微型扑翼飞行器机翼气动特性研究

微型扑翼飞行器机翼气动特性研究⒇

杨淑利,宋文萍,宋笔锋,邵立民

(西北工业大学航空学院翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室,陕西西安　710072)

摘　要:依据微型扑翼飞行器产生升力和推力的机理,设计了一套能够快速、有效求得扑翼飞行器机翼气动特性的计算方法。计算程序通过Visual Basic和Fo rtra n语言混合编程来实现,核心部分是利用改进的片条理论方法估算扑翼机翼的气动性能。计算结果与在西北工业大学微型飞行器专用风洞中所进行的吹风试验结果吻合良好,证明了该方法的正确性和有效性。在此基础上,研究了不同机翼平面形状、不同展弦比、不同上下扑时间比对微型扑翼飞行器机翼气动性能的影响,这些参数对微型飞行器的设计有一定的指导和参考意义。

关　键　词:微型扑翼飞行器,片条理论,机翼,风洞试验

中图分类号:V211.3 文献标识码:A 文章编号:1000-2758(2006)06-0768-06

于20世纪90年代提出的微型扑翼飞行器通过机翼扑动不仅可以产生升力,还可以产生维持扑翼飞行的推力,取代了用螺旋桨或喷气式发动机作为推进器,因此气动效率较固定翼飞行器高出很多[1]。

在研制微型扑翼飞行器时,为了能快速、有效地估算机翼气动特性,本文发展了一套基于改进的片条理论[2]的扑翼气动力计算方法,计算程序是通过Visual Basic和Fo rtra n语言混合编程实现的。计算方法在应用片条理论的基础上,还综合考虑了结构弹性、涡尾迹、失速、翼剖面平均迎角和摩擦阻力等因素的影响。

采用本文方法能够求解扑翼机翼的平均升力、推力、输入和输出功率及推进效率等。所得计算结果和风洞吹风试验结果吻合良好,证明了本文方法的正确性和有效性。另外,本文还研究了机翼平面形状、展弦比、上下扑时间比对机翼气动特性的影响,这些参数对微型飞行器的设计有一定指导和参考意义。

1　机翼气动特性计算方法简述

应用改进的片条理论计算机翼的气动参数,首先,沿展向方向将机翼分成2n个翼剖面,在机翼扑动运动中的每一时刻,求出每个翼剖面的升力和推力,然后叠加得到整个机翼的瞬时升力和推力。

图1显示了第i个翼剖面所受的力和力矩示意图。机翼扑动轴为左右机翼对称轴,弹性轴为机翼的前梁,机翼随前梁的弯曲而弯曲,随其扭转而扭转。第i个翼剖面的弯曲和扭转用h i和θi表示。h i垂直于扑动轴,表示第i个翼剖面的位移;θi位于h i和扑动轴所组成的平面内,表示第i个翼剖面弦向与来流方向的夹角。首先要求得h i和θi运动参数,进而求得i段机翼的气动参数

。

图1　第i个翼剖面的力和力矩示意图

由图1可知

h i=(h0)i+h~i

2006年12月第24卷第6期

西北工业大学学报

J o urnal o f N o rthw estern Po ly technica l U niv er sity

Dec.2006

V o l.24N o.6

⒇收稿日期:2006-02-21

作者简介:杨淑利(1982-),女,西北工业大学硕士生,主要从事微型飞行器的研究。

θi =θ-a +θ-w +θ

~i

(1)

(h 0)i =(y i sin Γ0)co s(k t ),h 0为外加驱动位移,Γ0是扑动幅度的一半。θ

-a 是扑动轴相对于来流速度U 的俯仰角,θ

-w 是对于零风速和无扑动状态下机翼弦向和扑动轴的预安装角。(N c )i 是源于环量的法向力,

(N a )i 是源于外显质量的法向力,(M areo )i 为围绕气动中心的力矩。(N inertia )i 为法向惯性力,(M iner tia )i 为围绕重心的惯性力矩。因为本文针对的扑翼机翼为柔性平板翼型,前缘半径很小,故没有前缘吸力。因此切向力只有摩擦阻力(D f )i 。

h i 和θi 的计算考虑了机翼扑动引起的结构弹性

变形h ~i 和θ~i [3]

,首先利用图1所显示的力求得作用在机翼前缘的力N i 和力矩M i ,然后联合结构弹性影

响系数C hh ,C h θ,C θh ,C

θθ就可求得h ~i 和θ~i 。如(2)式

[C hh ][C h θ][C θθ][C θh ]-{N }{M }={h ~}

{θ~}(2)

另外,结构弹性变形包括机翼在不扑动和扑动

情况下的变形,即不随时间变化的力产生静态弹性变形,反之则是动态弹性变形,因此

h ~i =Δh -i +W h i

θ~i =Δθ-i +W θi

(3)

式中,Δh -i ,Δθ-i 为静态弯曲和扭转变形;W h i ,W θi 为动

态弯曲和扭转变形。它们分别利用静态和动态力、力矩通过(2)式求得。

在机翼扑动过程中,因机翼扑动而产生附加迎

角T i =arctan -h i +0.75c i θ i

U

+W θ;同时在考虑

涡尾迹和机翼下洗的影响下,T i 转变为T ′i ,可参考文献[2]。

考虑失速的影响,没有失速时,机翼表面为附着流;失速时,机翼表面为分离流。两种情况下的力和功率的表达式不一样,可参考文献[2]。

在求得h i 和θi 后,就可求i 段机翼的瞬时升力L i

和推力T i :

L i =[(N c )i +(N a )i ]cos θi -(D f )i sin θi T i =-[(N c )i +(N a )i ]sin θi -(D f )i co s θi

(4)

将一个周期均匀分成m 个非定常时刻,就可求得机翼平均升力、推力、输入功率、输出功率以及推进效率

L - 2m ∑m

j =1∑n

i =1L i co s λi T - 2

m ∑m

j =1∑n

i =1

T i

P -in 2m ∑m

j =1∑n

i =1

(P in )i

P -out T -U

Z -=P -ou t /P -in

(5)

式中,(P in )i 为i 段翼剖面瞬时输入功率。V i 是机翼微段在任意时刻t 的上反角。

2　算例验证与分析

2.1　机翼几何和结构参数分析

上述方法是针对西工大研制的微型扑翼飞行器进行设计的。该飞行器起飞重量40g ,机翼形状如图2所示,翼展为400mm ,展弦比为5。机翼前梁为一直径1.2m m 的碳杆,翼肋为直径0.8mm 碳杆,机翼表面蒙一层聚酯薄膜。

图2　机翼平面形状示意图

因该机翼为平板薄机翼,故不存在前缘吸力[4]

。该机翼的结构弹性影响系数可根据机翼材料特性和结构分布求得。

2.2　风洞试验

为了验证该计算方法的可靠性与准确性,利用西工大微型飞行器专用风洞对微型扑翼飞行器进行了多次风洞吹风试验。试验中的风洞为直流下吹式,试验段口径为50cm ×50cm ,稳定风速变化范围为3～20m /s ,该风洞流场品质满足低速风洞流场品质相关指标。风洞试验可以在所研究问题完全相同或大体相同的条件下[4]

,进行模拟与观测,因此所得结果较为真实、可靠[5]。

2.3　计算结果分析及与试验结果比较

在飞行速度为9m /s,扑动频率为8Hz,θ-a 为7°

时,机翼扑动变化曲线如图3。图3显示了一个周期内的下扑阶段和上扑阶段。

h 0为外加驱动促使机翼扑动的运动曲线,W θ、W h 为结构弹性变形引起的动态扭转、弯曲变形。因W h 相对h 0显得很小,所以这里没有画出曲线。图3显示了机翼下扑时后缘向上弯曲,扭转角为负;上扑时后缘向下弯曲,扭转角为正。此计算结果符合扑翼产生正推力的机理[6],也是能够产生正

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769·第6期杨淑利等:微型扑翼飞行器机翼气动特性研究