哈工大毕业设计外文翻译模板

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 1130830211 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 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。根据测量的推力和机械功率（扭矩转速） ，使用以下公式计算品质因数： 3/2TPCFM实 际 测 量其中 CT 和 CP 分别是推力和功率系数。 方程式的分子代表悬停所需的理想功率，而分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 0.01 N，功率测量值为 0.5 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= 0.38 N。30 度以上的所有俯仰角能够在 4000 rpm 内达到所需的升力。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 Re50; 000 时已经达到了 FM = 0.65） 。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0.34。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 0.38 N 推力的火星旋翼机升力需求。该图清楚地表明，该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 0.38 N 升力是可以实现的。机械功率负载在 T= 0.38 N 时，PL = 0.0429 N / W。对于每个转子，所需的实际功率将为 8.86W，这意味着总功率为 17.5W。假设电动机效率为 50，意味着电力输入功率需要为 35.43W。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（Wh）= 0.1589 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 7.94Wh。根据以前获得的电力（35.43W） ，这将为火星提供 13.45 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，M0.33）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，0.0167 kg/m）到 Re=25500（密度=0.018 kg/m） 。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 中所看到的，该图显示了雷诺数变化测试的结果。每条曲线表示不同的雷诺数。在每个雷诺数下，品质因数遵循预期的趋势：对于最高品质因数，存在最佳总距角。从这些数据中，获得对应每个雷诺数最大品质因数并且绘制了品质因数-雷诺数的图，如图11a 所示。这最终证明，品质因数随着雷诺数的增加而增加。然而，值得注意的是，品质因数对于雷诺数的敏感度在低雷诺数下高很多。最大的 FM 随着雷诺数的增加接近了预期的最大 FM（FM = 0.65） 。雷诺数变化实验中获得的最大品质因数约为 0.62。在每个雷诺数下，获得最大品质因数对应的总距角并绘制总距角-雷诺数曲线，如图 11 b 所示。有趣的是，随着雷诺数的减少，在更高的总距角处实现了最佳的品质因数，这将导致在更高雷诺数下的流动堵滞。这是一个有趣的结果，特别是当考虑到桨盘载荷（1.57 到 2.59 N / m2）是低的情况。寻找这种现象的实际原因将需要进一步调查，通过使用粒子图像测速或系统的计算流体动力学研究。 VIII. 结论本研究集中在实验研究微型飞行器（MAV）级别的旋翼的工作性能，其桨叶雷诺数小于 5000，相对较高的马赫数范围：0.3-0.42 。 以下是从研究中得出的具体结论。1）在火星上产生用于 200 g 共轴式无人机续航 13min 是可行的。 然而，对于基线转子，获得的最大品质因数小于 0.4，这比在典型旋翼机上观察到的小得多。 其原因可能是火星旋翼机运行的极低雷诺数环境下低升阻比和高粘滞损失。 对应于最高品质因数的桨距角约为 30 度，这明显高于通常观察到的较高雷诺数情况。2）在固定转速（固定马赫数）和变化的空气密度下也进行了创新的可拓展性测试，以了解雷诺数从 3300 至 35,500 这范围内基线转子的性能。这些研究表明，随着雷诺数增加，品质因数显着提高，最终达到 0.62，这是本旋翼设计的 MAV 规模雷诺数的典型值。值得注意的是品质因数随雷诺