1.583) 18(8.9) 36001000720()1(2 2min -?? =-=
3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。求 (1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ； (2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。 解答： （1） βcos 1= = G Y n y ∑=01X r v m Y 2 sin =β① ∑=01 Y G Y =βcos ② 由 ①与②得 2 = =gr v tg β 04.72=β（非加力） 523 .4680 8.9) 36001000625(2 =??= βtg 5.77=β（加力） 6.4cos 1 == βy n （2） r v m N X 2 1 =
第一章 1 1.1-1.3节 1、名词解释蠕变：材料的塑形变形量随时间增大而增大 2、填空属于航天器的是人造地球卫星、载人飞船、空间站等 3、简答飞行器结构设计的基本准则：最小质量准则、气动力准则、使用维护准则、可靠性准则、结构工艺性准则、最小成本准则 2 1.4-1.6节 1、静电陀螺仪为什么选用铍合金？密度小、强度硬度高、线膨胀系数小 2、断裂韧性：表征材料阻止裂纹扩展的能力 剩余强度系数：破坏载荷/设计载荷=破坏应力/设计应力 3、给出部件设计内容的排序：调查研究-方案设计-技术设计-强度校核-绘制零件图-编制技术文件-试验 第二章 3 2.1-2.2节 1、画图说明过载系数的由来： 2、以攻角为例解释导弹采用刚体假设的原因： 3、过载系数：作用在物体上的所有表面力的合力与该物体的重量之比
4、导弹发射三种过载形式：机动飞行时最大过载系数、限制舵面最大偏转角、阵风载荷及其最大附加过载系数 4 2.3-2.5节 1、导弹的设计情况：空中飞行时、地面使用时的设计情况 2、在进行内力计算时常用方法：初等粱理论、有限元法、平切面法 3、压心：导弹弹翼上所受空气作用力合力的作用中心 4、安全系数：设计载荷与使用载荷之比。在传统设计中，为了保证结构安全可靠，对这些因素都是用大于1的系数来考虑，这个系数即为安全系数f 5 2.6节 1、P37双梁式直弹翼 ①属于静定/静不定结构？为什么？ ②受力分析图： ③标出压心和刚心： ④两根翼梁在载荷Q及其引起的弯曲力矩M作用下的传力，翼剖面闭室提供的支反扭矩： 2、P39单梁式翼面中翼肋和蒙皮之间相互支撑互相传力关系： 6 2.7节 1、①加强肋将集中力转化为分布力对
扑翼机飞行器传动机构动力学分析 摘要 自古以来在天空中翱翔都是人们梦寐以求的，经历了几千年的研究，目前应用较为广泛的飞行器有固定翼飞行器、旋翼飞行器、扑翼飞行器。然而，扑翼飞行器多采用仿自然生物飞行特征研究得到，它具有良好的激动灵活性，很高的升阻比，而且尺寸相对较小，耗能较少，因此相比较固定翼和旋翼飞行器应用更加广泛，目前在民用、国防、军事领域中都有着很好的应用。 从国内外研究现状中显示，目前扑翼机都处于研究阶段，远没有达到推广和大范围应用阶段，存在的问题也相对较多。本文以此为出发点，主要对扑翼机飞行器机构的动力学进行研究，通过对常见扑翼机飞行器传动机构的研究、分析和比较，发现其中的不足，本文在传统的曲柄摇杆的基础上对其进行改进，验证曲柄中存在夹角的曲柄摇杆机构在提高两侧摇杆同步性方面的优势，并且证实了不对称摇杆机构中曲柄存在夹角的情况，相比曲柄中不存在夹角的机构在减少左右摇杆相位差角方面更有优势，能提高不对称机构的同步性。通过对鸟类、昆虫两类生物飞行机理的研究，本文从仿昆虫、仿鸟类、仿蜂鸟三种生物对扑翼几飞行器尺度律进行分析，研究结果表明，扑翼飞行器与真实鸟类的尺度律之间还存在较大程度的差异。通过对扑翼机飞行器传统机构数学模型的建立、模型的求解和推导，得出最佳模型，并从常定力、惯性力以及阻尼力三个方面对飞行器进行了动力学仿真，定常力情况时，弹簧的存在使输入功率的峰值降低了86%，惯性力情况时，弹簧的存在使功率峰值降低了20%，阻尼力情况时，弹簧的存在使功率峰值升高了56%。从整个系统角度来说，弹簧通过对能量的储存和释放两个过程减缓了输入功率的峰值。为了进一步验证安装弹簧在减少功率峰值上的优势，对
2-01 飞机在铅垂平面内作圆周运动，在A 点过载可能最小，在B 点过载最大。 A 点： G N Y y =+ gR v G N n y y 2 11- =- = 02.01000 *8.9)6.3/360(12 -=- =y n 或 y N G Y =+ 112 -= -= gR v G N n y y 02.011000 *8.9)6.3/360(2 =-= y n B 点： y N G Y += gR v G N n y y 2 11+ =+ = 02.21000 *8.9)6.3/360(12 =+ =y n
2-02 （1）发动机重心处的过载系数 2.18 .93*92.3== = ?g L n z yE ω（()() 3.92*3 1.29.8 z yE L n g ω--?= = =） 8.12.13-=+-=?+=yE y yE n n n （2）质量载荷 1) 由发动机惯性矩引起的支座反力： 120( 3.92)470.4z M I kgm ω==?-=- 470.4470.41.0 M N kg l -= ==- (1) (1) /470.4/470.4A B N M l kg N M l kg ==-=-= 2) 由发动机重心过载引起的支座反力： (2) (2)0.8*( 1.8)*100014400.2*( 1.8)*1000360A B N kg N kg =-=-=-=- (1) (2) (1)(2)1440470.41910.4360470.4110.4A A A B B B N N N kg N N N kg =+=--=-=+=-+= 发动机作用于机身结构接头上的质量载荷应反向，即 ' ' 1910.4110.4A B A B N N kg N N kg =-==-=-
飞机构造学结课大作业 ——超轻型飞机结构总体设计 目录 一．总体外形设计 二．机翼结构设计 三．机身结构设计 四．尾翼结构设计 五．起落架结构设计 六．连接处结构设计 七．设计心得与体会一．总体外形设计
飞机主机翼采用中单翼布局，附加翼尖小翼。主翼接口放在机身重心附近，机翼内部布置储油箱和起落架的收纳藏。垂尾平尾采用平尾安装在垂尾上的后掠翼式布局，整体采用对称翼型。飞机采用前三点可收放式起落架，机身上设置整流罩减阻。 二．机翼结构设计 1.机翼 平直翼型：低速气动特性良好，诱导阻力小，升阻比大。 梯形结构：制造工艺比较简单且诱导阻力比较小且结构重量轻。机翼翼尖有一定的后掠，能增加横向安定性。 平凸翼型：结构简单，便与生产，而且气动特性比较好。 中单翼型：干扰阻力最小，起落架高度相对降低，收藏所占空间也较小。翼尖小翼：可增加飞机的飞行速度，飞行时间，减小了飞行阻力，减少油耗，翼尖涡流。 2.翼梁
翼梁是飞机中的主要受力构件,它承受机翼的剪力和弯矩。翼梁主要由上、下缘条和腹板组成,缘条承受由弯矩而产生的拉,压轴向力;腹板承受剪切力。本次设计采用具有“工”字形剖面的腹板式翼梁。 腹板式翼梁：相同的高度和同等的重量的情况下,带有立柱加强而腹板上无任何开孔,其强度最大。另外，这种结构的翼梁制造工艺简 单,成本低，适用于超轻型飞机的设计与制造。 3.纵墙 它是一根缘条很弱或无缘条的腹板式翼梁，位于机翼后缘的纵墙可用来连接副翼和襟翼。它不能承受弯矩,主要用来承受剪力,并与蒙皮构成闭室结构承受机翼扭矩。 4.翼肋
构架式翼肋：由缘条,直支柱,斜支柱组成。用于结构高度较大的机翼上。 普通翼肋：此种翼肋只承受气动载荷,形成并维持翼剖面形状,把蒙皮传给它的局部气动力传给翼梁腹板。 加强翼肋：主要用于传递和承受较大的集中载荷。其中缘条承受弯矩引起的轴力, 腹板受剪力作用。 5.蒙皮 蒙皮是包围在骨架外面保持机翼气动外形的构件。此次还参与机翼的总体受力。蒙皮与桁条和翼梁缘条共同承受由弯矩引起的轴向力的同时，还与翼梁腹板或纵墙形成的闭室承受扭矩。本次设计采用夹芯蒙皮。 夹芯蒙皮：（1）刚度高，质量轻，气动表面质量好。 （2）隔热效果好，保护内部设备。 （3）耐疲劳性好，不易产生疲劳裂纹。 （4）密封性好，减少密封环节 三．机身结构设计
无人机 本文2007-08-02收到, 作者分别系海军航空工程学院讲师、副教授和助教 图1 微型蝙蝠飞行器 微型扑翼飞行器的现状及关键技术 郭卫刚 贾忠湖 康小伟 摘 要 微型扑翼飞行器是高新技术的产物,是当前国内外研究的热点。简述了微型扑翼飞行器目前的发展现状,提出发展微型扑翼飞行器的几项关键技术,并对微型扑翼飞行器的发展趋势进行了展望。 关键词 扑翼机 微型飞行器 微机电系统(ME M S) MAV(M icro A ir Veh icle微型飞行器)由于具有特殊的用途(如侦察、电子干扰、搜寻、救援、生化探测等)而倍受关注。根据美国国防高级研究计划局(DARPA)提出的要求,微型飞行器的基本技术指标是:飞行器各个方向的最大尺寸不超过150mm,续航时间20m i n~60m in,航程达到10km以上,飞行速度22k m/h~45km/h,可以携带有效载荷,完成一定的任务[1]。 按飞行原理的不同,MAV分为固定翼、旋翼、扑翼三大类型。固定翼布局有许多问题亟待解决,如升阻比相对较小,在低雷诺数状态下机翼不能提供足够的升力,遭遇突风难以保持稳定等。旋翼布局尽管能够垂直起降和悬停,但其飞行速度低,质量大,仅适宜于在比较狭小的空间或复杂地形环境中使用。而综观生物的飞行,无一例外都是采用扑翼飞行方式。同常规布局相比,扑翼布局仅用一套扑翼系统就可代替螺旋桨或喷气发动机提供推力;扑翼可以使MAV像昆虫和鸟类那样低速飞行、盘旋、急转弯甚至倒飞;扑翼下面可以产生一种涡流,这是扑翼飞行器飞行的必要助推力,扑翼飞行器可以通过自身机翼扇动产生的上下大气压差来飞行。微型扑翼飞行器具有一般航空飞行器无法比拟的机动和气动性能,与无人侦察机相比,具有以下优势:可以低速飞行,可以随意改变方向,可以悬停,还可以向后倒退。 1 研究现状 在DARPA的资助下,微型扑翼飞行器的研究得到了很大进展,主要有加州理工学院与加利福尼亚洛杉矶大学共同研制的微型蝙蝠(M icrobat[2]),斯坦福研究中心和多伦多大学共同研制的引导者(M en-tor),乔治亚理工研究院及其协作者研制的昆虫机(Ento m opter)。 1.1 微型蝙蝠 微型蝙蝠是最早的电动扑翼飞行器,其机翼是采用微电机系统(ME MS)技术加工制作而成的。通过质量轻、摩擦低的传动机构将微电机的转动变为机翼的扑动。 加州理工学院在DARPA的倡议下依据仿生昆 19 飞航导弹 2007年第12期
１． 引言 自古以来，人们就梦想着在天空自由翱翔，对鸟在滑翔状态下的研究使人类乘着飞机上了天。但在一般情况下，昆虫和鸟类翅膀具有很大的机动灵活性，生物超强的飞行能力也引起了人们的极大兴趣，如昆虫利用其薄如蝉翼的翅膀高频振动，能够实现前飞、倒飞、侧飞及倒着降落等特技飞行。对生物生理结构和飞行机理的研究为仿制出具有更大飞行灵活性的新型扑翼飞行器打下坚实基础。 随着对生物飞行机理的认识和微电子机械技术（ＭＥＭＳ）、空气动力学和新型材料等的快速发展，仿生扑翼飞行器在目前已成为一个新的研究热点。由于其在军事和民用上均具有广泛的应用前景，许 多国家都已在这方面进行了研究，如美国加州大学伯克利分校、日本东京大学等都已经在这个领域进行了深入的研究探索工作，国内的科学家们也开始了这方面的基础和应用研究工作。本文主要介绍了仿生扑翼飞行器的特点和关键技术，以及其在国内外的研究现状，并进行了对比分析思考，提出了相应的见解。 １． 仿生扑翼飞行器的特点 仿生扑翼飞行器是一种模仿鸟类和昆虫飞行，基于仿生学原理设计制造的新型飞行机器。该类飞行器若研制成功，那么与固定翼和旋翼飞行相比，它便具有独特的优点：如原地或小场地起飞，极好的飞行机动性和空中悬停性能以及飞行费用低廉， 仿生扑翼飞行器的研究现状及关键技术 o 周骥平 武立新 朱兴龙 扬州大学机械工程学院 ［摘 要］ 本文简要介绍了仿生扑翼飞行器的概念、特点及其应用，概述了仿生扑翼飞行器在国内外早期和当前的研究现状及未来的发展趋势。在此基础上，就目前研究中迫切需要解决的一些关键技术进行了讨论，并结合目前研究情况，对我国仿生扑翼飞行器的未来发展前景进行了展望。［关键词］ 仿生；扑翼飞行器；微型飞行器；关键技术 [Abstract] Ｔｈｅ ｃｏｎｃｅｐｔ， ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ａｎｄ ｕｓａｇｅ ｏｆ ｆｌａｐｐｉｎｇ－ｗｉｎｇ ａｉｒ ｖｅｈｉｃｌｅ （ＦＡＶ） ａｒｅ ｂｒｉｅｆｌｙｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ． Ｔｈｅ ｐｒｅｓｅｎｔ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｓｉｔｕａｔｉｏｎ ａｎｄ ｆｕｔｕｒｅ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｔｒｅｎｄ ｏｆ ＦＡＶ ａｒｅ ｓｕｍｍａｒｉｚｅｄ．Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ ｔｏ ｔｈｅｓｅ， ｓｅｖｅｒａｌ ｋｅｙ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ ｏｆ ＦＡＶ ａｒｅ ｄｉｓｃｕｓｓｅｄ． Ｔａｋｉｎｇ ｉｎｔｏ ａｃｃｏｕｎｔ ｔｈｅ ｐｒｅｓｅｎｔｓｉｔｕａｔｉｏｎ ， ｔｈｅ ｆｕｔｕｒｅ ｏｎ ｔｈｅ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｆ ＦＡＶ ｉｎ Ｃｈｉｎａ ｉｓ ｏｕｔｌｉｎｅｄ． [Keywords] Ｂｉｏｎｉｃｓ； Ｆｌａｐｐｉｎｇ－ｗｉｎｇ ａｉｒ ｖｅｈｉｃｌｅ； Ｍｉｃｒｏ ａｉｒ ｖｅｈｉｃｌｅ； Ｋｅｙ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ［作者简介］周骥平（１９６０－），男，扬州大学机械工程学院院长，博士，教授，研究领域： 机电一体化，机械设计理论与方法等． ＊基金项目：江苏省高校自然科学基金项目资助（０２ＫＪＤ４６００１０） 综述 ２００４．６