哈工大毕业设计外文翻译模板

1、本科毕业设计（论文）外文文献翻译文献题目Hover Performance of a Small-Scale Helicopter for Flying on Mars专业 飞行器制造工程班号 1308302学号 11学生 陈水添指导教师评语：指导教师签名：年月日可用于火星飞行的小型直升机转子悬停性能Robin ShresthaUniversity of Maryland, College Park, Maryland 20742Moble BenedictTexas A&M University, College Station, Texas 77843以及Vikram Hrishi

2、keshavan 和 Inderjit Chopra §University of Maryland, College Park, Maryland 20742DOI：摘要： 本研究是为了回应对于评估用于火星探测的小型自动化直升机（总质量小于1 kg ）飞行可行性与日俱增的兴趣。 自主旋翼航空器可以理想地适用于这样的应用， 因为它具有独 特的优点，其中包括在与传统的地面漫游器相比时在恶劣的地形上垂直起飞 / 着陆的能力以 及更大的速度， 范围和视野。 火星上的大气条件呈现出独特的设计挑战。 尽管火星的重力只 有 38 左右地球的重力，火星的平均大气密度是地球大气密度的七十分之一。因此

3、，转子 将以非常低的雷诺数运行，对于小型直升机而言，甚至低于5000 。然而，由于需要更高的尖端速度（由于密度较低） ，马赫数将显着更高（ M> ），并且由于火星上的声速仅为地球声 速的大约 72。桨叶上的低雷诺数，高马赫数流动条件对转子设计施加了严格的限制。本 研究提出的解决方案涉及扩大转子尺寸以在可接受的马赫数和雷诺数条件下产生所需的推 力。实验在一个真空室中评估了 200 g 火星同轴直升机的全尺寸转子的悬停性能，真空室完 全模拟了火星空气密度。在雷诺数为3300，马赫数为的情况下，基线转子获得的最大品质因数小于。通过改变空气密度以恒定的马赫数增加雷诺数，雷诺数为 35,000 ，

4、将同一转子 的品质因数提高到以上。随着雷诺数降低到极低值（Re <5000），最大品质因数的桨叶总距角甚至增加到 30度。 这项研究的一个重要结论是小型火星无人机在火星持飞行（ 12 13 min）是可行的。I. 引言这里存在一个用于评价用于火星探测的小型旋翼机可行性的巨大兴趣。本研究与 NASA 的在火星 2020 任务中操作一架小型旋翼无人机从火星漫游者起飞的目标一致。小型的火星 旋翼机被设想作为传统表面漫游车的探路者。 一架飞行平台的优势在于： 更高的速度、 更广 的范围以及相比于传统的漫游车更大的视野范围。 火星表面呈现出独一无二的挑战， 因为它 表面的多样性和崎岖不平，这将限制

5、传统的漫游车到达许多值得高度关注兴趣点的机动性。 例如，让轮式漫游车去探索小火星沟中源头和沿着火星峡谷悬崖面分布的土壤似乎是不可能 的。然而探索这些特征对于了解它们形成和水在火星过去和现在扮演的角色至关重要 1 。 一个飞行器将会拓宽我们的探索能力。 一架星际飞行器将会移除穿过危险的巨石散落地区或 击中不可能绕过障碍物的挑战。 一架理想的火星飞行器将是拥有从着陆区垂直起飞， 穿过并 且在具有高科研兴趣崎岖上方悬停， 收集科学数据的能力。为了这个任务， 在过去，不同的 飞行平台已经被提出来。自 1960 年起，火星探测就被通过三种方式进行：略过，环绕以及着陆 / 漫游。然而，在 过去的二十年里，

6、 已经有很多的研究聚焦于探索新概念飞行器的可行性， 这些飞行器将通过 高分辨率成像、 下放探针或传感器、 采集微小样品、 作为探路者以及进行高危险性任务等方 式来提升火星表面探索的能力。这些研究关注点在于三种不同的概念：比空气轻的飞行器、 固定翼飞行器以及旋翼机。这些飞行器的采用将取决于任务的类型以及财务预算。例如，这里已经有很多通过实验和分析研究来设计/ 构建用于火星环境的比空气轻的概念机（热气球 / 飞艇）。这里最大的挑战在于满足对于在火星大气环境中轻型热气球的平衡要 求以及承受在展开和膨胀过程中的瞬态负载。 俄罗斯 / 法国的“火星空气飞行器”项目 （1987 - 1995 年）首先采取

7、的主要措施之一，其目标是将气球系统（ Aerostat ）发射火星大气中， 并在火星表面上飞行 10 天，进行原位科学探索 3 。拟议的空气飞行器将在距离地面 4 公里 的高度漂浮 5500 立方米圆柱形超压外壳。 但是，这个项目是在取得重大特破之前便在 1995 年被取消了。喷气推进实验室的火星气球验证计划（MABVA）P 的另一项重大工作， 该工作是1997 年 8月发起， 旨在开发和验证火星任务所需的关键技术4 。MABVAP的三个主要组成部分是验证空中展开和膨胀， 超压热气球设计和开发新的仿真工具。 作为该计划的一部分， 从 1997 年到 2002 年，制造和测试了一些超压气球。 其

8、次是联合喷气推进实验室 （ JPL），Wallops 飞行设施和近空间公司进行研究成为称为“超级-M”的工作。 2006 年，SUPER-M队对火星全尺寸原型气球进行了成功的空中展开和膨胀测试 5 。 这些测试发生在 31 公里高度的地球 平流层， 在那里低气压密度与火星表面附近的大气密度相当， 主要技术重点是进行空中产开 和膨胀过程。在 20世纪 70 年代后期，随着 JPL的资助和指导，发展科学公司（ DSI）进行 了可能是对火星固定翼飞机可行性的最全面的早期调查 6 。设计的最终飞机（名为 “ Astroplane ”）的翼展为 21 米，机翼面积为 20 平方米，标称质量为 300 公

9、斤。 采用一个 复杂的折叠方案，其中包括六个翼折，三个机身折叠和折叠螺旋桨，以将 Astroplane 装配 到米的类 Viking 壳中。自从 DSI 研究以来，已经有几个美国航空航天局，工业和大学对火 星飞行任务的研究。 众所周知的工作是 NASA兰利研究中心的 ARES（火星地区范围的火星 环境调查）项目，目标是使用专门设计的固定翼飞机来探索火星南部高地 7 。最终飞机设 计的翼展米，估计总重 150 公斤，范围 500 公里，耐力 1 小时。 飞机的大尺寸（翼区面积 7 平方米）允许它以可操控的空气动力学状态中（马赫数在和之间，雷诺数在 100,000 和 200,000 之间）运行。

10、该飞机的推进系统由双组元推进剂，脉冲控制火箭推进系统与单甲基 肼燃料和氮氧化物混合氧化物组成。 这架飞行器的半尺度模型是在 2002 年建成的，并在 103,500 英尺的高度进行了成功的自主高空展开和抽出过程， 许多其他固定翼飞机任务和概 念设计由各个机构提出 6 -9 ，其中飞行器尺寸范围从 2到 12 米，翼展，总重量从 20到 200 公斤，耐力 15 分钟至 3 小时，范围从 130 到 1800 公里，巡航速度从 110 到 160 米/ 秒 不等。尽管比空气轻概念在功耗方面是效率最高的， 但由于对任何重要的有效载荷及其对风的 敏感性都需要较大的气囊尺寸， 因此它们并不实用。 他们

11、也缺乏探索有针对性的科学兴趣领 域的控制权。固定翼飞机相对有效；然而，他们以非常高的速度（大于100 米/ 秒）飞行的必要性对其任务能力施加了很多限制，并使它们在第一次飞行之后不可重新覆盖研究区域。 另一方面， 旋翼航空器即使是三个系统中功耗最大的一种， 但是它具有极高的灵活性， 具有 悬停 /低速飞行能力，非常适用于许多任务。旋翼航空器具有独特的优势，能够从崎岖的地 形起飞和降落， 以及悬停和低速飞行，以调查不利地形（比轨道飞行器更接近） 。 它还可以 将传感器从漫游车精确地传送到任何位置，并将样本从远程站点返回到主漫游车。 使用旋 翼飞机作为火星行星探测的空中平台有很多潜在的好处。然而，火

12、星上的条件提出了非常独特的设计挑战。 火星的重力大约只有地球重力的三 分之一，但是火星的大气密度是地球的七十分之一。 火星上的声速也只有地球上的 72。 火星上的超低空气密度要求转子以非常高的旋转速度运行，以产生所需的推力。 结果，叶 片将经历独特的低雷诺数（ Re）/ 高马赫数流动条件，这种情况通常不会在任何其他常规飞 行器上发生。低雷诺数，高马赫数流量没有实验数据；因此，空气动力学预测可能不准确。 因此，为这些流动状况生成的转子性能数据库至关重要。目前的研究集中在一个小型旋翼机（质量 ? 200 克），这可以用来从漫游车上进行巡视 任务。已经有一些实验研究系统地研究了微型飞行器（MAV）尺

13、度转子（直径在 6 英寸内）的低雷诺数（ Re = 30; 000至60,000 ）10-13 的空气动力学。然而，这些转子在非常低的 马赫数（ M? ）下在地球的大气密度（ = / m3）下进行了测试，低雷诺数是由于转子的缩 小而导致的。 MAV转子研究的结果支持使用弧形（弧度为6 至 9），圆弧平板翼型，锋利的前缘雷诺数小于 60,000 的桨叶。 Bohorquez 在 MAV规模转子（ Re60; 000）上进行的实 验表明，具有锋利前缘的细圆弧形锯片（ 6-9 ）桨叶的转子具有优异的性能 13,14 。使用 由 Lakshminarayan 和 Baeder 在悬停 MAV标尺转子上

14、进行的雷诺兹 Navier-Stokes 求解器的 计算研究表明， 具有钝前缘的叶片的性能差的原因是由于层流引起的前部压力阻力较大分离 气泡 15 。 Benedict 等人的进一步实验测试和系统优化了不同的叶片参数， 包括叶片翼型， 叶片弦，叶片扭转和平面锥度 16 。这项研究表明， MAVscale 雷诺数（ Re? 30; 000）运行 的转子可以实现的品质因数， 这比在雷诺数方面运行的其他转子有相当大的改进。 然而， 现 在的 200 克火星直升机将会运行的雷诺数范围（ Re <5000 ）和马赫数（ M）的数量级更高 的雷诺数范围可以实现可比性能的问题，仍然存在。本文重点介绍了

15、基础实验， 这些实验旨在支持美国航空航天局 JPL 主动调查火星上微型 旋翼机（质量小于 1 公斤）的可行性。本研究与 NASA的目标一致，将微型旋翼机发射到火 星，为 2020 年任务，作为漫游车的探路者。本研究的具体目标是调查这样的微型旋翼机是 否能够在火星上悬停， 如果是这样， 我们是否可以期望实际的耐力执行有用的任务。 所提出 的飞行器是共轴旋翼机， 总重量为 200g。在悬停时，每个转子需要在火星上产生N（ N 总）的推力。为了以可控的转速（或低马赫数）和相当高的雷诺数来实现该推力，转子将必须放 大。对于目前的设计， 每个转子的直径可以达到 18 英寸，可能是相同质量的地面 MAV的

16、 2-3 倍。因此，本研究的主要目标是在定制的真空室中，在模拟火星大气密度（= kg / m3 ）下，实验研究基准全尺度转子（ 18 in 直径）的悬停性能。此外，通过保持转速恒定（恒定 马赫数） 并改变空气密度， 对于相同的转子进行相同的转子的实验， 以获得在宽范围的雷诺 数（Re 3300至 35,000 ）下相同转子的性能。这是一个 1公斤级的小型直升机在薄弱的火星 气氛中所能达到的雷诺数范围。 从这项研究中获得的见解将为火星气氛中的小型直升机转子 的性能提供基础认知，这在现阶段是不可用的。 它还将提供验证数据以验证未来的计算研 究。 另外，根据目前的实验结果， 测试了这种具有超过 10

17、 分钟耐力的旋翼航空器对于火星 探测的可行性。II. 实验设置研究的第一步是研制一个悬停实验台来测量悬停状态下转子的空气动力学性能。 图 1（a） 示出了悬停测试台上的测试转子的俯视图， 并且用于测量每分钟的推力， 功率和转数的传感 器的特写视图如图 1（b） 所示。为了精确测量推力，驱动电机和直接连接转子的行星齿轮箱 安装在转子悬停测试台上。 悬架由推力和扭矩传感器组成。 称重传感器的限制高达 kg（ lb ）。 称重传感器的校准集中在我们预期在火星密度（0 至 100 g ）下看到的窄范围内。在 1 g 精度内测量推力数据。用于驱动转子的电动机是具有 4:1 行星齿轮箱的直流无刷电动机 （

18、Hacker B40 ）。使用由安装的霍尔传感器产生的1 / 转信号测量转子的转速。在设置上仔细校准推力和扭矩称重传感器，以最大限度地减少误差。根据扭矩和转速测量（功率=转速×转矩）确定机械功 . 对每种配置进行 15 次测量，并将其平均以使测量误差最小化。为了 模拟火星上的稀薄气氛， 将整个悬停支架安装在直径和高度为 3 英尺（约米）的大真空室内。 真空室允许通过改变空气压力来调节雷诺数。 另外的传感器安装在真空室内以测量温度和 压力，以计算室内的空气密度。 在实验装置中模拟火星空气密度，约为= kg / m 3 。III. 转子模型及实验条件基线转子（图 2）是由直径为 18 英

19、寸的两叶片单转子构造。基线叶片是未扭转的，具有 2 英寸的弦的矩形平面。 所用的翼型是弯曲的平板翼型为， 厚度和弦（t / c）比为 1， 前缘锋利。此基线机翼以前已针对雷诺数约 50,000 和极低马赫数（M? ）12 优化了最大空 气动力学效率（品质因数） 。然而，这并不意味着它将是一个 200克火星直升机转子的最佳 翼型，其操作尖端雷诺数至少要低一个数量级（Re <5000 ），而马赫数显着更高（ M - ）。转子的转速从 3000 转 4000 转。在火星空气密度下，该旋转速度范围对应于雷诺数范围3100至 4100（使用 75跨度和尖端速度的和弦） 和马赫数范围为至（使用保守的

20、火星速度估计， 230米/ 秒）。请注意，在 Martain 空气密度测试之前，转子在真空室外的环境密度下，在真 空室的环境密度下进行测试， 并且盖子关闭。这些测试的目的是确定真空室的气流循环对于 转子测试的影响的大小。观察到有一些循环效应，但效果是微不足道的。 在每个转速下， 在 18至 40 度范围内的总距角的范围内测试叶片。测试的总距角高于全尺寸旋翼机的典型操作总距角，因为在研究中观察到， 在这些低雷诺数下， 在更高的总距角获得更高的品质因 数。IV. 实验结果及讨论使用上一节中描述的实验装置进行系统实验研究。 进行了两组研究： 1）在准确的火星空气密度（ / m3 ）下测量基准转子（

21、200g 共轴式无人机的全尺寸转 子）的性能（推力和功率） 。2）通过以恒定的转速（恒定马赫数）改变排 =真空室中的空气密度， 在宽范围的雷诺数 下测量基线转子的性能。 以不同的总距角和一定范围的转速 （3000 至 4000rpm）测试转子。 品质因数是测量转子悬停性能的良好效率指标。 这是所需的理想功率与所需实际功率所需的 理想功率之比（实际感应功率曲线功率） ：理想诱导功率FM实际诱导功率 +形阻功率实际诱导功率可以写为 （×理想诱导功率） ，其中是诱导功率因数。这是一个经验 常数，其考虑了诱导的空气动力学损失和非理想效应。实际的诱导功率高于理想诱导功率， 因为非理想效应，如不

22、均匀的流入， 粘性损失，引起的尖端损耗等。形阻功率是克服转子空 气动力学牵引力来旋转转子所需的功率。 从叶素理论，品质因数也可以用桨叶截面空气动力 学效率来表示 （Cl 3 / 2 / Cd） ，其中 Cl 是升力系数， Cd是阻力系数，并且诱导功率因数 。 当升阻比最大化并且诱导损失最小化时， 获得最大品质因数。由于火星旋翼机以极低雷诺数 （Re <5000）运行，即使与典型的 MAV转子（运行 Re> 30; 000 ）相比，升阻比也将显着降 低。因此，本研究的目标是首先评估基线转子在极低雷诺数范围内的性能。，使用以下公式计算品质因数：CT3/2 / 2 CP实际测量方程式的分

23、子代表悬停所需的理想功率，而分根据测量的推力和机械功率（扭矩×转速）FM其中 CT和 CP分别是推力和功率系数。母代表悬停所需的实际功率。即使品质因数是旋翼空气动力学效率的一个很好的衡量标准， 整体悬停性能由功率负载（每单位功率的推力）决定。 在以下部分中，将根据品质因数和 功率负载来讨论各种转子和测试参数的影响。V. 实验结果在真空室进行悬停测试， 以了解基线转子在火星空气密度下的性能。 因为提高叶片截面 空气动力学效率需要在最佳迎角下进行操作， 因此进行了综合的实验参数研究， 以研究叶片 总距角对转子性能的影响。 在本研究中，在 18至 40度的总距角范围以及一定范围的转速 之间

24、测试基线转子。 使用非常系统的方法来执行这些实验。 每个旋转速度以不同的组合总 距角多次测试 （超过 15 次试验）。 然后逐渐平均数据样本以减少随机误差。 计算的统计误 差在推力中小于 N ，功率测量值为 W。A.火星空气密度的基线转子性能：叶片集体俯仰角的影响图 3 显示了增加总桨距角对产生的推力和所需功率的影响。 关注图 3a ，可以看出，增 加总体俯仰角确实增加了产生的推力。 然而， 如图 3b 所示，显而易见的是增加总体俯仰 角也增加了所需的机械功率。 值得注意的是，图中的水平线 3a 同轴旋翼机需要的升力 T= N。30 度以上的所有俯仰角能够在 4000 rpm 内达到所需的升力

25、。图 4 清楚地显示了升力系 数 CT和功率系数 Cp 的无量纲单位的这一趋势。如图5所示，图 5是CT / Cp随俯仰角的变化。正如预期的那样，这个转子有一个最佳 的总距角。 图 6 在 4000rpm 的恒定旋转速度下的品质因数与桨距角的变化呈现也相同的数 据。值得注意的是，对于这种情况下的雷诺数和马赫数，基线转子几何形状尚未得到优化。 正如所预测的那样， 在雷诺数更高的情况下， 这个转子的品质因数明显降低 （这个转子设计 在 Re? 50; 000 时已经达到了 FM= ）。这样一个可能的原因是， 在这些极低雷诺数 （ Re <5000） 的情况下， 层流边界层将变得更厚， 因此更

26、易于流动分离，粘性损失明显更高。这些可能导 致较低的升力系数和更高的形阻功率， 以及显着更高的诱导损失。 图 6a 显示，在大约 30-32 度的共同桨距角处， 火星密度（Re? 3300）的最大品质因数约为。 具有叶片负载系数 （CT / ） 的品质因数变化如图 1 6b所示。转子以 4000rpm的恒定转速 （桨尖雷诺数 =4100）进行测试， CT / 通过改变叶片总距角来改变。矩形基线转子的总体悬停性能以功率负载与升力的关 系为基础。 在该图中， 每个曲线表示以不同桨距角测试的转子， 其中升力的增加是通过转速 的增加实现的。垂直的虚线是 N 推力的火星旋翼机升力需求。该图清楚地表明，该

27、转子可 达到该目标推力。基于动量理论，只要桨盘载荷（推力/ 桨盘面积）相同，功率负载与品质因数成比例。 因此，通过比较功率载荷 （ PL）来比较不同桨距角的矩形转子的性能是公平的。 在测试的不同桨距角中， 目标推力的最佳功率载荷是以 30 度的总距角实现的， 这与 FM与桨 距角数据一致（图 6a）。VI. 火星环境中的续航力图 8 显示了 30 度总距角（近似最佳总距角）的测试结果。实验结果可用于计算火星上 200 克同轴旋翼机的续航。在上一节中，已经表明，在0 = 30 度，转速约为 3730 rpm 的情况下，设计需要的 N升力是可以实现的。机械功率负载在T= N 时，PL = N /

28、W 。对于每个转子，所需的实际功率将为，这意味着总功率为。假设电动机效率为50，意味着电力输入功率需要为。电池的能量与质量之间存在线性关系，该关系可以用式（ 3）表示： 电池能量（ W· h） = × 电池质量利用这种关系， 假定电池质量为 50g（空重的 33），电池能量为· h。根据以前获得的 电力（），这将为火星提供分钟的续航，实际上这种续航力是可接受的。值得注意的是，这 些结果是基于单个旋翼的性能。 续航力计算的固有假设是同轴系统的两个转子之间没有空 气动力学干扰。 然而，未来的研究将需要包括在真空室中测试同轴转子系统。VII. 雷诺数变化效应在这些低雷诺

29、数下， 转子的空气动力学特性被认为受雷诺数的影响很大。 进行这些测试 的关键是在低雷诺数方面基本了解当前转子的性能， 其马赫数比地面 MAV刻度上经历的马赫 数多一个数量级。在设计放大的飞行器，诸如1 kg 级别的火星旋翼机，或在这种情况下验证未来的计算预测时， 这样一套全面的数据也可能变得有用。 因此， 为了了解雷诺数对相对 较高马赫数的转子悬停性能的影响，基线转子的升力和功率通过保持转速恒定（3200rpm，M）而改变真空室内部的空气密度来测量。在这些实验组中，叶片负载系数（CT / ）再次通过总距角的变化而变化。 转子在一系列总距角， 雷诺数从 Re=3300（对应火星空气密度， kg/m3 ）到 Re=25500（密度 = kg/m3 ）。由于升力和功率与空气密度成正比，桨叶能够通过 在更高的密度获取更多的功率来获得更大的升力。 当雷诺数增加时， 上述的流动分离， 形阻 功率增加和与较低雷诺数相关的诱导损失的影响减小。 因此，总体效果是随着雷诺数的增加， 所有桨叶负载系数的品质因数都会增加。这正是我们在图10 中所看