飞行器设计与工程毕业设计

摘要

微小型飞行器是于上世纪90年代发展起来的一种新型的飞行器，也是目前国内外航空领域飞行器研究的重要发展方向。它有体积小、重量轻、携带方便、成本低等众多优点，因此它有广泛的应用前景。

本文围绕团队项目“坐地起降式微型器”的设计需要，开展柔性机翼微型飞行器的抗风设计研究。文章首先从简化的柔性机翼模型入手，将突风来流分为三个方向，研究了柔性机翼抗突风的根本原因。然后将柔性机翼的结构分为典型的四大类，通过建立有限元模型，采用对比的方法研究飞行器四种典型结构的受力与变形。针对实际方案的需要，文章进一步采用轻质复合材料，进行了典型构型复合材料柔性翼的对比，并确定最终的设计方案，并提出利用柔性复合材料机翼的预变形来解决巡航升力问题。最后针对选定柔性翼方案，分析了柔性机翼飞行器的实际抗风能力及其振动特性和起降安全特性。相关研究验证了柔性材料的机翼可以增加微小型飞行器的突风适应性，使微小型飞行器能更加适应变化的外部条件，减小外部因素对飞行器的限制，提高飞行器的生存能力。

关键字：微型飞行器，柔性翼，复合材料，抗风能力

ABSTRACT

Micro air vehicle was a new class of aircraft which developed in the last century, 90 years. Now is also an important aircraft research direction in both Domestic and international aviation. It has many benefits, such as small size, lightweight, portable, low cost. So it has broad application prospects.

Flexible wing micro air vehicle is expected to increase MAV’s wind resistance by the deformation of the structure. This paper starts from a simplified model of the flexible wing. The gust stream is divided into three directions, and the root causes of flexible wing anti-gust are studied.Then the structural layout of the flexible wing is divided into four typical categories, and finite element models of those typical flexible wings were established, and the bending and torsion deformations of these typical flexible wings under a uniform distributing force were calculated subsequently. Comparisons of finite element results show that the longitudinal structural layout is best. In order to eliminate the effect of deformation of composite flexible wing on cruise properties of micro air vehicle, the pre-deformation is proposed to solve the cruise lift problems. Finally, a finite element analysis was performed to validate the wind resistance of proposed flexible wing micro air vehicle, and its vibration properties and landing safety also were analyzed. Research results show that the flexible wing can increase the aircraft's wind resistance, and it makes micro air vehicle aircraft more responsive to changing external conditions, and reduce the constraints of external factors on the aircraft, and more important for the improvement of aircraft survivability.

KEY WORDS：MAV，Flexible wing，Composite materials，Wind resistance

目录

第一章绪论 (5)

1.1微型飞行器简介 (5)

1.2柔性微型飞行器 (6)

1.3本文内容介绍 (7)

第二章柔性微型飞行器性能 (9)

2.1柔性翼微型飞行器受力模型简化 (9)

2.2柔性翼微型飞行器预想效果 (10)

第三章柔性翼微型飞行器的突风特性 (12)

3.1柔性翼微型飞行器受下突风时的稳定性 (12)

3.2柔性翼微型飞行器受侧突风时稳定性 (15)

3.3 柔性翼微型飞行器受正面突风时稳定性 (17)

3.4柔性翼微型飞行器抗风能力综合 (19)

第四章柔性翼微型飞行器的结构选型 (20)

4.1柔性翼微型飞行器的种类 (20)

4.2柔性翼四种典型机翼的受力分析 (22)

4.3综合柔性翼受力优缺点 (29)

第五章柔性翼微型飞行器机翼材料 (30)

5.1复合材料选择 (30)

5.2复合材料对应柔性翼受力特点 (32)

5.3布局的最终选择和机翼预变形的设计 (37)

第六章柔性翼微型飞行器其它特性 (43)

6.1柔性翼的模态 (43)

6.2起落装置对机翼的影响 (43)

第七章总结与展望 (47)

7.1 本文总结 (47)

7.2工作展望 (47)

参考文献 (49)

毕业设计小结 (52)

第一章绪论

1.1微型飞行器简介

微型无人飞行器是一种新概念飞行器，因为有体积小、重量轻、成本低、携带方便、飞行高度低、适应性强、灵活多变、隐蔽性好，具有起飞降落不需要跑道或者发射装置、回收装置和其他基础设施等众多优点，对未来军事作战产生深远影响。微型飞行器也称为MAV（Micro Air Vehicle），现在正在研究的MAV 主要有三种，一种是像飞机一样的固定翼模型，第二种是跟昆虫和鸟类一样的扑翼模型，第三种是跟直升机一样的旋翼模型。微型飞行器跟鸟类和昆虫一样都在低雷诺数下飞行，因此对鸟类和昆虫的研究对微型飞行器大有帮助。它们可以毫不引人注意的进行空中侦察活动，并将其传回地面。而近些年来，微纳米科技的和微电子科技的蓬勃发展又给微型飞行器增加了新的应用前景，正因为它有如此众多的优点，使得它能吸引越来越多的研究者目光。以美国Florida大学的UF，“臭鼬”研制组及通用电气公司的“微型星”，加利福尼亚技术学院与瓦伊伦门特航空公司及洛杉矶大学共同研究的“微型蝙蝠”，荷兰科学家研制的代夫尔微型摄影飞行器等微型飞行器

.

图1-1 微型飞行器

微型飞行器的研制现阶段的关键技术在于低雷诺数条件下飞行器尺寸小且重量轻，要求在能完成任务的前提下，保证有小尺寸和轻重量等特点，而且要协调动力能源系统和通讯控制装配。对微型飞行器的界定，美国国防部预研计划局有四条指标，第一条它微型飞行器的最大尺寸不超过15厘米，第二条，最大航程10公里以上，第三条，最大飞行速度至少达到每小时40到50公里，第四条，最大续航时间起码达到2小时。

图1-2 微型飞行器效果图

微型飞行器的兴起与微型飞行器的应用广泛有非常大的联系，微型飞行器除了用于军事侦查外，还在交通、通讯、宇航、大气研究等众多领域有广泛的应用潜力。在国防领域具有十分重要而广泛的研究背景，能过比其他飞行器更好地执行的任务。在军事领域，可用于敌情侦察、目标追踪、部署传感器和中继通信等，装有传感器和摄像头的微型垂直起降飞行器可用于低空和近距离的侦察和监视，甚至可以飞抵并停留在建筑物顶部进行长时间的侦查、探测，因此，它在未来的城市战区和军事行动中能发挥独特的作用现在各个国家和有实力的研究单位以及科学爱好者都在注意力放到了这项集各种尖端技术于一身的微型飞行器研究上来。

综上所述，可以看出微小型垂直起降飞行器的研究无论对国防或民用领域，还是对新概念飞行器这一新兴领域的探索性研究，都具有十分重要的战略意义和应用价值。

1.2柔性微型飞行器

柔性微型飞行器是建立在微型无人飞行器基础上的一个新兴的概念，它不同于通过后掠角和上反角来改变机翼扭转变形的主动柔性翼技术（AAW），是一种通过材料本本身的特点来实现机翼变形的一种技术。柔性材料是在受力时能有较大的形变，而去掉载荷后能恢复到原来的状态。因此，在保证飞行安全的的前提下，给微型无人飞行器装上柔性材料制成的机翼，使得机翼在受到突风干扰时产生较大的形变，降低附加的升力及控制力矩等，达到提高飞行器抗突风的能力，从而使微型飞行器能更加适应多变的战场环境。

常规的飞行器设计中，机翼的气动设计是按照刚性机翼进行的，即在对机翼的外形等参数进行优化的过程中是不考虑机翼在受到气动载荷时的变形的，反之，也不会考虑外形的变形对气动特性的影响。而为了避免这种在气动载荷下的变形和给飞行器在各个方面带来的不利影响，通常情况下采用的是加大结构的刚度来防止这种变形，而这将会牺牲飞行器整体的重量，在微型飞行器低雷诺数情况下这种方法尤为不科学。积极利用机翼的柔性变形，不仅有望能够减轻结构重

量，还能达到减小突然来流对飞行器的影响。如果这种技术研究成熟，必将在未来的微型飞行器将得到更大更广的应用。

图1-3 柔性机翼微型飞行器

美国Florida大学已经研究出一系列以柔性翼为基础的微小型飞行器，并成功装在摄像头和全球定位系统。下图是Florida大学花费7年时间研究出来的柔性翼UF号飞行器。

图1–4 柔性微型飞行器俯视和侧视图

近年来随着人们对微型飞行器的研究热度不断高涨，新技术的应用成了人们争相研究的热点。

1.3本文内容介绍

本文针对的是就微型垂直起降飞行器的自身特点来结合柔性翼的抗风特性，灵活的综合两大特色来提高微型飞行器的适应性和生存能力。根据垂直起降无人机的设计概念以及要求本文将对任务要求如下所列举的微型飞行器作为主要研究对象：

翼展b=250mm

小展弦比A=2左右

低雷诺数10e5数量级

巡航速度20m/s（72km/h）

巡航高度200m

续航时间>30min（巡航10min，盘旋20min）

对于此范围内的微小型飞行器柔性机翼的各种研究。因为现在的材料强度一般能承受飞行器的结构问题，所以在不做任何其它额外的外形设计及结构调整的情况下，基本外形如下图所示：

图 1–5 单桨拉进式微型飞行器

本为出简单的介绍柔性微型飞行器外，还将深入研究柔性机翼的其他特点特性。其中包括柔性翼飞行器机翼简化模型下的受力，在各典型突风情况下（正面突风、侧面突风、下突风）对比刚性机翼的变形；柔性翼的各项变形所带来的收益以及引起的性能降低；结合复合材料运用patran计算机翼变形，还有各种形式布局的机翼的优缺点；结合实际的抗风能力以及变形特点来最后择优选择的柔性翼形式；最后联系全机的起降特点，对柔性翼在任务中不同阶段时受力变形进行分类系统化的研究；最后总结全文，提出需要改进的方面，为后续的研究做铺垫。

第二章柔性微型飞行器性能

2.1柔性翼微型飞行器受力模型简化

柔性翼微型飞行器在飞行中受气动力的作用，会产生自适应的翼面变形，因此不但具有非操作反应适当和失速性能好等众多优点，还能提高低雷诺数条件下的气动效率和飞行稳定性。下面就柔性翼微型飞行器机翼飞行性能以及结构受力特性进行分析，为柔性翼飞行器的气动特性以及其他相关性能研究做铺垫。

柔性翼的气动计算不仅涉及复杂的气动计算问题，同时还要耦合结构的变形问题，首先要计算微型飞行器机翼上的气动力，得出结果带入特定的结构方程，计算出结构的变形，反过来结构的变形又使得气动力改变，是一个互相影响的非定常过程，即使在定常来流下，结构也是一直在振动的，在突风来流下，情况变得更加复杂，因此研究时必须引入一定的简化。

为研柔性翼载突风时受力变形的本质以及给飞行器本身带来的影响，我们从简化的模型入手。在空中飞行时，飞行器所受的空气动力主要来源有以下两个部分：（1）飞行器表面的压力；（2）飞行器表面的剪应力（摩擦应力）。假设飞行器对称的穿越突风，且不考虑摩擦应力，此时的地面固定坐标轴系错误！未找到引用源。，以及飞行器机体坐标轴系OXYZ，飞行器在正常飞行时速度分量在地面固定坐标系xoy平面的分量为错误！未找到引用源。（图1）。柔性翼微型飞行器遇到来袭突风错误！未找到引用源。，错误！未找到引用源。在地面固定坐标系中的分量分别错误！未找到引用源。和错误！未找到引用源。。

此时，在图中我们可以看到，由于受到突风的影响，柔性翼微型的迎角以及侧滑角相对于突风前发生了变化，假定分别将产生了αw和βw的改变量。

针对此小迎角、低风速、低空下的机翼所产生的升力可以简单的表示为：

（1-1）其中：ρ为海平面大气密度；

v为气流的速度；

错误！未找到引用源。为升力系数；

S为机翼面积；

错误！未找到引用源。为升力线斜率；

a为迎角。

图2-1 飞行器的坐标系图

由上述公式可以看出，微型飞行器在突风情况下，错误！未找到引用源。相同时，对升力唯一有影响的就是飞行器此时的迎角a，在突风时，微型飞行器的实际迎角是错误！未找到引用源。，即飞行器的突风

迎角错误！未找到引用源。将影响飞行器在突风时的升力大小，而升力的大小对飞行器最直接的影响就是飞行姿态，错误！未找到引用源。越小，姿态的变化将越小。从而得出结论：在突风一定的情况下，对于其他条件相同的两架微型飞行器，采用柔性机翼能有效减小飞行器错误！未找到引用源。的大小，则能产生更小的飞行姿态变化，恢复原有飞行状态的能力变强，即提高飞行器的抗风干扰性强。

2.2柔性翼微型飞行器预想效果

首先我们的飞行器具有一般微型飞行器所共有的特点，即重量轻，体积小，易于携带，造价低，隐蔽性好，等。任务剖面图如下所示：

图2-2 坐地起降飞行器任务剖面图

其次，我们采用了新的机翼模型，即柔性机翼，柔性翼微型飞行器飞行时遇到突风，在气动力的作用下会发生弹性变形，这种变形会降低飞行器的有效攻角增量。因此，相比传统的刚性机翼，柔性机翼的这种能力在理论上能很大程度减小大气扰动的影响。由于微型飞行器本身在空气中的运动是一个极其复杂的动力学系统，加上动力系统、操作系统、控制系统等的活动以及外部气流的变化，使得求解变得十分复杂而无法进行。因此，我们采用简化的大气模型和简化的微型飞行器模型来模拟实际柔性翼微型飞行器在空气中的飞行情况，进行在突风载荷情况下的计算得到近似结果，来估计由于添加柔性翼所带来的抗风性能。下面将分别对柔性翼微型飞行器在分别受到XYZ方向的来流风时，即分别命名为下突风和侧面突风以及正面突风三种情况下的扭转以及弯曲变形和纵向和横向稳定性进行细致的分析。

第三章柔性翼微型飞行器的突风特性

3.1柔性翼微型飞行器受下突风时的稳定性

稳定性又称安定性，它是指飞行器在一定条件下的一种运动属性，通常是指飞行器保持固有状态或反抗外界干扰的能力。由于本微型飞行器的计算均是在低雷诺数下，翼型在这一范围内不可避免的会出现分离现象，这些现象对翼型的气动特性分析有很大的影响，本章是为了研究柔性翼微型飞行器柔性机翼减小突风影响的本质特性，所以不考虑分离等现象。

由图1和前一章节介绍可以知道，柔性翼飞行器在受突风时实际迎角是错误！未找到引用源。，假设飞行器机翼为对称翼型，则中弦线为一条直线，机翼的质心Cg、气动中心错误！未找到引用源。如图2-1所示。现假设柔性翼的弹性中心Ce在图中所示的位置，它们之间的相互关系如图3-1中所示。

突风柔性翼微型飞行器机翼的迎角由错误！未找到引用源。变化到错误！未找到引用源。时，作用在机翼表面的升力会增加，增加的升力作用在气动中心上会使飞行器产生低头力矩错误！未找到引用源。,从而使机翼产生绕弹性中心的转动变形错误！未找到引用源。。由于这个附加转角错误！未找到引用源。的作用，机翼迎角发生变化，自动产生了补偿迎角错误！未找到引用源。,从而抵消了错误！未找到引用源。的扰动作用，最终降低了突风风对微型飞行器的影响。

图3-1 下面突风下柔性翼的受力及变形

因为此时研究的气动力变化范围不大，为了对比刚性翼研究，假设后面参与分析的刚性机翼的刚度都非常大，即在受力发生变化时几乎不产生形变，最终的微型飞行器的升力表达式：

柔性机翼：错误！未找到引用源。（2-1）

刚性机翼：错误！未找到引用源。（2-2）针对纵向稳定性问题，设质心错误！未找到引用源。与空气动力学焦点错误！未找到引用源。之间的距离为错误！未找到引用源。，弹性中心错误！未找到引用源。与空气动力学焦点错误！未找到引用源。之间的距离为错误！未找到引用源。，G表示弹性机翼的剪切模量，错误！未找到引用源。为极惯性矩。

飞行器受突风影响后所产生的俯仰力矩：

柔性机翼：错误！未找到引用源。（2-3）

刚性机翼：错误！未找到引用源。（2-4）若以突风情况下最终机翼的迎角变化量来做静稳定性衡量的标准，则有纵向的静稳定性指标函数可以表示为迎角的变化量，机翼相对于重心的力矩公式如下所示：

柔性机翼：错误！未找到引用源。（2-5）

刚性机翼：错误！未找到引用源。（2-6）由力矩与角加速度β之间的关系式错误！未找到引用源。，其中J为飞行器的转动惯量，则有飞行器的低头角加速度为：

柔性机翼：错误！未找到引用源。（2-7）

刚性机翼：错误！未找到引用源。（2-8）由上述各项公式和转角增加量与力矩之间的关系错误！未找到引用源。，其中t为力矩作用的时间，可以知道此时（突风作用在飞行器上后）的转角变化量为:

柔性机翼：错误！未找到引用源。（2-9）

刚性机翼：错误！未找到引用源。（2-10）对比上述结论可知柔性机翼与刚性机翼之间存在区别，当刚性机翼的形变很小时，这个形变可以忽略。为对比柔性机翼相对刚性机翼变形的优缺点，忽略其它非相关的不等量，即使错误！未找到引用源。。当错误！未找到引用源。→0，柔性翼的纵向静稳定性与刚性机翼相等；当错误！未找到引用源。且不可被忽略时，有错误！未找到引用源。，所以若单纯的以扭矩的大小柔性机翼在气动中心远离弹性中心时转迎角的初始变化速度比刚性机翼差。

然而因为柔性翼为非常规的机翼，在分析时需要采取其他的标准来衡量其稳定性，由稳定性定义可知：受到干扰后，飞行器有自动回复到初始飞行状态的趋势，有这种趋势的飞行器称为有纵向静稳定性。

通过以上分析知道，此时飞行器需要恢复初始状态，即可用用上述迎角以及升力（高度或运动轨迹）的变化来衡量。因为柔性翼在突风加载时，能迅速产生自适应的补偿迎角错误！未找到引用源。，所以在反应速度上要优先于刚性机翼。而在后续的变化中，即升力的变化，有迎角的加权项在其中，所以虽然柔性翼的变化速度没有刚性机翼那么快，但是变化较刚性翼要平缓且初始的突风影响要小的多，所以在维持固有状态方面要优于刚性机翼，即如下表所示。

表3-1 正面突风下柔性机翼与刚性机翼的对比

而在相同突风情况下的突风过载分别是

柔性机翼：错误！未找到引用源。（2-11）

刚性机翼：错误！未找到引用源。（2-12）由上述公式可以知道，当柔性机翼的质心与气动中心不重合时，柔性机翼的突风过载特性优于刚性机翼。

若同时考虑机翼的弯曲时候，假设此时的机翼有Γ角度的上反角，错误！未找到引用源。的存在会使得上反角发生变化：

（2-13）所以有在有弯曲的柔性翼突风过载为：

错误！未找到引用源。（2-14）既弯曲进一步降低了突风过载。

机翼的纵向静稳定裕度为：

（2-15）因此有在任何情况下的柔性机翼与刚性机翼的纵向静稳定裕度是相同的。

3.2柔性翼微型飞行器受侧突风时稳定性

假设在侧风来临前，柔性翼微型飞行器处在巡航平衡状态，飞行器是稳定的，不存在侧滑角。设飞行器机翼的上反角为错误！未找到引用源。，飞行器的翼展为L。这时，突风从侧面吹来时，形成β的侧滑角，此时来流相对飞行器的速度为ν，横向剖面图（见下图）中有垂直于对称面的分速度ν错误！未找到引用源。，进而得出垂直于机翼弦面的速度分量ν错误！未找到引用源。。

图3-2 侧面突风下的柔性机翼的受力以及变形图

此时，由图可知ν错误！未找到引用源。所产生的机翼的附加迎角为：

（2-16）当角度很小时，可以近似采用错误！未找到引用源。。因此，对于没有形变的刚性机翼而言，左右机翼在侧风中会产生绕飞行器对称面的滚转力矩，这种由上反角引起的滚转力矩的合力矩可以表示为：

（2-17）已有横向静稳定性指标函数为：

（2-18）柔性翼微型飞行器，在这种突风侧滑状态下由于机翼产生了附加的升力错误！未找到引用源。，从而改变了初始稳定状态下的上反角Γ，假设柔性材料变形与受力成正比关系，有：

（2-19）

（2-20）因此可以知道柔性翼飞行器在突风条件下的滚转合力矩为

（2-21）对于刚性翼飞行器，在突风下变形很小，可以忽略，因此有错误！未找到引用源。，既有错误！未找到引用源。。对于柔性机翼而言，有错误！未找到引用源。，既有柔性翼微型飞行器的横向静稳定性比刚性机翼要大。

若考虑机翼同时出现纵向扭转与横向的弯曲，综合上述1.2.1可以知道升力的变化为：

（2-22）忽略上述公式中的二阶小量以后可以近似的认为错误！未找到引用源。，进而可以得出具有纵向扭转的柔性机翼的横向静稳定函数：

（2-23）分析上述公式可以知道，当纵向有扭转变形时，由于括号内的数据始终小于1，所以机翼的横向静稳定性会变差。但是，可以看出来错误！未找到引用源。是变得更加小了，和纵向分析能得出相同的结论，即若以升力（高度）的大小来衡量飞行器偏离原来飞行轨迹的标准，采用柔性翼作为我们微型飞行器的机翼是能够增加了飞行器的横向静稳定性的。

3.3 柔性翼微型飞行器受正面突风时稳定性

微型飞行器在正常飞行时各向受力平衡，此时有迎面而来的突风，风速大小为错误！未找到引用源。，由前面的式子可以知道升力为错误！未找到引用源。是增加了，假设增加的气动升力作用在气动焦点上使得柔性翼机翼产生绕弹性中心的变形λ，机翼的迎角发生了变化为错误！未找到引用源。，从而减小了迎面突风错误！未找到引用源。对飞行器升力的影响。

图3-3 正面来流下的刚性翼和柔性翼受力及变形

此时有微型飞行器升力的表达公式：

柔性机翼：错误！未找到引用源。（2-24）

刚性机翼：错误！未找到引用源。（2-25）由上述的公式可以得出明显的结论，在正面有突风吹来的时候，柔性机翼的升力相比较刚性机翼而言，增加量要小于刚性机翼。因此在轨迹的变化上要小于刚性机翼，飞行器的姿态变化也小于刚性机翼。

若在正面突风来临时柔性翼同时产生横向的变形，即上反角Γ发生了变化，此时升力作用的方向发生了变化，如图所示，合力的方向没有变化，但是合力的大小发生了变化。很明显合升力错误！未找到引用源。要小于刚性机翼合升力错误！未找到引用源。，则横向的柔性变形是进一步减小升力的增加。即直接影响是减小飞行器飞行高度和飞行轨迹的变化，增加飞行器维持本来飞行状态的能力，即增加了飞行器的安定性。

3.4柔性翼微型飞行器抗风能力综合

通过上述对柔性机翼在下突风、侧突风、正突风三种特殊来流状态下对比刚性机翼的各项变形的分析可以知道，以减小飞行器飞行轨道的改变量为稳定性的衡量时，在其他条件相同时有如下结论性图表：

表3-2 综合柔性翼和刚性机翼的突风特性

通过上述的分析还可以知道，柔性翼在速度增加时升力的增加量小于同条件下的刚性机翼，即在升力的增加速度上小于刚性机翼。对于突然地来风，这个条件使得柔性翼对突风的应对反应速度提高了，提高了柔性机翼的适应性。但相同条件下，为了增加飞行器的飞行高度时，同等条件下柔性翼需要增加飞行器的升力大，而柔性翼的这种性能会影响它升力的增加量，所以对柔性机翼来说，飞行器的操作机动性变差，但是抗突风干扰的能力变好。另外由于柔性机翼的自适应的变形，减小了机翼的迎角，进而减小了飞行器机翼上表面的流速和压力，延迟了机翼上表面的气流分离，也就使得飞行器更加稳定。

考虑到我们研究的飞行器是坐地起降式微型飞行器，对于作战时要求而言，飞行器的高度是在起飞时做好调整，飞行过程中的调整是次要的，所以高度的调整是在起飞时已经能很好得到解决。因此，作为能很好的适应作战时突风影响的柔性机翼，对本机的贡献要明显大于带来的缺点，据此采用柔性机翼来作为我们飞行器的机翼是一个很好的选择。考虑到操作性的要求，因为纵向的形变太大会使得飞行器巡航时的操作性变差，所以要求弯曲变形的能力大于扭转变形能力稍强。

第四章柔性翼微型飞行器的结构选型

4.1柔性翼微型飞行器的种类

由前面篇幅的分析可以得出结论，不同形式的布局会给柔性机翼的受力和变形带来不同的影响，所以对柔性机翼的结构布局的研究显得尤为重要。下面就从已有的柔性翼飞行布局出发，来确定适合于本飞行器的结构布局形式，即满足弯曲的前提下不损失太大的操作性。

国际上对柔性翼的研究一直都在进行，下面是国际上各种著名的柔性翼飞行器以及相关的简单介绍：

Florida大学的柔性飞行器以及实验的位移图：

图4-1 柔性翼微型飞行器图

图4-2 柔性翼微型飞行器形变图

还有下面是已经成功试飞的柔性翼微型飞行器：

图4-3 柔性翼微型飞行器的各视图

目前可能满足结构上要求的柔性翼翼型大致可以分为以下这些形式：

图4-4 柔性翼微型飞行器机翼布局形式