外文翻译模板 - 图文(2)

典型实例，原则上也适用于所有外表面。

大多数在产的无人机，从最大、对快的（“全球鹰”）无人机到最小的无人机（“黄蜂”Ⅲ），基于翼弦长度和近似最小功率，与个子的雷诺数NR是对应的。最小无人机重量仅有0.43kg，其阻力系数为最大无人机（“全球鹰”重量约为12000kg）的3倍。

对于较小的微型飞机，相对于飞机质量，其产生的阻力较大（即5kg/m^2非常小的机翼载荷是必需的，以便手抛发射时获得最小的飞行速度）。不好的方面是：在低NR时，获得的最大升力系数比NR取通常值时或等的最大升力系数要小得多。

微型无人机设计者面临一个挑战：在获得满意的空气动力特性的同时，把负面影响降低。其手段是通过以下工作的最大化来缓解不利的形式。

（1） 最大化安装密度 （2） 最佳气动外形

针对更小的无人机，如质量为100g微型无人机，建议对其空气动力学进行进一步研究，以克服低雷诺数时飞机应存在的问题。

1.4结构与机械装置

对于小型无人机，通过充分的设计获得较高的空气动力效率有一定的挑战性，而有利的方面是小尺寸结构和机械装置实现容易。大型飞机的载荷比对应的小型飞机高很多，要求采用大强度、高硬度的制作材料，远距离承受这些载荷，而不会出现弯曲、变形等承载问题。

当轻型有人驾驶飞行结构设计从覆盖纤维材料管状结构转换到基于轻型合金材料的硬壳式结构时，承受作用在表层的直接载荷只要求使用非常薄的材料。为了阻止框架件表面的局部变形，增加了横梁。有时，这样的措施也不够，为了应对表面凹进，

有必要采用较厚的表层结构材料，以抑制弯曲变形，但这将导致重量的增加。

低密度复合材料的出现缓和了该问题，这种材料可以制作得较厚，但又不会增加飞机的重量。虽然最初的材料（如玻璃纤维环氧树脂蜂窝结构）的硬度较小，横截面的附加厚度足以弥补该缺陷，从而解决了表面变形的问题。

这种技术可直接用于无人机，除了在有限空间中要承受较大的载荷的区域外，复合材料已经在无人机构造中成为主流。上述区域如起落架，通常有必要采用轻型合金或钢材料。随着材料的发展，例如碳纤维预侵料高温热压成型材料、塑料盒铝合金的合成材料等的出现，上述部件使用的材料也将改变。

多数无人机得益于飞机载荷小，承受在和飞行距离短。这就减小了变形的概率，但仍然需要注意该问题，以确保飞机具有足够的结构强度能承受人力搬动。

在起飞重量一定的条件下，飞机部件重量的减小，意味着可以携带更多的任务载荷或燃油（电池容量），也就是说，相关任务可以有轻型、小型飞机完成。

一个飞机中几个部件的相对重量可以通过比值来表示。

1.4.1 部件重量/起飞总重

这就是所谓的部件“重量比例”。“重量比例”表达式由比例法则衍生而来，如下所示，它说明飞机尺寸小，安装密度高的优点。

式中：σ为安装密度比（密度/小密度）； Ｗ为飞机总重（N）；

KT 为由机翼几何结构确定的常值，如机翼梯形度； AR为机翼展弦比； ρm为机翼材料密度；

fc为机翼材料可承受的直接压力（N/m^2）； t/c为机翼厚度与弦长之比； ω为机翼载荷（N/m^2）； VT为旋翼端点速度（m/s）； p为旋翼的桨盘载荷（N/m^2）； β0为旋翼桨片的椎旋角（rad）。

对于轻小型的飞机，这些表达式表明了结构和机械中粮比例带来的有点，以及如何使无人机的安装密度更改，这些取决于材料的正确选择和良好的设计。

1.4.2 结构设计

在许多书中都对结构设计有详细描述，虽然它们都可用于无人机和有人机，但应用中还是存在一点差异。无人机在设计时要考虑多方面的要求，不仅仅是易于初始生产、费用、寿命、可靠性、可达性和维修性等基本要求。

对于有人机，一些辅助设备必须具有可达性，要从机上实现科大，其余设备可通过飞机外部结构上的分离面板实现可达性。但是，对结构的强度，硬度和气动洁度等影响要降到最低。对于无人机，尤其是较小的无人机，机上可达是不可行的。由于飞机结构比较小，通过外部可以动的盖板实现可达也有某些限制。为了实现手的可达性，面板的大小要与周围的结构成比例，这将削弱结构强度，因此需要进行结构加强。对于有人机，解决方法是利用可以动的承力表层式面板，这种封闭结构可有效传递压力，但对于小尺寸的面板，很难获得这样的效果。因此，除了较大型的无人机之外，一种更有效的方法是利用合适的复合材料和可自分离的模块构建机体。

图6.3给出了小型和中型无人机机身常用的模块化构建方法。玻璃纤维和适量的树脂作为主材料，加强的部分采用硬塑料泡沫填充，并用碳纤维条包裹。

用碳制作蒙皮非常贵，并且碳的固有阻尼小，受突然撞击容易破碎。与玻璃按一定比例混合，将会使其具有一定的阻尼，是一种实用可行的解决方法。尽管碳织物昂贵，但碳纤维条相对便宜，利用该方法制作的轻质、高硬度、耐用、便宜的结构模块，适合规模生产。

另一种材料的密度为碳/玻璃混合物的1/2，但硬度基本类似，这就是由玻璃纤维或碳纤维加强的聚碳酸酯。它可以热塑成型，制作结构件的劳动强度低于利用成型材料，该方法可用于升力面的制作。

内部结构连接件要求能够将载荷分散到承力垫片或插口上，这些部件一般用轻质合金，甚至钢材料制成，具体材料根据连接处的受力情况确定。

以上大多数方法可用于大型的HALE和MALE飞机的制造，但是，由于结构面积大，载荷密度大，机翼和机身的蒙皮多采用较硬的碳化合物材料。为了获得更大的硬度和

柔韧度，可采用分层构造法，即在两层碳纤维或碳纤维和玻璃纤维混合物之间夹一层蜂窝状尼龙。

新材料的不断发展，给无人机的设计和制造带来了好处。对于新型无人机设计，合适的材料选择是一个首先要面对的问题，可从专业出版物和材料生产者那里获得一些有益的建议（见参考文献[5,6]）。

1.4.3 机械设计

依据硬度要求，一般小尺寸的效果要好，但其负面效果是保持精确地匹配公差比较困难。由于接合处的应力提高，需要采取谨慎的疲劳处理措施；同时由于拐角处的半径小，承力件安装更为关键。建议连接件采用强东储备系数高的材料，拐角处的半径要比单纯缩比尺寸大一些。

如图6.4（a）所示，标准小型滚柱承力件的边缘半径的拐角处为0.5mm，相对于大半径的类似装置，其局部应力要大。一个可行的解决方法是使在拐角轴处的内半径取较大的值，并在承力件和轴套之间加一个垫块，如图6.4（b）所示。另一种方法是专门设计和制作大边缘半径的承力件，但这将会导致部件重量增加，造价提高。

1.4.4 磨损与疲劳

无论设计中的机械系统是一种结构件还是机械装置，系统不仅要求能够充分有效地完成赋予的功能，而且要在规定的时间内可靠、连续地耕作，具体的时间长短取决于工作要求，在设计之初就应明确。

设计的部件要通过计算，确定其使用寿命、部件更换之前的使用时间，通常以磨损与疲劳小时来衡量。

受力表面的磨损率通常可以根据载荷-速度曲线进行估计，部件在研发阶段进行测试，以确定其使用寿命。在部件疲劳损坏之前，计算部件疲劳失效前的工作周期变

化数，并给部件工作寿命估计增加适当的储备因子（见参考文献[1,2]）

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