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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

可用于火星飞行的小型直升机转子悬停性能

Robin Shrestha

University of Maryland, College Park, Maryland 20742

Moble Benedict

Texas A&M University, College Station, Texas 77843

以及

VikramHrishikeshavan和Inderjit Chopra§

University of Maryland, College Park, Maryland 20742

DOI：10.2514/1.C033621

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，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> 0.4），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0.34的情况下，基线转子获得的最大品质因数小于0.4。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，将同一转子的品质因数提高到0.6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，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（MABV AP）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]。MABV AP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3.8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6.25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0.62和0.71之间，雷诺数在100,000和200,000之间）运行。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（MA V）尺度转子（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?0.03）下在地球的大气密度（ρ= 1.225kg / m3）下进行了测试，低雷诺数是由于转子的缩小而导致的。MA V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MA V规模转子（Re≈60; 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MA V标尺转子上进行的雷诺兹

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，MA Vscale雷诺数（Re?30; 000）运行的转子可以实现0.67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≤0.3-0.45）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0.38 N （0.76 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MA V的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（ρ= 0.0167 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1.1 kg（2.5 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（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0.91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ρ= 0.0167 kg / m3。

III.转子模型及实验条件

基线转子（图2）是由直径为18英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6.35％，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 ?0.03）[12]优化了最大空气动力学效率（品质因数-0.65）。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≤0.3 - 0.45）。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0.31至0.42（使用保守的火星速度估计，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（0.0167kg / m3）下测量基准转子（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）： +FM =理想诱导功率实际诱导功率形阻功率

实际诱导功率可以写为（κ×理想诱导功率），其中κ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κ。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MA V 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。

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：

P FM =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Re?50; 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 /σ）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 /σ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θ0 = 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（W·h）= 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7.94W·h。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MA V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≤0.33）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 /σ）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/m3）到Re=25500（密度=0.018 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（MA V）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MA V规模雷诺数的典型值。值得注意的是品质因数随雷诺数的增长率是非常非线性的（雷诺数较低时的速率要高得多）。还观察到，对应于最高品质因数的桨距角随着雷诺数的增加而减小。未来的研究将涉及在火星空气密度下，评估不同的转子设计参数，包括叶片翼型，平面形状，扭转和转子实度。目标是系统地提高空气动力性能，以提高效率和耐力。这些实验还将在雷诺数和马赫数范围内进行，这将有助于开发不同尺度的转子，甚至在其他行星环境中操作。