哈工大畢業(yè)設(shè)計外文翻譯模板

1、本科畢業(yè)設(shè)計（論文）外文文獻(xiàn)翻譯文獻(xiàn)題目Hover Performance of a Small-Scale Helicopter for Flying on Mars專 業(yè) 飛行器制造工程 班 號 1308302 學(xué) 號 1130830211 學(xué) 生 陳水添 指導(dǎo)教師評語：指導(dǎo)教師簽名：年 月 日可用于火星飛行的小型直升機轉(zhuǎn)子懸停性能Robin ShresthaUniversity of Maryland, College Park, Maryland 20742Moble BenedictTexas A&M University, College Station, Texas 77

2、843以及Vikram Hrishikeshavan 和 Inderjit Chopra§University of Maryland, College Park, Maryland 20742DOI：10.2514/1.C033621摘要：本研究是為了回應(yīng)對于評估用于火星探測的小型自動化直升機（總質(zhì)量小于1 kg）飛行可行性與日俱增的興趣。自主旋翼航空器可以理想地適用于這樣的應(yīng)用，因為它具有獨特的優(yōu)點，其中包括在與傳統(tǒng)的地面漫游器相比時在惡劣的地形上垂直起飛/著陸的能力以及更大的速度，范圍和視野?；鹦巧系拇髿鈼l件呈現(xiàn)出獨特的設(shè)計挑戰(zhàn)。盡管火星的重力只有38左右地球的重力，火星的平均

3、大氣密度是地球大氣密度的七十分之一。因此，轉(zhuǎn)子將以非常低的雷諾數(shù)運行，對于小型直升機而言，甚至低于5000。然而，由于需要更高的尖端速度（由于密度較低），馬赫數(shù)將顯著更高（M> 0.4），并且由于火星上的聲速僅為地球聲速的大約72。槳葉上的低雷諾數(shù)，高馬赫數(shù)流動條件對轉(zhuǎn)子設(shè)計施加了嚴(yán)格的限制。本研究提出的解決方案涉及擴大轉(zhuǎn)子尺寸以在可接受的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)條件下產(chǎn)生所需的推力。實驗在一個真空室中評估了200 g火星同軸直升機的全尺寸轉(zhuǎn)子的懸停性能，真空室完全模擬了火星空氣密度。在雷諾數(shù)為3300，馬赫數(shù)為0.34的情況下，基線轉(zhuǎn)子獲得的最大品質(zhì)因數(shù)小于0.4。通過改變空氣密度以恒定的馬赫數(shù)

4、增加雷諾數(shù)，雷諾數(shù)為35,000，將同一轉(zhuǎn)子的品質(zhì)因數(shù)提高到0.6以上。隨著雷諾數(shù)降低到極低值（Re <5000），最大品質(zhì)因數(shù)的槳葉總距角甚至增加到30度。 這項研究的一個重要結(jié)論是小型火星無人機在火星持飛行（12 13 min）是可行的。I. 引言這里存在一個用于評價用于火星探測的小型旋翼機可行性的巨大興趣。本研究與NASA的在火星2020任務(wù)中操作一架小型旋翼無人機從火星漫游者起飛的目標(biāo)一致。小型的火星旋翼機被設(shè)想作為傳統(tǒng)表面漫游車的探路者。一架飛行平臺的優(yōu)勢在于：更高的速度、更廣的范圍以及相比于傳統(tǒng)的漫游車更大的視野范圍?；鹦潜砻娉尸F(xiàn)出獨一無二的挑戰(zhàn)，因為它表面的多樣性和崎嶇不平

5、，這將限制傳統(tǒng)的漫游車到達(dá)許多值得高度關(guān)注興趣點的機動性。例如，讓輪式漫游車去探索小火星溝中源頭和沿著火星峽谷懸崖面分布的土壤似乎是不可能的。然而探索這些特征對于了解它們形成和水在火星過去和現(xiàn)在扮演的角色至關(guān)重要1。一個飛行器將會拓寬我們的探索能力。一架星際飛行器將會移除穿過危險的巨石散落地區(qū)或擊中不可能繞過障礙物的挑戰(zhàn)。一架理想的火星飛行器將是擁有從著陸區(qū)垂直起飛，穿過并且在具有高科研興趣崎嶇上方懸停，收集科學(xué)數(shù)據(jù)的能力。為了這個任務(wù)，在過去，不同的飛行平臺已經(jīng)被提出來。自1960年起，火星探測就被通過三種方式進(jìn)行：略過，環(huán)繞以及著陸/漫游。然而，在過去的二十年里，已經(jīng)有很多的研究聚焦于探索

6、新概念飛行器的可行性，這些飛行器將通過高分辨率成像、下放探針或傳感器、采集微小樣品、作為探路者以及進(jìn)行高危險性任務(wù)等方式來提升火星表面探索的能力。這些研究關(guān)注點在于三種不同的概念：比空氣輕的飛行器、固定翼飛行器以及旋翼機。這些飛行器的采用將取決于任務(wù)的類型以及財務(wù)預(yù)算。例如，這里已經(jīng)有很多通過實驗和分析研究來設(shè)計/構(gòu)建用于火星環(huán)境的比空氣輕的概念機（熱氣球/飛艇）。這里最大的挑戰(zhàn)在于滿足對于在火星大氣環(huán)境中輕型熱氣球的平衡要求以及承受在展開和膨脹過程中的瞬態(tài)負(fù)載。俄羅斯/法國的“火星空氣飛行器”項目（1987 - 1995年）首先采取的主要措施之一，其目標(biāo)是將氣球系統(tǒng)（Aerostat）發(fā)射火

7、星大氣中，并在火星表面上飛行10天，進(jìn)行原位科學(xué)探索3。擬議的空氣飛行器將在距離地面4公里的高度漂浮5500立方米圓柱形超壓外殼。 但是，這個項目是在取得重大特破之前便在1995年被取消了。噴氣推進(jìn)實驗室的火星氣球驗證計劃（MABVAP）的另一項重大工作，該工作是1997年8月發(fā)起，旨在開發(fā)和驗證火星任務(wù)所需的關(guān)鍵技術(shù)4。MABVAP的三個主要組成部分是驗證空中展開和膨脹，超壓熱氣球設(shè)計和開發(fā)新的仿真工具。作為該計劃的一部分，從1997年到2002年，制造和測試了一些超壓氣球。其次是聯(lián)合噴氣推進(jìn)實驗室（JPL），Wallops飛行設(shè)施和近空間公司進(jìn)行研究成為稱為“超級-M”的工作。2006年，

8、SUPER-M隊對火星全尺寸原型氣球進(jìn)行了成功的空中展開和膨脹測試5。 這些測試發(fā)生在31公里高度的地球平流層，在那里低氣壓密度與火星表面附近的大氣密度相當(dāng)，主要技術(shù)重點是進(jìn)行空中產(chǎn)開和膨脹過程。在20世紀(jì)70年代后期，隨著JPL的資助和指導(dǎo)，發(fā)展科學(xué)公司（DSI）進(jìn)行了可能是對火星固定翼飛機可行性的最全面的早期調(diào)查6。設(shè)計的最終飛機（名為“Astroplane”）的翼展為21米，機翼面積為20平方米，標(biāo)稱質(zhì)量為300公斤。采用一個復(fù)雜的折疊方案，其中包括六個翼折，三個機身折疊和折疊螺旋槳，以將Astroplane裝配到3.8米的類Viking殼中。自從DSI研究以來，已經(jīng)有幾個美國航空航天局

9、，工業(yè)和大學(xué)對火星飛行任務(wù)的研究。 眾所周知的工作是NASA蘭利研究中心的ARES（火星地區(qū)范圍的火星環(huán)境調(diào)查）項目，目標(biāo)是使用專門設(shè)計的固定翼飛機來探索火星南部高地7。最終飛機設(shè)計的翼展6.25米，估計總重150公斤，范圍500公里，耐力1小時。 飛機的大尺寸（翼區(qū)面積7平方米）允許它以可操控的空氣動力學(xué)狀態(tài)中（馬赫數(shù)在0.62和0.71之間，雷諾數(shù)在100,000和200,000之間）運行。該飛機的推進(jìn)系統(tǒng)由雙組元推進(jìn)劑，脈沖控制火箭推進(jìn)系統(tǒng)與單甲基肼燃料和氮氧化物混合氧化物組成。 這架飛行器的半尺度模型是在2002年建成的，并在103,500英尺的高度進(jìn)行了成功的自主高空展開和抽出過程，

10、許多其他固定翼飛機任務(wù)和概念設(shè)計由各個機構(gòu)提出6 -9，其中飛行器尺寸范圍從2到12米，翼展，總重量從20到200公斤，耐力15分鐘至3小時，范圍從130到1800公里，巡航速度從110到160米/秒不等。盡管比空氣輕概念在功耗方面是效率最高的，但由于對任何重要的有效載荷及其對風(fēng)的敏感性都需要較大的氣囊尺寸，因此它們并不實用。他們也缺乏探索有針對性的科學(xué)興趣領(lǐng)域的控制權(quán)。固定翼飛機相對有效；然而，他們以非常高的速度（大于100米/秒）飛行的必要性對其任務(wù)能力施加了很多限制，并使它們在第一次飛行之后不可重新覆蓋研究區(qū)域。另一方面，旋翼航空器即使是三個系統(tǒng)中功耗最大的一種，但是它具有極高的靈活性，

11、具有懸停/低速飛行能力，非常適用于許多任務(wù)。旋翼航空器具有獨特的優(yōu)勢，能夠從崎嶇的地形起飛和降落，以及懸停和低速飛行，以調(diào)查不利地形（比軌道飛行器更接近）。 它還可以將傳感器從漫游車精確地傳送到任何位置，并將樣本從遠(yuǎn)程站點返回到主漫游車。 使用旋翼飛機作為火星行星探測的空中平臺有很多潛在的好處。然而，火星上的條件提出了非常獨特的設(shè)計挑戰(zhàn)。 火星的重力大約只有地球重力的三分之一，但是火星的大氣密度是地球的七十分之一。 火星上的聲速也只有地球上的72。 火星上的超低空氣密度要求轉(zhuǎn)子以非常高的旋轉(zhuǎn)速度運行，以產(chǎn)生所需的推力。 結(jié)果，葉片將經(jīng)歷獨特的低雷諾數(shù)（Re）/高馬赫數(shù)流動條件，這種情況通常不會

12、在任何其他常規(guī)飛行器上發(fā)生。低雷諾數(shù)，高馬赫數(shù)流量沒有實驗數(shù)據(jù)；因此，空氣動力學(xué)預(yù)測可能不準(zhǔn)確。因此，為這些流動狀況生成的轉(zhuǎn)子性能數(shù)據(jù)庫至關(guān)重要。目前的研究集中在一個小型旋翼機（質(zhì)量200克），這可以用來從漫游車上進(jìn)行巡視任務(wù)。已經(jīng)有一些實驗研究系統(tǒng)地研究了微型飛行器（MAV）尺度轉(zhuǎn)子（直徑在6英寸內(nèi)）的低雷諾數(shù)（Re = 30; 000至60,000）10-13的空氣動力學(xué)。然而，這些轉(zhuǎn)子在非常低的馬赫數(shù)（M0.03）下在地球的大氣密度（= 1.225kg / m3）下進(jìn)行了測試，低雷諾數(shù)是由于轉(zhuǎn)子的縮小而導(dǎo)致的。 MAV轉(zhuǎn)子研究的結(jié)果支持使用弧形（弧度為6至9），圓弧平板翼型，鋒利的前緣雷

13、諾數(shù)小于60,000的槳葉。Bohorquez在MAV規(guī)模轉(zhuǎn)子（Re60; 000）上進(jìn)行的實驗表明，具有鋒利前緣的細(xì)圓弧形鋸片（6-9）槳葉的轉(zhuǎn)子具有優(yōu)異的性能13,14。使用由Lakshminarayan和Baeder在懸停MAV標(biāo)尺轉(zhuǎn)子上進(jìn)行的雷諾茲Navier-Stokes求解器的計算研究表明，具有鈍前緣的葉片的性能差的原因是由于層流引起的前部壓力阻力較大分離氣泡15。 Benedict等人的進(jìn)一步實驗測試和系統(tǒng)優(yōu)化了不同的葉片參數(shù)，包括葉片翼型，葉片弦，葉片扭轉(zhuǎn)和平面錐度16。這項研究表明，MAVscale雷諾數(shù)（Re30; 000）運行的轉(zhuǎn)子可以實現(xiàn)0.67的品質(zhì)因數(shù)，這比在雷諾數(shù)

14、方面運行的其他轉(zhuǎn)子有相當(dāng)大的改進(jìn)。然而，現(xiàn)在的200克火星直升機將會運行的雷諾數(shù)范圍（Re <5000）和馬赫數(shù)（M0.3-0.45）的數(shù)量級更高的雷諾數(shù)范圍可以實現(xiàn)可比性能的問題，仍然存在。本文重點介紹了基礎(chǔ)實驗，這些實驗旨在支持美國航空航天局JPL主動調(diào)查火星上微型旋翼機（質(zhì)量小于1公斤）的可行性。本研究與NASA的目標(biāo)一致，將微型旋翼機發(fā)射到火星，為2020年任務(wù)，作為漫游車的探路者。本研究的具體目標(biāo)是調(diào)查這樣的微型旋翼機是否能夠在火星上懸停，如果是這樣，我們是否可以期望實際的耐力執(zhí)行有用的任務(wù)。所提出的飛行器是共軸旋翼機，總重量為200g。在懸停時，每個轉(zhuǎn)子需要在火星上產(chǎn)生0.3

15、8 N（0.76 N總）的推力。為了以可控的轉(zhuǎn)速（或低馬赫數(shù)）和相當(dāng)高的雷諾數(shù)來實現(xiàn)該推力，轉(zhuǎn)子將必須放大。對于目前的設(shè)計，每個轉(zhuǎn)子的直徑可以達(dá)到18英寸，可能是相同質(zhì)量的地面MAV的2-3倍。因此，本研究的主要目標(biāo)是在定制的真空室中，在模擬火星大氣密度（= 0.0167 kg / m3）下，實驗研究基準(zhǔn)全尺度轉(zhuǎn)子（18 in直徑）的懸停性能。此外，通過保持轉(zhuǎn)速恒定（恒定馬赫數(shù)）并改變空氣密度，對于相同的轉(zhuǎn)子進(jìn)行相同的轉(zhuǎn)子的實驗，以獲得在寬范圍的雷諾數(shù)（Re 3300至35,000）下相同轉(zhuǎn)子的性能。這是一個1公斤級的小型直升機在薄弱的火星氣氛中所能達(dá)到的雷諾數(shù)范圍。從這項研究中獲得的見解將為

16、火星氣氛中的小型直升機轉(zhuǎn)子的性能提供基礎(chǔ)認(rèn)知，這在現(xiàn)階段是不可用的。 它還將提供驗證數(shù)據(jù)以驗證未來的計算研究。 另外，根據(jù)目前的實驗結(jié)果，測試了這種具有超過10分鐘耐力的旋翼航空器對于火星探測的可行性。II. 實驗設(shè)置研究的第一步是研制一個懸停實驗臺來測量懸停狀態(tài)下轉(zhuǎn)子的空氣動力學(xué)性能。圖1(a)示出了懸停測試臺上的測試轉(zhuǎn)子的俯視圖，并且用于測量每分鐘的推力，功率和轉(zhuǎn)數(shù)的傳感器的特寫視圖如圖1(b)所示。為了精確測量推力，驅(qū)動電機和直接連接轉(zhuǎn)子的行星齒輪箱安裝在轉(zhuǎn)子懸停測試臺上。懸架由推力和扭矩傳感器組成。稱重傳感器的限制高達(dá)1.1 kg（2.5 lb）。稱重傳感器的校準(zhǔn)集中在我們預(yù)期在火星密

17、度（0至100 g）下看到的窄范圍內(nèi)。在1 g精度內(nèi)測量推力數(shù)據(jù)。用于驅(qū)動轉(zhuǎn)子的電動機是具有4:1行星齒輪箱的直流無刷電動機（Hacker B40）。使用由安裝的霍爾傳感器產(chǎn)生的1 /轉(zhuǎn)信號測量轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速。在設(shè)置上仔細(xì)校準(zhǔn)推力和扭矩稱重傳感器，以最大限度地減少誤差。根據(jù)扭矩和轉(zhuǎn)速測量（功率=轉(zhuǎn)速×轉(zhuǎn)矩）確定機械功. 對每種配置進(jìn)行15次測量，并將其平均以使測量誤差最小化。為了模擬火星上的稀薄氣氛，將整個懸停支架安裝在直徑和高度為3英尺（約0.91米）的大真空室內(nèi)。 真空室允許通過改變空氣壓力來調(diào)節(jié)雷諾數(shù)。 另外的傳感器安裝在真空室內(nèi)以測量溫度和壓力，以計算室內(nèi)的空氣密度。 在實驗裝置

18、中模擬火星空氣密度，約為= 0.0167 kg / m³。III. 轉(zhuǎn)子模型及實驗條件基線轉(zhuǎn)子（圖2）是由直徑為18英寸的兩葉片單轉(zhuǎn)子構(gòu)造?；€葉片是未扭轉(zhuǎn)的，具有2英寸的弦的矩形平面。所用的翼型是彎曲的平板翼型為6.35，厚度和弦（t / c）比為1，前緣鋒利。此基線機翼以前已針對雷諾數(shù)約50,000和極低馬赫數(shù)（M0.03）12優(yōu)化了最大空氣動力學(xué)效率（品質(zhì)因數(shù)-0.65）。然而，這并不意味著它將是一個200克火星直升機轉(zhuǎn)子的最佳翼型，其操作尖端雷諾數(shù)至少要低一個數(shù)量級（Re <5000），而馬赫數(shù)顯著更高（M0.3 - 0.45）。轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速從3000轉(zhuǎn)4000轉(zhuǎn)。在火星

19、空氣密度下，該旋轉(zhuǎn)速度范圍對應(yīng)于雷諾數(shù)范圍3100至4100（使用75跨度和尖端速度的和弦）和馬赫數(shù)范圍為0.31至0.42（使用保守的火星速度估計，230米/秒）。請注意，在Martain空氣密度測試之前，轉(zhuǎn)子在真空室外的環(huán)境密度下，在真空室的環(huán)境密度下進(jìn)行測試，并且蓋子關(guān)閉。這些測試的目的是確定真空室的氣流循環(huán)對于轉(zhuǎn)子測試的影響的大小。觀察到有一些循環(huán)效應(yīng)，但效果是微不足道的。 在每個轉(zhuǎn)速下，在18至40度范圍內(nèi)的總距角的范圍內(nèi)測試葉片。 測試的總距角高于全尺寸旋翼機的典型操作總距角，因為在研究中觀察到，在這些低雷諾數(shù)下，在更高的總距角獲得更高的品質(zhì)因數(shù)。IV. 實驗結(jié)果及討論使用上一節(jié)中

20、描述的實驗裝置進(jìn)行系統(tǒng)實驗研究。 進(jìn)行了兩組研究：1）在準(zhǔn)確的火星空氣密度（0.0167kg / m3）下測量基準(zhǔn)轉(zhuǎn)子（200g共軸式無人機的全尺寸轉(zhuǎn)子）的性能（推力和功率）。2）通過以恒定的轉(zhuǎn)速（恒定馬赫數(shù)）改變排=真空室中的空氣密度，在寬范圍的雷諾數(shù)下測量基線轉(zhuǎn)子的性能。 以不同的總距角和一定范圍的轉(zhuǎn)速（3000至4000rpm）測試轉(zhuǎn)子。 品質(zhì)因數(shù)是測量轉(zhuǎn)子懸停性能的良好效率指標(biāo)。這是所需的理想功率與所需實際功率所需的理想功率之比（實際感應(yīng)功率曲線功率）： 實際誘導(dǎo)功率可以寫為（×理想誘導(dǎo)功率），其中是誘導(dǎo)功率因數(shù)。這是一個經(jīng)驗常數(shù)，其考慮了誘導(dǎo)的空氣動力學(xué)損失和非理想效應(yīng)。實

21、際的誘導(dǎo)功率高于理想誘導(dǎo)功率，因為非理想效應(yīng)，如不均勻的流入，粘性損失，引起的尖端損耗等。形阻功率是克服轉(zhuǎn)子空氣動力學(xué)牽引力來旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子所需的功率。從葉素理論，品質(zhì)因數(shù)也可以用槳葉截面空氣動力學(xué)效率來表示(Cl3 / 2 / Cd)，其中Cl是升力系數(shù)，Cd是阻力系數(shù)，并且誘導(dǎo)功率因數(shù)。當(dāng)升阻比最大化并且誘導(dǎo)損失最小化時，獲得最大品質(zhì)因數(shù)。由于火星旋翼機以極低雷諾數(shù)（Re <5000）運行，即使與典型的MAV轉(zhuǎn)子（運行Re> 30; 000）相比，升阻比也將顯著降低。因此，本研究的目標(biāo)是首先評估基線轉(zhuǎn)子在極低雷諾數(shù)范圍內(nèi)的性能。根據(jù)測量的推力和機械功率（扭矩×轉(zhuǎn)速），使用以

22、下公式計算品質(zhì)因數(shù)：其中CT和CP分別是推力和功率系數(shù)。 方程式的分子代表懸停所需的理想功率，而分母代表懸停所需的實際功率。即使品質(zhì)因數(shù)是旋翼空氣動力學(xué)效率的一個很好的衡量標(biāo)準(zhǔn)，整體懸停性能由功率負(fù)載（每單位功率的推力）決定。 在以下部分中，將根據(jù)品質(zhì)因數(shù)和功率負(fù)載來討論各種轉(zhuǎn)子和測試參數(shù)的影響。V. 實驗結(jié)果在真空室進(jìn)行懸停測試，以了解基線轉(zhuǎn)子在火星空氣密度下的性能。因為提高葉片截面空氣動力學(xué)效率需要在最佳迎角下進(jìn)行操作，因此進(jìn)行了綜合的實驗參數(shù)研究，以研究葉片總距角對轉(zhuǎn)子性能的影響。 在本研究中，在18至40度的總距角范圍以及一定范圍的轉(zhuǎn)速之間測試基線轉(zhuǎn)子。 使用非常系統(tǒng)的方法來執(zhí)行這些實

23、驗。 每個旋轉(zhuǎn)速度以不同的組合總距角多次測試（超過15次試驗）。 然后逐漸平均數(shù)據(jù)樣本以減少隨機誤差。 計算的統(tǒng)計誤差在推力中小于0.01 N，功率測量值為0.5 W。A.火星空氣密度的基線轉(zhuǎn)子性能：葉片集體俯仰角的影響圖3顯示了增加總槳距角對產(chǎn)生的推力和所需功率的影響。 關(guān)注圖3a，可以看出，增加總體俯仰角確實增加了產(chǎn)生的推力。 然而， 如圖3b所示，顯而易見的是增加總體俯仰角也增加了所需的機械功率。 值得注意的是，圖中的水平線 3a 同軸旋翼機需要的升力T= 0.38 N。30度以上的所有俯仰角能夠在4000 rpm內(nèi)達(dá)到所需的升力。圖4清楚地顯示了升力系數(shù)CT和功率系數(shù)Cp的無量綱單位的

24、這一趨勢。如圖5所示，圖5是CT / Cp隨俯仰角的變化。正如預(yù)期的那樣，這個轉(zhuǎn)子有一個最佳的總距角。 圖6在4000rpm的恒定旋轉(zhuǎn)速度下的品質(zhì)因數(shù)與槳距角的變化呈現(xiàn)也相同的數(shù)據(jù)。值得注意的是，對于這種情況下的雷諾數(shù)和馬赫數(shù)，基線轉(zhuǎn)子幾何形狀尚未得到優(yōu)化。 正如所預(yù)測的那樣，在雷諾數(shù)更高的情況下，這個轉(zhuǎn)子的品質(zhì)因數(shù)明顯降低（這個轉(zhuǎn)子設(shè)計在Re50; 000時已經(jīng)達(dá)到了FM = 0.65）。這樣一個可能的原因是，在這些極低雷諾數(shù)（Re <5000）的情況下，層流邊界層將變得更厚，因此更易于流動分離，粘性損失明顯更高。這些可能導(dǎo)致較低的升力系數(shù)和更高的形阻功率，以及顯著更高的誘導(dǎo)損失。圖6

25、a顯示，在大約30-32度的共同槳距角處，火星密度（Re3300）的最大品質(zhì)因數(shù)約為0.34。具有葉片負(fù)載系數(shù)（CT /）的品質(zhì)因數(shù)變化如圖1 6b所示。轉(zhuǎn)子以4000rpm的恒定轉(zhuǎn)速（槳尖雷諾數(shù)=4100）進(jìn)行測試，CT /通過改變?nèi)~片總距角來改變。矩形基線轉(zhuǎn)子的總體懸停性能以功率負(fù)載與升力的關(guān)系為基礎(chǔ)。在該圖中，每個曲線表示以不同槳距角測試的轉(zhuǎn)子，其中升力的增加是通過轉(zhuǎn)速的增加實現(xiàn)的。垂直的虛線是0.38 N推力的火星旋翼機升力需求。該圖清楚地表明，該轉(zhuǎn)子可達(dá)到該目標(biāo)推力?；趧恿坷碚?，只要槳盤載荷（推力/槳盤面積）相同，功率負(fù)載與品質(zhì)因數(shù)成比例。因此，通過比較功率載荷（PL）來比較不同槳

26、距角的矩形轉(zhuǎn)子的性能是公平的。在測試的不同槳距角中，目標(biāo)推力的最佳功率載荷是以30度的總距角實現(xiàn)的，這與FM與槳距角數(shù)據(jù)一致（圖6a）。VI. 火星環(huán)境中的續(xù)航力圖8顯示了30度總距角（近似最佳總距角）的測試結(jié)果。實驗結(jié)果可用于計算火星上200克同軸旋翼機的續(xù)航。在上一節(jié)中，已經(jīng)表明，在0 = 30度，轉(zhuǎn)速約為3730 rpm的情況下，設(shè)計需要的0.38 N升力是可以實現(xiàn)的。機械功率負(fù)載在T= 0.38 N時，PL = 0.0429 N / W。對于每個轉(zhuǎn)子，所需的實際功率將為8.86W，這意味著總功率為17.5W。假設(shè)電動機效率為50，意味著電力輸入功率需要為35.43W。電池的能量與質(zhì)量之

27、間存在線性關(guān)系，該關(guān)系可以用式（3）表示：電池能量（W·h）= 0.1589 × 電池質(zhì)量利用這種關(guān)系，假定電池質(zhì)量為50g（空重的33），電池能量為7.94W·h。根據(jù)以前獲得的電力（35.43W），這將為火星提供13.45分鐘的續(xù)航，實際上這種續(xù)航力是可接受的。值得注意的是，這些結(jié)果是基于單個旋翼的性能。 續(xù)航力計算的固有假設(shè)是同軸系統(tǒng)的兩個轉(zhuǎn)子之間沒有空氣動力學(xué)干擾。 然而，未來的研究將需要包括在真空室中測試同軸轉(zhuǎn)子系統(tǒng)。VII. 雷諾數(shù)變化效應(yīng)在這些低雷諾數(shù)下，轉(zhuǎn)子的空氣動力學(xué)特性被認(rèn)為受雷諾數(shù)的影響很大。進(jìn)行這些測試的關(guān)鍵是在低雷諾數(shù)方面基本了解當(dāng)前轉(zhuǎn)子

28、的性能，其馬赫數(shù)比地面MAV刻度上經(jīng)歷的馬赫數(shù)多一個數(shù)量級。在設(shè)計放大的飛行器，諸如1 kg級別的火星旋翼機，或在這種情況下驗證未來的計算預(yù)測時，這樣一套全面的數(shù)據(jù)也可能變得有用。因此，為了了解雷諾數(shù)對相對較高馬赫數(shù)的轉(zhuǎn)子懸停性能的影響，基線轉(zhuǎn)子的升力和功率通過保持轉(zhuǎn)速恒定（3200rpm，M0.33）而改變真空室內(nèi)部的空氣密度來測量。在這些實驗組中，葉片負(fù)載系數(shù)（CT /）再次通過總距角的變化而變化。轉(zhuǎn)子在一系列總距角，雷諾數(shù)從Re=3300（對應(yīng)火星空氣密度，0.0167 kg/m³）到 Re=25500（密度=0.018 kg/m³）。由于升力和功率與空氣密度成正比，槳葉能夠通過在更高的密度獲取更多的功率來獲得更大的升力。當(dāng)雷諾數(shù)增加時，上述的流動分離，形阻功率增加和與較低雷諾數(shù)相關(guān)的誘導(dǎo)損失的影響減小。因此，總體效果是隨著雷諾數(shù)的增加，所有槳葉負(fù)載系數(shù)的品質(zhì)因數(shù)都會增加。這正是我們在圖10中所看到的，該圖顯示了雷諾數(shù)變化測試的