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万博士的航空讲堂(3)
　　六、大气的特性中国论文网 http://www.xzbu.com/8/view-3156811.htm　　航空器是在大气层内活动的飞行器，其飞行也就离不开大气。因此，在进一步介绍航空器专业知识前，有必要了解大气的特性，才能更好地掌握和理解飞行的其它相关知识。　　在地球引力作用下大气聚集在地球周围。大气层总质量的90%集中在离地球表面15km高度以内，总质量的99.9%集中在距地球表面50km高度以内。在2000km高度以上，大气极其稀薄，并逐渐向行星际空间过渡。大气层没有明显的上限，它的各种特性沿铅垂方向变化很大，其中空气压强和密度都随高度增加而降低，而温度随高度变化的情况则有很大差异。例如，在离地球表面10km高度，压强约为海平面压强的1/4，空气密度只相当于海平面空气密度的1/3。　　1．大气的分层　　根据大气中温度随高度变化的情况，可将大气层划分为对流层、平流层、中间层、热层和散逸层5个层次（图1）。航空器的主要飞行区域是对流层和平流层。　　（1）对流层　　大气中最低的一层为对流层，其气温随高度增加而逐渐降低。对流层的上界随地球纬度、季节的不同而变化。就纬度而言，对流层上界在赤道地区平均为16～18km；在中纬度地区平均为9～12km；在南北极地区平均为7～8km。　　对流层的主要气象特点为：气温随高度升高而降低；风向、风速经常变化；空气上下对流激烈，严重时甚至导致飞机剧烈颠簸；有云、雨、雾、雪等天气现象。对流层是天气变化最复杂的一层，飞行中所遇到的各种天气变化几乎都出现在这一层中。当气温很低同时空气湿度又大时，甚至还有可能引起飞机外表面结冰，使得气动外形发生变化，从而导致飞机空气动力特性恶化，甚至引起飞行事故。因此，在飞行之前要事先了解当天的天气情况，以确保飞行安全。载人飞机飞行之前及飞行过程中除了要及时关注起降机场和途经地区的天气预报外，部分飞机还能通过机载雷达探测前方云层的情况，以便及时对航线做出调整。　　航模的主要飞行区域是在对流层中。通常早、晚两个时间段对流层空气比较稳定，比较适合航模飞行。　　（2）平流层　　平流层位于对流层的上面，其顶界约为50km，大气主要是水平方向的流动，没有上下对流。随着高度的增加，起初气温基本保持不变（约-60℃）；到20～32km以上，气温升高较快，到了平流层顶界，气温升至5℃左右。平流层的这种气温分布特征，与这一层大气受地面影响较小和存在大量臭氧有关。平流层的主要特点是空气沿铅垂方向的运动较弱，因而气流比较平稳，能见度较好。　　（3）中间层　　中间层离地球表面50～85km，气温随高度升高而下降，且空气有相当强烈的铅垂方向的运动。当高度升到80km左右时气温降到-100℃左右。　　（4）热层　　从中间层顶界到离地平面800km之间的一层称为热层，空气密度极小。由于直接受太阳短波辐射，空气处于高度电离状态，温度随高度增高而上升。　　（5）散逸层　　热层顶界以上为散逸层，是地球大气的最外层，空气极其稀薄，又远离地面，受地球引力很小，因而大气分子不断地向星际空间逃逸。这层内的大气质量只是整个大气质量的10-11。大气外层的顶界约为km的高度。　　2．大气的特性　　大气与飞机空气动力学相关的特性有连续性、粘性和可压缩性。　　（1）连续性　　气体和流体一样具有连续性。大气是由大量分子组成的，在标准大气状态下，每一立方毫米的空间里含有个2.7×1016个分子。每个分子都有自己的位置、速度和能量。在气体中，分子之间的联系十分微弱，以至于它们的形状仅仅取决于盛装容器的形状（充满该容器），而没有自己固有的外形。　　当飞行器在空气介质中运动时，由于飞行器的外形尺寸远远大于气体分子的自由行程（一个空气分子经一次碰撞后到下一次碰撞前平均走过的距离），故在研究飞行器和大气之间的相对运动时，气体分子之间的距离完全可以忽略不计，即可把气体看成是连续的介质。这就是在空气动力学研究中常说的连续性假设。采用连续介质假设后，不仅给描述流体的物理属性和流动状态带来很大方便，更重要的是为理论研究提供了采用强有力的数学工具的可能性。　　航天器所处的飞行环境为高空大气层和外层空间，那里空气非常稀薄，空气分子间的平均自由行程很大，气体分子的自由行程大约与飞行器的外形尺寸在同一数量级甚至更大，在此情况下，大气就不能看成是连续介质了。　　（2）粘性　　大气的粘性是空气在流动过程中表现出的一种物理性质。大气的粘性力是指相邻大气层之间相互运动时产生的牵扯作用力，也叫大气的内摩擦力，即大气相邻流动层间出现滑动时产生的摩擦力。流体的粘性和温度有关，随着温度的升高，气体的粘性将增加，而液体的粘性反而减小。　　大气流过物体时产生的摩擦阻力与大气的粘性有关系，因此，大气的粘性与飞机飞行时所产生的摩擦阻力也有很大关系。不同流体的粘性不同，水的粘性是空气的好几百倍。由于空气的粘性很小，因此在空气中低速运动时其摩擦力很不易察觉。但当飞行速度很大时，粘性力的影响就非常明显。速度如果达到3倍声速以上，因摩擦力的作用，空气会对飞行器产生严重的气动加热，导致飞行器结构的温度急剧上升，以至于不得不采用防热层和耐高温材料。　　在描述空气粘性对于飞机空气动力学特性的影响时，通常用雷诺数来表示。雷诺数是一个表示流体惯性力和粘性力比值的无量纲量。雷诺数和流体的密度、速度和特征长度（如机翼的弦长）成正比，和流体的粘度成反比。雷诺数较小时，粘性力对流场的影响大于惯性力。关于雷诺数的更进一步的描述，感兴趣的读者可以参考其它相关的书籍。　　（3）可压缩性　　气体的可压缩性是指当气体的压强改变时其密度和体积改变的性质。不同状态的物质可压缩性也不同。由于液体对这种变化的反应很小，因此一般认为液体是不可压缩的；而气体对这种变化的反应很大，因此一般认为气体是可压缩的物质。　　当大气流过飞行器表面时，由于飞行器对大气的压缩作用，大气压强会发生变化，密度也会随之变化。当气流的速度较小时（一般指100m/s以下），压强的变化量较小，其密度的变化也很小，因此在研究大气低速流动的有关问题时，可以不考虑大气可压缩性的影响。但当大气流动的速度较高时，由于可压缩性的影响，使得大气以超声速流过飞行器表面时与低速流过飞行器表面时有很大的差别，在某些方面甚至还会发生质的变化。这时就必须考虑大气的可压缩性。关于高速飞行所引起的空气被压缩，从而导致的一系列飞行器空气动力特性的变化，感兴趣的读者可以参考一些有关的专业书籍。
　　七、奇妙的升力　　前面我们已经了解，飞机要飞上蓝天，产生升力是最为关键的一个要素。为此，有必要和大家一起探讨升力产生的原理。　　介绍升力产生的原理之前，先来做一个小小的试验（图2）：手持一张白纸的一端，由于重力作用，白纸的另一端会自然垂下；接下来将白纸拿到嘴前，从纸的上端沿着水平方向吹气。结果看到了一个有趣的现象：白纸不但没有被吹开，垂下的一端反而飘了起来。这是什么原因呢？　　此现象涉及到了流体力学的基本原理——伯努利定理：流动的液体或气体中，流动慢的地方压强较大，而流动快的地方压强较小。基于这一原理，白纸上部分的空气被吹动，流动较快，压强比白纸下部分不动空气的压强小，因此白纸被托了起来。　　伯努利定理在很多其它的场合也有应用，足球比赛中的“香蕉球”便是一例。发角球时，脚法好的队员可以使足球绕过球门框和守门员，直接飞入球门，由于足球的飞行路线是弯曲的，形似一只香蕉，因此叫做“香蕉球”。这股使足球运动方向偏转的神秘力量也来自于空气的压力差（图3）。因为足球在踢出后向前飞行的同时还绕自身的轴线旋转，所以在足球的两个侧面相对于空气的运动速度不同，所受到的空气压力也不同，正是这种压力差使得足球以弧线运动，从而蒙蔽了守门员，飞入球门。　　基于伯努利定理了解了流速和压强的关系之后，我们再来看看机翼上的升力是怎么产生的。首先来看机翼的剖面——翼剖面，通常也称为翼型，是指沿平行于飞机对称平面的切平面切割机翼所得到的剖面，如图4和图5所示。翼型最前端的一点叫“前缘”，最后端的一点叫“后缘”，前缘和后缘之间的连线叫“翼弦”，翼弦与相对气流速度ν之间的夹角α叫“迎角”。　　如果要想在翼型上产生空气动力，必须让它与空气有相对运动，或者说必须有具有一定速度的气流流过翼剖面。大部分机翼的翼型，其上表面凸出，下表面平坦。将这样一个翼型放在流速为ν的气流中（如图5所示），假设翼型有一个不大的迎角α，当气流流到翼型的前缘时，被分成上下两股分别流经翼型的上、下翼面。由于翼型的作用，当气流流过上翼面时流动通道变窄，气流速度增大，压强降低，并低于前方气流的大气压；而气流流过下翼面时，由于翼型前端上仰，气流受到阻拦，且流动通道扩大，气流速度减小，压强增大，并高于前方气流的大气压。因此，在上下翼面之间就形成了一个压强差，从而产生了一个向上的合力R。这个合力的垂直向上的分量即为升力Y，向后的分力即为阻力D。机翼产生升力的这一原理，还在帆船中得到了广泛的应用，能够帮助帆船逆风行驶，如图6所示。读者可以自己分析一下，帆船能够逆风航行的原因。　　机翼上产生升力的大小，与翼型的形状和迎角有很大关系，迎角不同产生的升力也不同。一般来说，不对称的流线翼型在迎角为零时仍可产生升力；而对称翼型和平板翼型这时产生的升力却为零。随着迎角的增大，升力也会随之增大，但当迎角增大到一定时，气流就会从机翼前缘开始分离，尾部会出现很大的涡流区，这时，升力会突然下降，而阻力却迅速增大，这种现象称为“失速”，如图7所示。失速刚刚出现时的迎角叫“临界迎角”。飞机不应在接近或大于临界迎角的状态飞行，否则会产生失速，严重时造成飞行事故。关于失速的相关问题，将在后面进行详细介绍。　　八、翼型　　如上节所述，机翼的升力来源于气流作用在机翼上、下表面的压力差。而这种压力差则直接取决于机翼的翼型。翼型还会影响空气阻力的大小。翼型的升力和阻力特性的好坏，对航模性能的影响很大。要想得到性能优良的航模，首先要选择好的翼型。　　1. 翼型的描述　　从翼型的设计和分析来说，可以将它看成是由中弧线和基本厚度翼型叠加而成的。　　与翼型上、下表面等距离的点所组成的曲线称为中弧线，即翼型上下表面弧线内切圆圆心的连线（图8）。中弧线与上表面和下表面的外形线在前端的交点称为前缘；在后端的交点称为后缘；前缘和后缘端点的连线称为弦线，这也是测量迎角的基准线；中弧线和弦线的间隔称为弯度，其最大值的位置称为最大弯度位置。　　另外，翼剖面在中弧线垂直的方向测量到的上表面和下表面的距离称为翼型厚度，其最大值称为最大厚度。对于普通的翼剖面，将垂直于弦线(除去前缘附近)的上下表面的距离作为翼型厚度差别也不大。翼型厚度沿弦线的变化称为厚度分布。翼型的最大厚度与弦长的比值即相对厚度。比如，厚度10%的翼型，表示最大厚度和弦长的比是10％。　　接下来对用于描述翼型的几个常用的关键要素做一简单归纳（图9）。　　（1）前缘、后缘　　翼型中弧线的最前点和最后点分别称为翼型的前缘和后缘。　　（2）弦线、弦长　　连接前缘、后缘的直线称为弦线。弦线被前缘、后缘所截长度称为弦长，用c表示。　　（3）弯度　　a. 最大弯度　　中弧线坐标y的最大值ymax称为最大弯度，简称弯度，以f表示。相对弯度定义为弯度f与弦长c之比，以表示，即＝f/c。　　b. 最大弯度位置　　最大弯度的x坐标，称为最大弯度位置，以xf表示。最大弯度位置与弦长之比称为最大弯度的相对位置，以表示，即＝xf/c。　　（4）厚度　　a. 最大厚度　　通常将翼型的基本厚度坐标y的最大值的2 倍称为最大厚度，以t表示，简称厚度。最大厚度与弦长之比称为最大相对厚度，以表示，即=t/c。　　b. 最大厚度位置　　最大厚度的x坐标称为最大厚度位置，以xt表示。最大厚度位置与弦长之比称为最大厚度的相对位置，以表示，即=xt/c。　　（5）前缘半径　　翼型前缘曲率圆的半径称为前缘半径，以r1表示。前缘半径与弦长之比称为前缘相对半径，以=r1/c表示。　　（6）后缘角　　翼型后缘上、下两弧线切线的夹角称为后缘角，以Γ表示。　　2.翼型的分类　　翼型的种类很多，国内外有不少国家机构和个人研制了多种翼型，这其中大部分翼型适用于飞机，也有少部分是专门针对航模而研制的。航模上常用的翼型，有双凸翼型、平凸翼型、对称翼型、凹凸翼型和S形翼型5大类。
　　（1）双凸翼型　　双凸翼型的上、下弧线都向外弯曲，中弧线向上弯曲，如图10所示。这类翼型阻力通常较其他类型的翼型小，升阻比（翼型产生的升力和阻力的比值，也是翼型性能的一个重要参数）也小，安定性也较好。双凸翼型大都用于要求阻力小的竞速模型机翼上，也可用于要求具有良好操纵性能的遥控特技模型机翼上以及像真模型机翼上。　　（2）平凸翼型　　平凸翼型的上弧线向上弯曲，下弧线较为平直，中弧线向上弯曲，如图11所示。从严格意思上讲，平凸翼型的下弧线很难做到完全平直，因此实际上也是双凸翼型的一种，只是为了加以强调其下弧比较平坦而专门列为一类。这类翼型的稳定性比较好，制作和调整也比较容易，但升阻比不大，常用于初级遥控模型机翼以及弹射模型机翼和竞时模型尾翼。　　（3）对称翼型　　对称翼型的上下弧线对称，中弧线与翼弦重合成一根直线，如图12所示。从严格意思上讲，对称翼型也是双凸翼型的一种。这类翼型的升力很小，阻力很小，升阻比也很小，但安定性很好。由于这种翼型是对称的，因此在迎角等于0°时，不产生升力，只有在一个不大的迎角下，才能产生一定的升力。这类翼型大都用在要求阻力很小、升力不大的竞速模型机翼上及要求具有良好操纵性能（既要正飞，又要倒飞）的线操纵特技或遥控特技模型的机翼上。　　（4）凹凸翼型　　凹凸翼型的上、下弧线和中弧线，都向上弯曲，如图13所示。这类翼型升力大、阻力大，升阻比较大，且俯仰力矩也非常大。这里所说的俯仰力矩是翼型的升力对翼型焦点所产生的力矩，即通常为使飞机低头的力矩。焦点是飞机空气动力学和飞行力学中一个非常重要的概念，关于焦点的物理含义，将在后面进行详细介绍。大家先记住，低速翼型的焦点一般位于前缘后面1/4弦长处。这类翼型常用在低速的竞时模型和室内模型的机翼上。凹凸翼型薄而弯，要达到机翼所必需的强度，就得有较好的结构方式，因此制作比较困难。　　（5）S翼型　　S翼型的中弧线形状像横放的S翼型，如图14所示。但这种翼型一般很难从翼型的轮廓上看出S形，需要画出中弧线后才能看出。S翼型通常用于没有水平尾翼的飞翼式模型上。　　以上的分类只是为了便于记忆和辨认的非常粗略的分类。在观察一个翼型时，最重要的是找出它的中弧线，然后再看中弧线两旁厚度分布的情形。中弧线弯曲的方式和程度大致决定了翼型的特性，弧线越弯升力系数就越大。在进行模型设计时要想更准确地了解和比较翼型的空气动力特性，还需要获得不同雷诺数下翼型的升力、阻力和俯仰力矩随迎角变化的曲线。这些曲线可以通过专门的分析软件(如Profili软件)计算得到，也可以通过风洞试验获得。图15为Clark Y 12% 翼型的外形。图16～图19为该翼型的升力、阻力、升阻比和俯仰力矩随迎角变化的曲线。　　3．翼型选取的一般规律　　影响翼型空气动力性能的主要因素是：翼型中弧线的弯曲度和形状、中弧线最高点距前缘的距离以及翼型的厚度和厚度分布。翼型中弧线弯曲度越大，在相同迎角下升力越大，阻力也稍微增大；在迎角变化时，空气动力的压力中心位置变化也越大，使得模型飞机的安定性变差。中弧线形状一般都是椭圆形的一段或是抛物线的一部分。中弧线呈横放的S形的翼型，在不同的迎角下其压力中心的变化非常小，能提高飞机和模型飞机的安定性。翼型的厚度主要影响阻力，一般来说厚度越大阻力越大。　　选择翼型是一件非常专业的工作，既要进行分析也要结合实践经验。选择时应主要考虑升力，但也要综合考虑阻力、升阻比和俯仰力矩的大小，还要考虑模型所需的安定性和操纵性，以及结构制作的简单性，并保证机翼具有足够的强度和不易变形等方面的要求。　　对于航模及一些小型无人机，选择翼型时一般要求升阻比大；最大升力系数高；最小阻力系数小；低阻范围宽；失速过程缓和。这类翼型的外形特点是头部丰满，最大厚度靠前。　　在选择航模或小型无人机翼型时，通常还应该遵循以下几个翼型基本规律：　　（1）要先确定航模或小型无人机的用途、大小、重量、速度，再根据翼面负载、雷诺数来选择合适的翼型；　　（2）薄翼型阻力小，且失速特性不佳，不适合大迎角飞行，但适合较高速度飞行；　　（3）厚翼型虽然阻力稍大，但升力特性较好，不易失速；　　（4）对于特技型航模可选用对称翼型，以满足正飞和倒飞的需要；　　（5）对于飞行速度低、特技性能要求高的航模，应优先考虑选用前缘半径较大的翼型；　　（6）对于模型滑翔机要优先考虑选择升阻比大的双凸或平凸翼型，以增加滑翔比；　　（7）对于竞时模型，由于需要尽可能长的留空时间，增加升力并保证一定的升阻比是关键，因此需要选择升力大的凹凸翼型；　　（8）对于竞速模型，由于需求达到最大的飞行速度，减小机翼的阻力是关键，因此通常选择双凸翼型。　　4．航模常用翼型　　航空发展100多年来，相当多的机构及个人对翼型进行了非常系统的研究，已有非常多的翼型供设计者使用。翼型的名称，一般用研究机构的名称或设计者的名字缩写加上数字来表示。这其中与航模有关的比较重要的机构及个人有：　　（1）NACA：美国国家航空咨询委员会NACA（即美国太空总署NASA的前身），有一系列翼型研究，比较有名的翼型是“四位数”翼型及“六位数”翼型。NACA翼型很好辨认其特征。如NACA2412，第一个数字2 代表中弧线的相对弯度是2%，第二个数字4 代表中弧线最大弯度位于从前缘算起40%弦长的位置，第三、四数字12 代表翼型的最大厚度是弦长的12%。　　（2）哥庭根：德国哥庭根大学对低速翼型有一系列的研究，所研究的翼型在遥控模型滑翔机和自由飞模型上非常适用。　　（3）Eppler：德国的Eppler教授最初研究滑翔机翼型，后期改研发航模翼型。　　（4）班奈狄克：匈牙利的班奈狄克翼型专门针对自由飞模型，有很多翼型可供选择。这类翼型其弯度非常大，且相对厚度非常薄。　　在遥控模型中比较常用的翼型有：Clark Y 12% 平凸翼型；NACA系列的平凸翼型NACA4412、NACA4415，双凸翼型NACA2412、NACA2415，双凸翼型NACA23012（类S翼型），凹凸翼型NACA6412、NACA6415，对称翼型NACA0006、NACA0009、NACA0012；Eppler系列的双凸翼型E193、E197、E201、E203；S系列的凹凸翼型S1223。（未完待续）
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profili(飞机翼型设计软件) v2.21 中文汉化绿色版(附使用教程)遥控直升机CATIA建模
&&&&毕业设计说明书直升机的反求设计学生姓名： 孙安斌 学 专 院： 业：学号： 机电工程学院 飞行器制造工程 刘彦臣指导教师：2009 年 6 月
中 北 大 学 2009 届 毕 业 设 计 说 明 书<b&&&&r />直升机的反求设计摘 要：小型无人旋翼机具有特征尺寸小、成本低、起飞着陆场地小、机动性好、 特别是可作悬空飞行等特点，因此具有相当广泛的用途，开展先进无人旋翼机的 研究具有重要意义。小型直升机的反求设计涉及多门学科，多学科设计优化（mdo） 是直升机设计的重要研究方向。近来，随着各学科研究的不断深入，各学科的分 析程序和软件的精度越来越高。这就要求各学科的几何模型具有更高的精度。另 一方面各种 cad 软件在建立精确的几何模型方面具有明显的优势。因此，将 cad 技术与各学科高精度分析工具有机地结合起来，为遥控直升机的反求设计提供新 的途径。 本文探究了一套先进的小型直升机的反求设计方法，它有效将三维建模软件 （catia）与其他分析成型软件(flent、profili)进行结合，不仅完成了遥控直升机 重要零部件结构的反求工作，还对直升机虚拟装配体进行了干涉检查，有效的预 见了在实际装配过程中可能遇到的问题，并加解决。利用 flent 软件对非标准翼 型进行流体分析，求得了升力系数。此外，本文在建模过程中还着重的讨论了机 身的逆向成型方法、基于 catia 快速成型机翼的方法和齿轮的参数化建模方法， 利用这些建模方法，有效的缩短了反求产品的时间，并提高了建模的精度。关键词： 反求设计 catia vb 二次开发 参数化建模 机翼 flent中 北 大 学 2009 届 毕 业 设 计 说 明 书reverse design of helicopterabstract：mini unman-med helicopters with the flight control system can perform aggressive maneuvers its good performance and action as a flying robot and can be used in some particular circumstanee.remote control helicopter reverse design covers a number of disciplines, multidisciplinary design optimization (mdo) is a important research direction of helicopter designed. in recent years, with the constant deepening of research, analysis of various disciplines and the accuracy of software is getting higher and higher.this requires the geometric model of the various disciplines with higher accuracy.on the other hand ,a variety of cad software in the establishment of a precise geometrical model has obvious advantages. as a result, the cad technology and high-precision analysis of the various disciplines combine tools for remote-controlled helicopter reverse design provide a new approach. this article explores a set of advanced method for remote-controlled helicopter reverse design,it is effectively combine the three-dimensional modeling software (catia) prototyping and other analytical software (flent, profili) in design process,not only idevelope a remote control helicopter parts and components for the work of anti-structure, but also completed the remote-controlled helicopter on a virtual assembly interference checking.it predictable and effective to solve the problem in the actual assembly process that may be encountered.flent is used in non-standard software for fluid analysis, the lift coefficient of the airfoil was obtained.in addition, the modeling process in the discussion also focused on the body shape of the reverse method, catia-based rapid prototyping methods and gear wing of the parametric modeling approach, the use of these modeling methods can effectively to reduce the reverse time, and to improve the accuracy of modeling. key words: reverse design modeling wing flent catia vb secondary development parametric中 北 大 学 2009 届 毕 业 设 计 说 明 书主要符号意义说明表aao机翼的几何冲角 无限翼升力曲线斜度 有限翼升力曲线斜度 直升机旋翼所成致动圆盘面积 展弦比 旋翼推力系数 飞机升力系数 翼剖面升力系数 诱导速度系数 当前空气密度 角速度 叶片半径 固体因数aa arct cl ciλρω rσ中 北 大 学 2009 届 毕 业 设 计 说 明 书目1录绪论 ……………………………………………………………………………………… 11.1 工程背景…………………………………………………………………………………… 1 1.2 国内外研究现状………………………………………………………………………… 11.3 本文研究内容…………………………………………………………………………… 2 2 遥控直升机的分解与编号……………………………………………………………… 4 3 遥控直升机数字样机的建立…………………………………………………………… 9 3.1 数字样机技术简介……………………………………………………………………… 9 3.2 catia v5 简介………………………………………………………………………… 10 3.3 遥控直升机数字样机………………………………………………………………… 113.3.1 机身的反求设计……………………………………………………………………… 11 3.3.2 基于 catia 机翼建模的两种方法……………………………………………… 13 3.3. 3 齿轮的参数化设计………………………………………………………………… 28 3.3.4 3.3.6 3.3.7 3.4 4 4.1 4.2 4.2.1 4.2.2 4.2.3 4.3 4.3.1 其它零件建模……………………………………………………………………… 35 装配…………………………………………………………………………………… 44 干涉分析……………………………………………………………………………… 48 小结……………………………………………………………………………………… 50 旋翼升力计算与验证…………………………………………………………………… 51 标准翼型……………………………………………………………………………… 51 转子垂直飞行叶片原理……………………………………………………………… 51 基本方法……………………………………………………………………………… 51 翼剖面升力系数 ci 向飞机升力系数 cl 的转化……………………………… 54 旋翼升力的计算…………………………………………………………………… 56 非标准翼型旋翼升力计算一般方法……………………………………………… 58 flent 简介………………………………………………………………………… 584. 3.2 gambit 简介………………………………………………………………………… 58 4. 3.3 4.4 翼型流体仿真模型的建立与分析……………………………………………… 58小结……………………………………………………………………………………… 67第 1 页 共 2页中 北 大 学 2009 届 毕 业 设 计 说 明 书5总结与展望……………………………………………………………………………… 685.1 工作总结………………………………………………………………………………… 68 5.2 需要进一步解决的技术问题及建议………………………………………………… 68 附录 ………………………………………………………………………………70参考文献……………………………………………………………………………72 致谢 ………………………………………………………………………………74第 2 页共 2页主要符合意义说明表aao 机翼的几何冲角 无限翼升力曲线斜度 有限翼升力曲线斜度 直升机旋翼所成致动圆盘面积 展弦比 旋翼推力系数 飞机升力系数 翼剖面升力系数 诱导速度系数 当前空气密度 角速度 叶片半径 固体因数aa arct cl ciλρω rσ中北大学 2009 届毕业设计说明书11.1绪论工程背景 无人飞行器(unmanned aerial vehicle,uav)简称无人机， 是指飞机上没有驾驶员， 飞机自主飞行，其飞行状态、线路等由无线遥控或自身程序控制，在大气层中利用空气动 力承载飞行， 并可重复使用的一类飞行器[1]。 无人直升机是无人机系列的一个重要分支。 它以其准确、灵便、高效的侦察、干扰、欺骗、校射及在非正规条件下作战，在现代战 争中发挥着独特的作用，对未来的军事斗争造成较为深远的影响[2.3.4]。在民用上也受到 愈来愈多的重视，它的高灵敏性、高准确性使其在复杂地形测绘、农林播种/喷药、城市 交通监控等方面都有广泛的用途。无人直升机按照外形尺寸可以将其分为：普通 (≥300cm)、小型(100-300cm)、超小型(15-100cm)及微型(≤15cm)[5]。小型无人直升机由于其更加小巧的体积，能在恶劣、狭小、复杂的环境中作业，因而具有固定翼飞机所无 可比拟的优势，它的应用领域已从单纯的军事领域扩展至民用领域，其应用有着巨大的 发展前景。国际上众多研究机构已经对小型无人直升机进行了多年的研究[6]。2000 年， 南京航空航天大学开始研制无人驾驶直升机，掀起了国内对无人驾驶直升机的研究热 潮，越来越多的高校和研究机构开始关注并参与到微小型无人直升机的研究中[7]。但是 由于种种原因，与国际先进水平相比，我国对小型无人直升机相关领域的研究依然处于 落后位置。我们要清醒地认识到，在世界范围内、美国、欧盟、日本、以色列等国家和 综上所述， 地区的无人直升机处于世界前列， 我国和它们相比依然存在比较大的差距[8]。 我们发现：第一、自主飞行的小型无人直升机具有广阔的军事和民用前景；第二、我国 在小型无人直升机领域仍然和发达国家有比较大的差距。因此，开展小型无人直升机的 研究，对我国具有重大意义。 而在当代国际竞争日益激烈的情况下，对每一个国家来说，独立地进行科学研究和 技术开发，形成符合国情的技术体系，都是非常重要的。但是，我们必须看到，现代科 学技术已经渗透到社会生活的各个领域， 没有一个国家可以完全不依赖其它国家的先进 技术而包打天下，有不少资料表明，不少国家 70%以上的技术都来自国外，发展中国家 更是如此。激烈的国际竞争中，要迅速及时的掌握国外的大量的先进技术，了解对手的 水平和动向，除了进行“技术间谍”活动外，正常的途径便是借助于反求工程[9]。 1.2 国内外研究现状 无人直升机具有无人机与直升机的共同优点，具有特别的飞行能力，比如能垂直起第 1 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书降、空中悬停、前后左右任意方向飞行等，可以完成固定翼无人机所不能完成的任务。 因此很多研究机构选用直升机作为微小型无人机的研究平台，此外，微型无人直升机还 被广泛用作空中机器人研究平台[10]。同时源于这项技术在控制等领域的挑战性，因此微 型无人直升机受到越来越多政府和研究机构的重视。 国际上众多研究机构已经对小型无 人直升机进行了多年的研究 。mit已在这方面进行了多年的研究，取得了很好的成绩。 2002 年，mit首次实现了微小型直升机自动翻滚飞行。uc-berkeley从 1996 年开始从事 微小型无人直升机的研究，2003 年已成功实现了微小型无人直升机的自主飞行、悬停、 避障和降落，并率先实现了 5 架微小型无人直升机动态避障路径规划飞行。乔治亚理工 学院（git）早在 1992 年就进行了微小型无人直升机的研究。德国柏林工业大学微小型 无人直升机研究小组是 2000 年iarc冠军，其成立的无人飞行器研究所承担的marvin 项目组属于欧盟“彗星”项目的一部份，主要侧重于不同类型无人飞行器之间的自主协作 飞行。 除了上述机构外， 国外还有很多研究机构长期从事微小型无人直升机的研究工作。 例如美国的斯坦福大学、卡内基梅隆大学、南加州理工大学、加拿大的滑铁卢大学、瑞 士的eth、澳大利亚的csiro等。 随着国际上对小型无人直升机研究的不断深入， 国内很多高校和研究机构也相继投 入到微小型无人直升机的研究之中。 2000 年， 南京航空航天大学开始研制无人驾驶直升 机，掀起了国内对无人驾驶直升机的研究热潮，越来越多的高校和研究机构开始关注并 参与到微小型无人直升机的研究中。 中国北京航空航天大学都开发了共轴式超小型无人 驾驶直升机系统，并在 2000 年的珠海航空航天展上进行了展示。2008 年 1 月 27 日,我 国首架全称为“wd100 型”无直升机全权限自主试飞获得圆满成功，承担“wd100 型”无 人直升机研制的鹤壁鹤翔航空技术有限公司的科技人员,历经两年的艰辛攻关,在国内首 创并突破了无人直升机全权限自主飞行的一系列关键技术[11]。 1.3 本文研究内容 本研究课题就是以同类型遥控直升机产品的实物样品为起点,进行结构的反推性的 研究。首先对遥控直升机产品结构分析, 然后进行分解研究,之后根据分析结果，设计出 无人直升机零件的设计图纸和cad模型，同时在反求过程中探求快速反求机翼，机身， 齿轮等复杂部件的成型方法。 再基于catia v5r17 强大的工程软件平台， 完成各直升机 各个零件的虚拟装配[12]，利用flent流体分析软件建立功能虚拟样机[13.14]，建立适当的 坐标和数学模型，对直升机的旋翼和尾翼进行流体分析，对照实际计算结果，以验证反第 2 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书求设计结果的正确性。通过本课题的研究，能够掌握反求工程在微型无人直升机产品开 发与制造过程中的应用，利用先进的虚拟装配技术，完成******遥控直升机的反求和装 配工作。 探究由国内外先进无人直升机实物到掌握该产品结构并进行自主设计研发的快 捷节省方法。从而，能够迅速了解国外先进无人直升机的设计思想，吸收并改进先进无 人直升机结构技术，缩短无人直升机的开发周期。此外，目前开展微型无人直升机的研 究都是基于商用的遥控模型直升机，根据系统需要进行改装而成。而利用该飞行器的反 求设计的建模结果可以进行直升机的平衡特性、稳定性和操纵性的研究和改善，从而可 以为研制出适应不同飞行任务需要的不同型号微型无人直升机打下基础[15]。第 3 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书2遥控直升机数字样机的建立当今新产品更新换代迅速，新产品研制周期大幅度缩短，各种新产品开发技术应运而生。信息技术和领域知识相结合的数字样机（digital mock up—dmu）开发支持技术 在产品创新设计中的大量应用，推动了全球制造业和新产品开发技术的迅速发展。 本章基于 catia 完成了遥控直升机各个零部件的建模和遥控直升机的装配，并重 点探讨了机身逆向成型过程、机翼的成型方法、齿轮的参数化建模过程。 2.1 数字样机技术 数字样机技术是建立在采用信息技术完成产品整个开发过程基础之上的一套综合 技术。 工程师完全在计算机上建立数字化产品模型， 从工业设计开始到产品工程化设计、 工艺工装设计的全过程，采用三维数学模型进行产品的设计、评估、修改和完善，并采 用数字样机尽可能多地来代替原来的实物样机试验，在数字状态下仿真计算，然后再对 原设计重新进行组合或者改进。因此，这样常常只需要制作一次最终的实物样机，就可 使新产品开发获得一次成功[16]。数字样机技术的技术构成特点主要包括以下几个方面： 1.三维 cad 建模技术进行虚拟产品开发首先要用几何形体来描述零部件的结构特 征和装配关系，这就是三维 cad 建模，也称数字样机的几何表达。在数字样机几何表 达的过程中，不仅要关心零部件几何形体表示的最终结果，还要关心几何建模的过程和 三维数据的存储结构。数字样机的几何表达是一个基于产品层次结构的树状关系模型， 它描述整个产品的装配信息、功能信息、运动关系信息、配合关系信息及产品中各零部 件的设计参数、工程语义约束。 2.数字样机的数字仿真分析技术仿真分析有广义和狭义之分。广义的分析包括产品 的运动学、静力学、动力、热力学、流体力学、声学及电磁场等多物理场偶合方面的仿 真分析，并用试验结果加以验证。狭义的仿真分析简单的指对主模型进行运动学、静力 学分析、干涉检查、装配过程分析、机构运动仿真等；狭义的仿真分析用一般的三维 cad 系统就能实现，广义的仿真分析则必须采用与 cad 系统独立的 cae 系统来完成。 3.数字样机的设计过程数据管理在数字样机设计过程中，人们更关注产品及零部件 的设计流程。这一过程在 cad 系统中通过设计历史树来实现，历史树记录每一步设计 的过程，设计过程与生成的三维数据储存结构相结合，形成专门的数据生成管理系统 (dcs)。 4.可视化协同设计第 4 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书随着各零部件三维模型的生成，装配模型的规模会迅速增大，以至于给计算机的性 能提出更高的要求。为了减轻大型复杂产品的装配设计对硬件的压力，数字样机技术就 采用一种支持大装配的可视化协同设计技术，即将分布在异地的零部件 3d 数据，通过 “剥皮”技术将零部件表面的几何信息提取用于装配设计，可压缩原来的 3d 数据，同时 它还能基本保证 3d 数据的不失真。 2.2 catia v5 简介 catia是由法国dassault公司设计开发，并由ibm在世界各地销售的计算机 cad/cam系统。 目前的catia主要包括了mechanical design 机械设计）digital mockup （ 、 （数字样机） 、nc manufacturing（数控加工） 、analysis&simulation（分析与仿真）等模 块如表 2.1，它覆盖了产品开发的整个周期，并且一直保持着其技术领先的优势，其主 要技术特点包括[17]： （1）catia先进的混合建模技术；设计对象的混合建模在catia的 设计环境中，无论是实体还是曲面，做到了真正的互操作；变量和参数化混合建模在设 计时，设计者不必考虑如何参数化设计目标。 （2）catia具有在整个产品周期内的方便 的修改能力，尤其是后期修改性；无论是实体建模还是曲面造型，由于catia提供了智 能化的树结构用户可方便快捷地对产品进行重复修改。 （3）catia所有模块具有全相关 性； catia的各个模块基于统一的数据平合，因此catia的各个模块存在着真正的全 相关性，三维模块的修改，能完全体现在二维、以及有限元分析、模具和数控加工的程 序中。 （4）catia覆盖了产品开发的整个过程；catia提供了完备的设计能力；从产品 的概念设计到最终产品的形成，以其精确可靠的解决方案提供了完整的 2d、3d、参数 化混合建模及数据管理手段；同时，作为一个完全集成化的软件系统，catia将机械设 计、工程分析及仿真、数控加工和catweb网络应用解决方案有机结合在一起，为用户 提供严密的无纸工作环境。目前catia软件是目前市场上领先的cad/cam/cae软件系 统。它支持从概念设计直到产品实现的全过程，能覆盖绝大多数制造业用户。本课题所 用的catiav5r17 版本，共有 13 个模块：表 2.1 catiav5r17 功能模块序号 1模块名称 基础结构模块序号 8模块名称 设备与系统第 5 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书2 3 4 5 6 7机械设计模块 曲面造型模块 分析与仿真 aec 工厂 nc 制造 数字模拟9 10 11 12 13制造的数字流程 人体工学设计与分析 delmia 基础结构 智能软件 vpm 浏览在本文中，建立直升机模型时主要使用了机械设计模块中的零部件设计（part design） 、创成式曲面设计（digital shape design） 、装配（assembly design）等模块。 2.3 遥控直升机数字样机 2.3.1 机身的反求设计 “逆向工程”(reverse engineering,re),也称反求工程，反向工程等，它源于精密测量 和质量检验。广义的逆向工程是消化和吸收先进技术的一系列工程方法的技术组合，是 一门跨学科、跨专业的、复杂的系统工程[18]。它包括影像逆向、软件逆向、和实物逆向 等三个方面。目前，大多数的关于逆向工程的研究都集中与实物的逆向重构上，即cad 模型重构和最终产品的制造，被称为“实物逆向工程”。这种从实物样件获取产品数学模 型并制造得到新产品的相关技术， 已经成为cadcam系统中的一个研究及应用的热点， 并发展成为一个相对独立的领域。在这一意义下，“实物逆向工程”可定义为：将实物转 变成为cad模型相关的数字化技术、机会模型重构技术和产品制造技术的总称，是将已 有产品或实物转化为工程设计模型和概念模型，在次基础上对已有的产品进行解剖、深 化和再创造的过程。 本文就对***遥控直升机的机身进行反求设计基本步骤如下： 通过相机获得机身的三视图，之后通过 catia 影像草图功能导入到 catia，调整 好位置。进入创成式曲面设计的草图绘制，以图像为参考勾画出机身的外形轮廓如图 2.1、2.2。再将曲线进行结合如图 2.3。利用曲面工具完成如图 2.4 的绘制，将机身加入 到整体装配图中，以整体为标准进行缩放如图 2.5，最终完成最终的设计如图 2.6、2.7。第 6 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.1 外形提取 1图 2.2 外形提取 2图 2.2 外形轮廓结合图 2.4 曲面成型图 2.5 基于飞机整体的设计图 2.6 结果第 7 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.7 最终效果2.3.2 翼型成型方法 翼型导入 catia 主要有两种方法：一种是从 dxf 文件导入，其次便是基于 catia 进行二次开发引用 txt 文本或 excel 中数据。 首先介绍的是从 dxf 文件导入 catia 的方法： （1）profili－翼型分析软件 该软件是在 xfoil 软件基础上开发的，有较丰富的翼型数据库，并具有很好的用 户界面可用于亚声速翼型的分析和设计，其目的是帮助设计人员选择合适的翼型。本文 就是以 profili 软件为基础进行翼型的选择和 naca0012 翼型 dxf 文件的输出。第 8 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.8 profili 设置进入到 profili 环境，单击绘制差值翼型按钮之后弹出如图 2.8 所示对话框在翼型形 状下拉列表中选择梯形，选择翼型根部和梢部的翼型都为 naca0012，弦长都为 21.4mm。第 9 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.9 保存格式之后单击保存为 dxf 格式，操作如图 2.9。图 2.10 翼型导入用 catia 打开如图 2.10，复制其中的翼型，新建一个部件，进入草图绘制，将复 制的翼型粘贴到草图中如下图 2.11：第 10 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.11 生成翼型之后进行拉伸便得到直升机的主旋翼如图 2.12。图 2.12 拉伸后结果由以上操作可见此种方法简单易行，便于操作。但从成型的结果看它并不理想，因 为在 profili 中导出到 dxf 中草图的点与线是一体的，在导入后进行拉伸时其点也虽之拉 伸。这就导致如上图 2.12 所示的结果，拉伸后是黑色的（表面不光滑） 。这中模型导入 到 cae 软件中进行网格的划分时会导致不可划分的错误，所以我们需要寻求一种更有 效的建模方法，下面就介绍基于 catia 进行的二次开发成型的方法。基于 catia 进行 二次开发，引用 txt 文本或 excel 中数据产生翼型。 在反求机翼翼型过程中，测量机翼一个截面的多坐标是容易实现的。再将这些点导 入到 catia 中绘制反求的翼型，通常要将翼型上的点逐个输入，然后再用样条曲线来 拟合。如果想得到比较精确的翼型就要手工输入很多点的坐标，比较费时，本节就以绘 制翼型为例，简要介绍 catia 二次开发快速引用点坐标数据的过程。 （1）catia 二次开发的接口 catia 使用基于 com(component object model,组件对象模型)技术的自动化 (automation)提供二次开发接口。com 是一种二进制兼容规范，使不同语言开发的组件第 11 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书在二进制可执行代码级基础上相互通信，增强了代码的重用，提供对外访问接口。 automation 技术是在 com 的基础之上发展起来的，它在解释环境下执行，在 com 基 础上实现，继承了 com 的与语言无关、进程透明的特点，简化了 com 的底层细节， 应用更广泛。另外，它是一种从一个程序内部控制另外一个程序的技术，其中被控制的 程序是服务程序，控制其它程序的是客户程序。在本文中 catia v5r17 就是服务程序。图 2.13 接口与二次开发工具的连接图 2.13 是 catia automation 的描述。由上图可知，通过编程来访问 catia 的对象 有很多种方法。对于其它程序或脚本来说 catia 只是一个支持 ole(object linking and embedding,对象链接与嵌入)自动化对象服务器。任何能访问 com 对象的程序或脚本都 能访问 catia 的对象并对其进行操作。catia 接口通过两种方式与外部程序通信进程 内应用程序方式和进程外应用程序方式。在进程内方式下， catia 软件与脚本运行在同 一进程地址空间，就是宏(macro)方式。在 catia 环境下可以通过宏记录工具(start recording)记录用户操作过程，生成 vb 脚本(visual basic script)语言，存储在后缀名 为.catvbs 文件中。vb 脚本是 catia 默认的脚本语言，正确的脚本语言可以在 catia 中直接运行。图 2.14 宏的启动第 12 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.15 宏的编辑图 2.16 宏的记录图 2.14 为宏的记录和运行示意图。 这种方式最容易实现， 但同时也是开发能力最有 限的一种方式。进程外方式比较灵活，catia 与外部程序在不同的进程地址空间运行， 外部程序通过 com 接口来访问 catia 内部的对象。 可以在 office 软件中以 vba(visual basic for application,它原来是 ms office 执行后台处理功能的编程语言)脚本来访问 catia，也可以在 vb，vc 程序中嵌入访问 catia 的程序。甚至，可以把脚本放在网 页中，由 vbscript 或 javascript 来执行。本文就是采用进程外的方式，以 vb6.0 为编程 工具，对 catia v5r17 进行二次开发。 （2）catia automation 主要接口对象继承关系 automation 技术并不是直接获取及处理数据,而是间接地通过服务程序暴露的对象 和属性,利用对象的方法和属性，获取、设置及处理数据。因此，要进行二次开发，必须 对 catia 的对象继承关系有所了解。catia automation 提供了约 360 个接口对象。由 于使用了自动化技术， catia 与应用程序之间传递信息的数据结构对应用程序来说是不 可见的，只能用接口来与外部进程进行通信，其顶层接口继承关系如图 2.17 所示。第 13 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.17 接口通信catia 二次开发一般都是基于 com 的，com 对象有一个统一的接口，无论它完 成什么，com 对象必须实现一个 iunknown。iunknown 是其它所有对象的主接口，也 是其它 com 派生类的基类，其它所有对象都必须直接或间接地从 iunknown 继承。 idispatch 是自动化接口的核心，每一个自动化对象都必须实现该接口，作为对象的出接 口。catbaseunknown 是 catia 创建和实现接口的基类。catbasedispatch 是 catia 自动化接口的基类。 anyobject、 而 collection、 reference 则是其它所有对象的抽象基类。 例如， anyobject 是 application、 window、 document 等对象的基类， collection 是 windows、 documents、 products 对象的基类， reference 用于表示指向另一个对象的对象。 catia 对 进行二次开发，实际上就是对 catia 的对象进行操作，图 2.18 catia 二次开发对象图 2.18 为catia的主要对象层次结构。上图中application对象是所有对象的基础， 它派生出documents对象，而documents对象又派生出document对象，document对象实 现对catia文档的存储等文件管理。 document又派生出partdocument、 productdocument、 drawingdocument，它们分别定义了零件、装配件、工程图的各种属性和方法。由于篇 幅限制，本节只介绍了catia的几个主要的对象继承关系，更详细的信息请见文献[19]。第 14 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书（3） catia 二次开发的步骤 本文在此仅以 vb6.0 开发 catia 为例，叙述 catia 二次开发的一般步骤。 通常情况下有一下几步[20]： 1)初始化 com 库，引入类型库文件。 2)打开或新建一个全局对象 application，即启动 catia。 3)向 application 中加入 document 对象，以实现数据管理，如零件图设计使用 partdocument，产品图设计使用 productdocument，工程图设计使用 drawingdocument。 4)声明欲使用的对象，设置参考，绘制几何形体。 5)更新 document 对象或 viewer 对象，显示图形。 6)关闭 application，释放 com（the component object model 组件对象模型）库。 在动手编程之前准备一个翼型数据文件， 要求翼型点按从后缘绕过前缘再到达后缘 的顺序排列。 此外本文采用的是汉化之后 catiav5r17 版本， 如果是英文版本的可对下 面的源程序进行以下的修改： 将 set body1 = bodies1.item(&零部件几何体&)改成 set body1 = bodies1.item(&partbody&)即 可。 本文的翼型数据是利用了“naca_翼型族生成器”中的数据，其生成过程如下： 打开“naca_翼型族生成器”选择四位翼型，型号为 0012，点数为 60，并保存为 txt 格式 如下图设置第 15 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.19 保存格式图 2.20 设置第 16 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.21 数据处理最后得到如下 naca0012.txt 坐标数据： 1..........................第 17 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书0..........................................................第 18 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书0...................................... 准备工作做好后我们就可以开始了。 首先是初始化 com 库。具体方法是在 vb 中新建一个标准工程，在 vb 编程环境 中选择“工程/应用”打开对象库功能，选择相关的 catia 对象库，如图 2.5 所示。第 19 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.22 引用 catia 对象库注意catia提供的对象库大约有 90 多个，在选择对象库的时候，尽量选择我们所 需的，若在分不清楚的情况下，可以将其全选上来保证对象的可引用性，但这会造成不 必要的系统开支[21]。然后删除窗体（form） ，加入一个模块（add module） ，开始编程。 程序如下，程序中“’”符号后的文字均为注释。 sub main() &#39;程序开始 on error resume next &#39;错误控制语句，发生错误执行下一句 set catia = getobject(, &catia.application&) &#39;用 getobject 连接 catia if err.number && 0 then set catia = createobject(&catia.application&) &#39;用 createobject 启动 catia20 catia.visible = true &#39;将 catia 界面设为可见 end if &#39;以上程序实现在 catia 处于开启状态时就连接到 catia，否则执行启动 &#39;catia。程序中 catia 是 application 的根对象，关键词&set&用于对象操作 dim c as single c = 32.4# &#39;定义 c 为翼型弦长 dim n as integer n = 61 &#39;定义描述翼型的点数 n dim hybridshapepointcoord() &#39;定义数组用于存储 point 对象第 20 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书dim x() as single &#39;定义数组用于存储翼型点的 x 坐标 dim y() as single &#39;定义数组用于存储翼型点的 y 坐标 redim hybridshapepointcoord(1 to n) redim x(1 to n) as single redim y(1 to n) as single &#39;用&redim&动态分配数组存储空间 dim y as single z = 0# open &d:
aca_0012.txt& for input as #1 &#39;打开保存在 d 盘中的翼型数据文件 for i = 1 to n step 1 input #1, x(i), y(i) next i close #1 &#39;上面通过文件操作将翼型文件中的数据读入数组 x(61)、z(61)中 set documents1 = catia.documents &#39;加入 documents 对象 set partdocument1 = documents1.add(&part&) &#39;用 add 函数加入 document 对象， add 函数的参数可以是 part、product、drawing 三种，分别对应零件文档、产&#39;品文档和工程 图文档 set part1 = partdocument1.part &#39;进入零件设计 set hybridshapefactory1 = part1.hybridshapefactory &#39;进入创成式曲面设计工作台 set bodies1 = part1.bodies set body1 = bodies1.item(&零部件几何体&) &#39;通过对象的层层继承关系，最后创建了 partbody 对象 for i=1 to n step 1 for i = 1 to n step 1 set hybridshapepointcoord(i) = hybridshapefactory1.addnewpointcoord(c * x(i), c * y(i), z) &#39;通过三坐标建立点对象 body1.inserthybridshape hybridshapepointcoord(i) &#39;绘制点 part1.inworkobject = hybridshapepointcoord(i) &#39;显示点 next i第 21 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书part1.update &#39;更新零件，生成描述翼型的点 set hybridshapespline1 = hybridshapefactory1.addnewspline() &#39;加入新样条曲线 hybridshapespline1.setsplinetype 0 hybridshapespline1.setclosing 0 for i = 1 to n step 1 hybridshapespline1.addpointwithconstraintexplicit nothing, -1#, 1, nothing, 0# next i &#39;向样条曲线中加点 body1.inserthybridshape hybridshapespline1 &#39;绘制样条曲线 part1.inworkobject = hybridshapespline1 &#39;显示样条曲线 part1.update &#39;更新零件 partdocument1.saveas &d:
aca0012.catpart& &#39; 保 存 文 件 到 d 盘 并 命 名 为 “naca0012.catpart” end sub &#39;程序结束 将以上的程序拷贝到 vb 中最终运行得到如下图 2.23 的翼型， 完成了数据坐标导入 catia 的工作。基于此便可以进行机翼的成型工作，如拉伸，扫描，多截面处理等。 hybridshapepointcoord(i),图 2.23 翼型成型第 22 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书2.3.3 齿轮的参数化设计表 2.2 标准直齿圆柱外齿轮几何尺寸计算公式名称 分度圆直径 齿顶高 齿根高 齿全高 齿顶圆直径 齿根圆直径 基圆直径 齿距 齿厚 齿槽宽 标准中心距 顶隙 基圆齿距 法向齿距符号 d计算公式 d=mz* ha = ha m * h f =（ ha + c* ）m * h=（2 ha + c* ）m * d a =（z+2 ha ）m * d f =d-2 h f =(z-2 ha -2 c* )mhahfhdadfdbp s e adb = dcos αp= π m s = π m/2 e= π m/2 a=1 （ d1 + d 2 ） 2cc= c* mpb pnpb = pn = π m cos α* 注：表中的 m， α ， ha ，c 均为标准参数（1）主轴齿轮的设计 压力角：a 已知 z=150 由游标卡尺测得大齿轮的齿顶园直径 d a =75.7mm第 23 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书而 d a =d+ ha =m*z+2* ha *m 故有：m=da 75.7 = =0.501 z + 2* ha 150 + 2*1差标准模数系列表（gb1357-87） 圆整模数 m=0.5 故有d a =d+ ha =m*z+2* ha *m=0.5*150+2*1*0.5=76mmd= m*z=75c* =0.35(m＜1)* d f =d-2* h f =(z-2* ha -2* c* )*m=(150-2*1-2*0.35)*0.5=73.65mm先假设采用标准压力角 a= 200 （2）中间齿轮的设计 已知 z=109 由游标卡尺测得大齿轮的齿顶园直径 d a =66.7mm 而 d a =d+ ha =m*z+2* ha *m 故有：m=da 66.64 = =0.60 z + 2* ha 109 + 2*1差标准模数系列表（gb1357-87） 圆整模数 m=0.6 故有d a =d+ ha =m*z+2* ha *m=0.6*109+2*1*0.5=66.4mmd= m*z=65.4c* =0.35(m＜1)* d f =d-2* h f =(z-2* ha -2* c* )*m=(109-2*1-2*0.35)*0.6=63.78mm第 24 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书先假设采用标准压力角 a= 200 （3）尾翼传动齿轮设计 由于尾翼传动齿轮和中间齿轮啮合，故两个齿轮的模数相等，即 m=0.6 已知 z=22 故有d a =d+ ha =m*z+2* ha *m=0.6*22+2*1*0.5=14.2mmd= m*z=13.2c* =0.35(m＜1)* d f =d-2* h f =(z-2* ha -2*63.78 + 14.2 )*m=(22-2*1-2*0.35)*0.6=18.6mm 2先假设采用标准压力角 a= 200 中间齿轮与尾翼传动齿轮轴距的计算 l=df1 + d f 2 2=65.4 + 14.2 =39.8mm 2catiav5r17 齿轮设计流程[22]图 3.24 齿轮参数在 catia 中,渐开线圆柱齿轮的生成关键在于渐开线的生成. 渐开线的生成是通过 参数化做出渐开线上的一系列点,通过描点法得到。而渐开线上的点通过方程式求得,由第 25 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图中几何关系可知，渐开线的直角坐标方程式为：x = rb*sint - rbt′*cost y = rb*cost + rbt′*sint 1、设置选项在产品数中显示参数、关系式图 2.25 约束显示设定好后，参数与关联性数不会自动出现在树目录中，你建立模型之后才会出现。图 2.26 未设置的情况图 2.27 设置后的情况2、参数值与公式的显示工具-＞选项-＞参数与测量中第 26 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.28 参数树的显示设置图 2.29设置前图 2.30 设置后3、参数的定义标准渐开线圆柱齿轮的几何尺寸取决于齿轮的 5 个重要参数:齿数(z) 、模数(m) 、* 压力角(α) 、 齿顶高系数( ha ) 和顶隙系数( c* ) ,圆柱齿轮标准齿顶高系数及顶隙系数按正常齿轮取 1 和 0. 25 本文以主轴齿轮的设计为例利用数据与各参数之间的关系式来建 模。 （1）进入 catia“机械设计”模块,点击创成式曲面设计 ,进入曲面设计。第 27 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书（2） 运用“智能”工具栏中的“f (x) ”(formula) 命令,定义参数及表达式。图 2.31 参数的输入图 2.32 参数的显示（3）再在“智能”工具栏中的函数功能“fog”插入 x、y 2 个函数，其中参数 t 应为实数， 并定义函数的表达式。 将(1) 式改写为进行参数化设计的表达式在 fog 规则中输入参数 的类型如下表：x = rb *sin(t * pi *1rad )
rb * t * pi *cos(t * pi *1rad ) y = rb *cos(t * pi *1rad ) + rb * t * pi **sin(t * pi *1rad )图 2.33 参数化表达式的输入 表 2.3 输入的参数第 28 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书函数 function xy变量 variable x t y t类型 type 长度 length 实数 real 长度 length 实数 real4、绘制渐开线轮齿齿廓（1）在创成式曲面设计中，基于 xy 平面绘制草图，以原点为中心划分度圆图 2.34使用半径约束图 2.35 添加公式引用半径参数如图 2.35 双击参数在半径参数栏中右击选择编辑公式选择 rp 单击确定；图 2.36 参数的引用（2） 用平面上的“点”( point ) 功能,选择 on plane 类型,建立五个点。在 h 输入栏中单 击鼠标右键,选择“编辑公式”,在公式编辑器对话框中出现“`关联性xd` -&evaluate() ”字 。 样,在() 中分别输入值 0 ,0.1,0.2,0.3,0.4（分别对应五个点的 h 值） 同样在 v 中输入栏 中单击鼠标右键,选择“编辑公式”,在公式编辑器对话框中出现“关联性yd` -&evaluate() ”第 29 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书字样,在() 中分别输入值 0 ,0.1,0.2,0.3,0.4（分别对应五个点 v 的值） 。在 catia 中“fox” 命令中的参数 t 是按 0～1 的参数计算的输入结果如图 2.37；`图 2.37（3）利用样条曲线将其依次连接，用“对称”、“修剪”等功能做出一个轮齿的平面图； （4）拉伸圆周镜像得到齿轮实体如图 2.39。图 2.38 修剪后结果图 2.39 拉伸圆周镜像结果2.3.4 其它零件建模本文以******遥控直升机为参考建立模型。由于遥控直升机结构的复杂性，通过对 遥控直升机各个构件的分析及结合本课题的内容， 将遥控直升机模型简化成以下几个部 分，其中各个构件都模拟真实的尺寸和形状。具体的模型零部件名称如表：第 30 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书表 2.4 具体的模型零部件名称s01 s03 s05 s07 s09 s11 s13 s15 w01 w03 w05 w07 w09 w11 w13 w15 w17 x01 x03 x05 x07 x09 x11 x13 x15 x17 x19 x21 x23机身部分重要零部件建模 机身右 s02 机身罩 s04 升降舵控制杆 s06 转控制杆 s08 升降舵控制臂支撑架 s10 主齿轮 s12 升降舵控制臂 s14 电机传动齿轮 s16 尾翼部分重要零部件建模 尾座上 w02 尾翼固定座 w04 水平安定面 w06 尾翼轴及尾轮 w08 尾部舵机控制座 w10 尾翼控制轴套 w12 尾座支撑架 w14 压带轮 w16 旋翼控制座 w18 旋翼系统重要零部件建模 主轴 x02 主旋翼固定座 x04 旋翼连接长杆组 x06 旋翼固定座头 x08 橡胶垫片 x10 稳定翼控制臂 x12 伺服小翼连接杆组 x14 降舵固定座 x16 连接座 x18 长连接头 x20 平衡杆 x22 伺服小翼 x24机身左 机舱罩 机身支撑杆 升降舵连接座侧 侧转控制杆组 尾带轮传动齿轮 轴用 c 型扣环 机身罩固定杆 尾座下 尾翼座 水平安定面固定座 垂直安定面 尾部推杆 尾翼控制滑座 尾翼控制杆 旋翼控制座连杆主旋翼座 相位调整环 主旋翼固定轴 旋翼连接短杆组 主旋翼 伺服小翼转臂 十字盘 平衡杆固定轴 控制摇臂 垫片 稳定翼转臂固定轴第 31 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.40 机身右图 2.41 机身左图 2.42 机身罩图 2.42 机舱罩图 2.44 升降舵控制杆图 2.45 机身支撑杆图 2.46 控制杆图 2.47 升降舵连接座第 32 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.48 升降舵控制臂支撑架图 2.49 侧转控制杆组图 2.50 主齿轮图 2.51 尾带轮传动齿轮图 2.52 升降舵控制臂图图 2.53 轴用 c 型扣环图 2.54 电机传动齿轮图 2.55 电机第 33 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.56 机身罩固定杆图 2.57 连接头图 2.58 尾座下图 2.59 尾座上图 2.60 尾翼固定座图 2.61 尾翼座图 2.62 水平安定面图 2.62 水平安定面固定座第 34 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.64 尾翼轴及尾轮图 2.65 垂直安定面图 2.66 尾部舵机控制座图 2.67 尾部推杆图 2.68 尾翼控制轴套图 2.69 尾翼控制滑座图 2.70 尾座支撑架图 2.71 尾翼控制杆第 35 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.72 压带轮图 2.73 旋翼控制座连杆图 2.74 旋翼控制座图 2.75 旋翼系统组装图 2.76 主轴图 2.77 主旋翼座图 2.78 旋翼固定座图 2.79相位调整环第 36 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.80 旋翼连接长杆组图 2.81主旋翼固定轴图 2.82 旋翼固定座头图 2.83 旋翼连接短杆组图 2.84 橡胶垫片图 2.85 主旋翼图 2.86 稳定翼控制臂图 2.87 伺服小翼转臂第 37 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.88 伺服小翼连接杆组图 2.89 十字盘图 2.90 降舵固定座图 2.91 平衡杆固定轴图 2.92 连接座图 2.93 控制摇臂图 2.94 长连接头图 2.95 垫片第 38 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.96 固定轴图 2.97 稳定翼转臂固定轴图 2.98 伺服小翼图 2.99 旋翼系统2.3.5 装配一个产品通常都是由多个通过约束关系组合的子装配体组成的， 一个子装配体由下 层零件或者已经装配好的部件构成，这样构成了一个完整的产品。这种产品结构很好地catia 系统就是基于这种产品构成的结构来进行装配建 体现了装配上的层次关系如图，模的。在 catia 中零件（part）是构成组件和产品的最基本单位，如果把树形图中任意 一个组件打开到最底层，一定可以找到零件，特征树是零件（part）的特点。特征树结 构以树状层次结构显示了二维图形或三维形体的组织结构。产品由多个零件组成，这些 零件通过约束关系组合， 形成树状的模式， catia 中产品装配模型就是采用这种树的数 据结构来表达，这称为装配树，在装配树中，产品的装配层次包括总装配体、子装配体 和零件等。第 39 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书遥控直升机旋翼系统尾翼系统……倾转盘机翼………连接头相位控制环图 2.100 装配模型的层次关系树下面以尾翼系统为对象对装配的过程进行说明： 在 catia 环境下，进入菜单开始中的装配件设计（assemble design） ，插入已有的 尾翼系统零件的元件，选择参考面，通过对尾翼系统几何关系的分析，对模型中各个元 件间设置约束关系，形成一个尾翼实体模型。在尾翼系统的设计过程中，采用的是自下 而上的装配方法。主要思路为在装配设计模块下依次导入设计好的各个零件，边导入边 装配，通过添加装配约束将各个零部件组合成装配体。然而，虽然每个零件模型的建立 都严格依据真实的尺寸和形状，在装配过程中还是会出现各类问题。例如：装配尾翼控 制杆和尾翼控制滑座时，出现“过多约束”的现象，经过 clash 检查（如图 2.101） ，发现 这是因为尾翼控制杆和尾翼控制滑座并不是单一的共轴约束关系， 而是相对转动和滑动 的两种约束的结合， 需要将尾翼控制杆中圆孔改成有滑道的结构并修改尾翼控制杆和尾 翼控制滑座之间的约束直到符合要求。完成各个系统的装配后最后进行总装配如图2.102。此外，本节还依据 catia 装配树分析功能对各个层次的装配关系进行分析如图 2.103。第 40 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.101 干涉问题图 2.102 最终效果图第 41 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.103 装配关系提取第 42 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书2.3.6 干涉分析打开 caitia 装配模块中的碰撞检查器如图 2.104，进入矩阵分析，过滤列表中选 择“碰撞”在左上方我们可以发现红色相交点,这些点都是装配后出现干涉的点， 需要将其图 3.104 干涉检查一一进行查看和修改。 单击该点后返回原来界面就可发现出现装配问题的两个部件的具 体位置如图，原来尾管的定位孔和尾座定位销是同轴约束，但是由于计算机装配识别时 只是做了同轴的约束，并没有进行装配的碰撞分析，所以就导致了尾管与尾座的干涉如 图 2.105。对尾管与尾座的位置进行调整如图 3.106，更新再进行干涉检查，直到检查不 到干涉为准如图 2.107。第 43 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 3.105 干涉检查结果图 2.106 对装配体进行调整第 44 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.107 无干涉的标志2.37 机体重心及各惯量计算 本节利用 catia 的分析功能对遥控直升机的电子装配体进行重心及各惯量计算的 计算。要进行此项的分析需要规定各个零件的材料。对各个零件添加材料属性后就可以 进行机体重心及各惯量的计算了如图 2.108 和图 2.109。第 45 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 2.108 测量范围图 2.109 测量结果第 46 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书表 2.5 机体重心及各惯量计算数据表体积面积质量5.348e-004m30.405m20.782kg而实际机体的质量是 700g。2.4 小结本章完成了遥控直升机的各个零件的建模工作，并成功的在 catia 环境下对各个 组件进行装配。利用 catia 的干涉碰撞检验功能，对虚拟装配体进行了干涉分析检查， 经过对有碰撞关系的零部件进行实体或装配约束的修改， 有效的解决后续装配中可能存 在的问题，保证了遥控直升机的可装配性。此外，本章还重点介绍了机身的逆向成型方 法、基于 catia 快速成型机翼的方法和齿轮的参数化建模方法，利用这些建模方法， 有效的缩短了反求产品的时间，并提高了建模的精度。第 47 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书3旋翼升力计算与验证一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机3.1 标准翼型翼剖面称作为翼剖面或翼型[22]。翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞 机的气动性能和飞行品质。通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小。 对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。如对于低亚声速飞机，为了提高升力 系数，翼型形状为圆头尖尾形；而对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散ma数，采用 超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减 小激波阻力， 采用尖头、 尖尾形翼型。 本文根据遥控直升机机翼的需要选择了naca0012 翼型，它是厚度为弦长 12%对称的翼型。 3.2 转子垂直飞行叶片元件（blade element）原理3.2.1 基本方法叶片元件理论， 基本上是翼剖面原理的标准程序， 对旋翼的应用。 标准空气动力条、 旋翼的坐标和转盘俯视图如图 3.1。为便于计算我们做如下假定[23]： 旋翼为刚体，这是因为遥控直升机机翼的转速一般能达到 2000 转/分以上，并且旋 翼直径一般在 10000mm 以内，向外的离心力是作用于旋翼上的最大力，足以保持机翼 的刚度。 在角速度 ω 、叶片半径 r,叶尖切向速度 vt = ωr 。在半径 y 处微小叶片面积为展向 宽度 dy *弦长 c。叶片面积上各个力如图 3.2。截面所见气流为在转盘面上平行于截面的 速度的分量 ωy 和其垂直的（ vi + vε ） 这些速度的合成为： 。 u = [(vi + vε ) 2 + (ωy ) 2 ]1/ 2（3.1）第 48 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 3.1 模型的建立图 3.2 垂直飞行的叶片截面气流情况叶片的倾斜角 θ ，由舵机控制设定。气流方向和旋转面间的角度入流角 φ 为：φ = tan 1[(vi + vε ) / ωy ]由于角度较小，故可假定为（3.2）φ = (vi + vε ) / ωy（3.3）第 49 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书 叶片截面斜角用 α 表示α = θ φ在截面上微量升力和阻力为（3.4）1 dl = ( ρu 2 cdycl ) 2 1 dd = ( ρu 2 cdycd ) 2 将此沿 u 和垂直于 u 方向进行二力分解为垂直和平行于转盘平面，而有dt = dl cos φ + dd sin φ dh = dl sin φ + dd cos φ dq = (dl sin φ + dd cos φ ) y = (dh ) y流入角 φ 一般可假定为很小，由式 3-3，靠近叶根的 ωy 也小，看来似有问题；但是 叶片的负载本身也小，故可列下列的近似式：u ≈ ωydt ≈ dldq ≈ (φ dl + dd) y引入无因次变量r = y/r u ωy y = = =r ωr ωr r dct = dt / ρ a(ωr) 2dcq = dq / ρ a(ωr ) 2 r（3.5） （3.6） （3.7） （3.8）λ=现将微量无因次推力变为：(vc + vi ) (vc + vi ) ωy = × = rφ ωr ωy ωr（3.9）1 ( ρu 2 cdycl ) 1 c dct ≈ dl = 2 cl r 2 dr = * 2 2 πr ρ a(ωr)这为一个叶片的情况，当由 n 个叶片时有第 50 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书dct =1 nc cl r 2 dr 2πr（3.10）再引入常数弦长 c 的固体因数 σ ，σ=于是有机翼面积 ncr nc = = 转盘面积 π r 2 π r1 dct = (σ cl r 2 dr ) 2沿叶片展向积分，转子推力系数为（3.11）1 1 ct = σ ∫ cl r 2 dr 2 0故有推力 t（3.12）t = ρ a(ωr) 2 ct =1 1 ρ a(ωr) 2 σ ∫ cl r 2 dr 0 2（3.13）3.2.2 翼剖面升力系数 ci 向飞机升力系数 cl 的转化我们知道当前对标准翼型所给的资料是以翼剖面即无限机翼的形式给出的， 但是实 际应用中我们所使用的都是有限的机翼。因此，必须将有关翼剖面的数据转化到实际带 有翼尖的机翼的情况。考虑到有限机翼气流越过时，翼尖处会产生后随的漩涡如图 3.3。 机翼下游的这些漩涡，在机翼本身附近空气流速中，引起小而向下的速度分量——下降 流速 漩 涡 低压高压图 3.3 有限机翼前观图这就导致机翼截面的冲角，与来流 v∞ 为参考的机翼的冲角比较，被有效的减少，这就产 生了有限机翼的诱导阻力。因为机翼升力为各个部分升力的积分，所以就有：翼剖面升 力系数ci 大于飞机升力系数 cl 。因为翼尖跟随漩涡引起下降流速，机翼附近的局部气流较之相对风向下倾，因而翼剖面所见的有效的冲角α eff小于几何的冲角 α 如图所示。第 51 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 3.4 流向方向各个角度示意α 和 α eff 之差为诱导冲角 α i 即 α i = α - α eff 。定义新的翼展有效因数 e1 则有αi =当以度为单位时有cl π e1 ar（3.14）αi =57.3cl π e1 ar（3.15）图 3.5 无限机翼与有限机翼升力曲线斜度间的区别由图 3.5 我们可以找到由无限机翼升力曲线斜度转换到有限机翼升力曲线斜度的方 法：第 52 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书ao =积分可得 代入到式（3.15） ，可得dcl d (α
α i )（3.16）cl = ao (α
α i ) + 常数cl = ao (α 57.3cl ) + 常数 π e1 ar i（3.17）式（3.17）求解 cl ，而有cl = 常数 + 1 + 57.3ao （π e1 ar） 1 + 57.3ao （π e1 ar） / /α ao（3.18）式（3.18）对 α 微分ao dcl = dα 1 + 57.3ao （π e1 ar） / 又 dcl / dα = a ，所以有 a= 3.2.3 旋翼升力计算 由遥控直升机飞机的说明书得知以下参数：表 3.1 电机的参数（3.19）ao 1 + 57.3ao （π e1 ar） /（3.20）电机齿轮和主齿轮的传动比为：1：11.5 电池：11.1v2200mah15c 遥控直升机总重：700g 则有电机的最高转速ω ==42180 rad/min主轴转速则为ω1 = ω /11.5=3667.8rad/min实际使用中电机的转速是不可能达到如此高度速度的， 因为电机带动旋翼时是有负第 53 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书载的。本文假定在旋翼在 2000 转/分，桨叶角在 4 度时进行反推性的计算分析，这是因 为利用直升机旋翼计算器可粗略的计算出在以上条件下， 本遥控直升机的所提供的拉力 为 0.775 千克，刚好大于机身的重量 0.7 千克。图 3.6 旋翼升力计算器下面将利用前两节介绍的知识进行计算分析翼型为 naca0012， 转速为 2000 转/分， 桨叶角为 4 度情况下的旋翼升力。因为采用的是有限翼，附录表中只提供了 naca0012 无限翼的翼剖面资料。首先根据表附录图 2 有 α eff =8°， c1 =0.9; α eff =0°， c1 =0。 故求得升力斜度 ao = dc1 0.9
0 = = 0.1125o 80 dα由式（3.20）求得有限翼的升力斜度 a= 故有 ao 0.1125 = = 0.103 1 + 57.3ao （π e1 ar） 1 + 57.3*0.1125 /(π *0.95*11.1) / cl = a(α
α l =0 ) = 0.103(40
0) = 0.412由式（3.12）再假定机翼为刚体的情况下有 t = ρ a(ωr) 2 ct =1 1 1 1 ρ a(ωr) 2 σ ∫ cl r 2 dr = ρ a(ωr) 2 σ cl ∫ r 2 dr 0 0 2 2= 0.5*1.225* π *0.352 *(* 2* π / 60) 2 *[2*0.0314 /(π *0.35)]*0.412*0.333 =9.9n 大于直升机盘旋所需要的推力。 此外，由于选择的标准翼型不同，需要雷诺系数不同，其对应的升力、阻力系数也 将不同，本节将以 naca0012 翼型在攻角为 4°的情况为例，介绍利用 profili 获得需要第 54 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书的升力、阻力系数及升阻比的方法，以获得必要的数据。首先打开 profili 进入翼型管理 器，进行机翼翼型的选择，本文选择 naca0012 如图 3.7。之后进入极曲线绘制设置器 选择翼型类型和雷诺系数，本文选择 naca0012，r=60000，单击生成，先后绘制曲线 如图 3.8、3.9、3.10，此外本文还导出了升力系数，阻力系数，升阻比和扭矩系数表。图 3.7 翼型管理器图 3.8 翼型雷诺系数的选择第 55 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 3.9 升力系数阻力系数图 3.10 上下翼面的压力分布 表 3.2 升力系数，阻力系数，升阻比和扭矩系数表第 56 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书12% joukowski - re = 600000alfa -8 -7.5 -7 -6.5 -6 -5.5 -5 -4.5 -4 -3.5 -3 -2.5 -2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5 5 5.5 6 6.5 7 7.5 8 8.5 cl -0.888 -0.9 -0. -0.621 -0.3 -0.3 -0.3 -0.8 -0.114 -0.057 0 0.1 0.5 0.6 0.6 0.7 0.1 0.9 0. 0.9389 cd 0. 0.4 0.2 0.2 0.7 0.3 0.1 0.007 0.9 0. 0.2 0.5 0.9 0.6 0.8 0.1 0.012 0.7 cl/cd -69.921 -69.617 -70.532 -70.115 -68.878 -67.5 -64.965 -60.281 -56.266 -50.948 -45.133 -38.808 -31.583 -24.056 -16.286 -8.. 24.2 38.7 50.961 56.7 64.9 68.4 70.7 69.8 cm -0.2 -0.4 -0.9 -0.9 -0.8 -0.3 -0.6 -0.1 0 0.4 0. 0. 0.2 0.006 0. 0.6 0.3 0.4第 57 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书9 9.5 10 10.5 11 11.5 12 12.5 130. 1.084 1.7 1.3 1.70. 0.9 0.4 0.4 0.026468.5 64.3 57. 54.7 48.13260.006 0.1 0.6 0.3 0.43.3 非标准翼型旋翼升力计算一般方法当反求得到的翼型为非标准翼型时，机翼剖面的参数是没有相应的数据可查的。这 就需要我们另辟蹊径，本节介绍的是利用 cfd 软件求得机翼剖面升力系数的一般步骤。 cfd 软件是计算流体力学（computational fluid dynamics）软件的简称，是专门用来进 行流场分析、流场计算、流场预测的软件。通过 cfd 软件，可以分析并且显示发生在 流场中的现象，在比较短的时间内，能预测性能，并通过改变各种参数，达到最佳设计 效果。cfd 的数值模拟，能使我们更加深刻地理解问题产生的机理，为实验提供指导， 节省实验所需的人力、物力和时间，并对实验结果的整理和规律的得出起到很好的指导 作用。 本节前处理工具采用的是 gambit，计算分析工具使用的是 fluent。 3.3.1 fluent 简介 fluent是目前国际上比较流行的商用cfd软件包，在美国的市场占有率为 60%。 举凡跟流体，热传递及化学反应等有关的工业均可使用。它具有丰富的物理模型、先进 的数值方法以及强大的前后处理功能，在航空航天、汽车设计、石油天然气、涡轮机设 计等方面都有着广泛的应用。其在石油天然气工业上的应用包括：燃烧、井下分析、喷 射控制、环境分析、油气消散/聚积、多相流、管道流动等等。 fluent的软件设计基于cfd软件群的思想，从用户需求角度出发，针对各种复 杂流动的物理现象， fluent软件采用不同的离散格式和数值方法，以期在特定的领 域内使计算速度、稳定性和精度等方面达到最佳组合，从而高效率地解决各个领域的复 杂流动计算问题[24]。基于上述思想， fluent开发了适用于各个领域的流动模拟软件， 这些软件能够模拟流体流动、传热传质、化学反应和其它复杂的物理现象，软件之间采 用了统一的网格生成技术及共同的图形界面， 而各软件之间的区别仅在于应用的工业背第 58 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书景不同，因此大大方便了用户。 3.3.2 gambit 简介 gambit——专用的 cfd 前置处理器， fluent 系列产品皆采用 fluent 公 司自行研发的 gambit 前处理软件来建立几何形状及生成网格，是一具有超强组合建构 模型能力之前处理器，然后由 fluent 进行求解。 3.3.3 翼型流体仿真模型的建立与分析 首先利用第三章 catia 中 3.3.2 节介绍的方法绘制的翼型进行建模如图 3.11 保存 成标准 igs 格式。将其导入到 gambit 中，选择基于非结构化网格的通用 cfd 求解器 flent5/6 如图 3.12。图 3.11catia 中建立的机翼仿真模型第 59 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 3.12 机翼仿真模型导入之后将线网格进行划分，再划分面网格，注意要考虑到实际情况，对翼型进行划分时翼 型周围的网格要划分得密集些如图 3.13。之后将 a、b、c、d、分别设置成压力远场图 3.13 机翼模型网格的划分第 60 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 3.14 机翼模型边界条件的设定条件（pressure far field） ，压力远场条件用于模拟无穷远处的自由可压流动，该流动的自 由流马赫数以及静态条件已经指定了。这一边界类型只用于可压流。分别将边 e、f 设置 成墙壁（wall） 。将文件保存成网格格式（mesh）后退出 gambit。 打开 flent，进入到 2d 求解器模式，并读取网格文件。 用 fluent 程序求解问题的一般步骤如下： 1. 确定几何形状，生成计算网格（用 gambit，也可以读入其它指定程序生成的网格） 2. 选择 2d 或 3d 来模拟计算 3. 输入网格 4. 检查网格 5. 选择解法器 6. 选择求解的方程：层流或湍流（或无粘流） ，化学组分或化学反应，传热模型等。确 定其它需要的模型如：风扇、热交换器、多孔介质等模型 8. 指定边界条件 9. 条件计算控制参数 10. 流场初始化 11. 计算 12. 检查结果 13. 保存结果，后处理等。第 61 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书下面就将以该模型为例进行介绍 1. 确定长度单位，因为 gambit 里面没有单位，输入到 flent 中后其默认单位为米。 本例使用 cm 为单位，要做以下调整如图 3.15：图 3.15 单位的调整2. 输入网格后进行检查，网格质量对计算精度和稳定性有很大的影响。网格质量包 括：节点分布，光滑性，以及歪斜的角度（skewness） 。这一步要特别注意保证最小面积 （体积） 为正值即 minimum face area (m2) 和 maximum face area (m2)都要大于零， 面积 （体积）为负值表示一个或多个单元有不正确的连接。通常说来我们可以用 iso-value adaption 确定负面积（体积）单元，并在图形窗口中察看它们。进行下一步之前这些负 面积（体积）必须消除。 3. 确定模型和求解器，按图设置求解器，再选择热传导能量方程求解。之后选择 spalart 一 allmaras 湍流模型。spalart-allmaras 模型能够在湍流指定方法下拉菜单中指 定湍流粘性比，并在在湍流粘性比之后的下拉菜单中选择适当的轮廓名。通过将 m_t/m 和密度与分子粘性的适当结合，fluent 为修改后的湍流粘性计算边界值。第 62 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 3.16 设置求解器3. 设置流体材料属性 计算默认的流体材料是空气，这也是本问题的工作流体。考虑到压缩性以及热物理 特性随温度的变化，默认的设置需进行修改如图 3.17。图 3.17 材料属性设置第 63 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书5. 设置工作压强为 0pa。设置边界条件，将标准压强设置为 10132 pa，马赫数按要 求设置，xy 坐标可根据攻角的大小进行设置，本文的攻角为 4°， cos 4 = 0.997564，sin 4 = 0.069756，将 hydraulic diameter(水力直径)设置为 10，异型管道水力直径的定义如下: d h = 4a 。式中：a 为过流断面的面积；s 为过流断面上流体与固体接触的周长。 s其它边界条件按同样步骤进行设定如图 3.18。图 3.18 边界条件的设定6. 打开求解器参数设置对话框进行设置在 under-relaxation factor 项， 设置 modified turbulent viscosity 为:0.9，这是因为较大的(接近于 1)松弛因子会使收敛加快，也会增大 解的不稳定性，为此需松弛因子。 7. 打开残差监视器设置如图 3.19。第 64 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 3.19 残差监视器设置8. 求解初始化，并进行 150 次迭代计算如图 3.20。图 3.20 残差监视曲线第 65 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书图 3.21 压力场图 3.22 速度场第 66 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书9.设定升力计算图 3.23 升力的设定10．求得升力便可以按照 3.2 节介绍的转子垂直飞行叶片元件（blade element）原理 进行升力的计算。3.4 小结本章着重进行了旋翼升力的计算验证工作。利用转子垂直飞行叶片元件（blade element）原理，完成了反求后机翼升力的计算，验证了反求结果的正确性。同时介绍 了非标准翼型的升力计算方法。第 67 页 共 74 页中北大学 2009 届毕业设计说明书4总结与展望本学位论文是在研究国内外大量遥控直升机、 无人机资料的基础上完成的。 本文4.1 工作总结介绍和总结了逆向成型直升机的快速方法，并通过理论计算和软件模拟两种方法验 证了所选机翼正确性。本文在反求过程中，对基于 catia 的逆向工程技术、二次开 发技术、虚拟装配技术等在直升机反求中的应用进行了有益的探索。主要的研究内 容和创新点如下： （1） 将虚拟样机技术引用到遥控直升机的反求设计中， 完成了直升机的虚拟物 理样机的建造。 （2）基于 catia，实现了遥控直升机的虚拟装配。并获取了遥控直升机构件 装配信息和质量、重心、转动惯量等重要的设计信息。通过举例说明介绍了基于 catia 产品装配的干涉检查及解决办法。 （3）引入基于 catia 的参数化建模方法，并开发出了 “基于 catia 的参数化 建模工具”的可视化界面和部分的功能。 （4） 介绍了旋翼机}