扑翼的气动性能分析

简化模型 0. 11m 0. 66m 0. 062m2 7. 2
理论研究
余春锦 颜 蕙 仿鸽扑翼的气动性能分析
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续表 1
参数 速度 扑动频率 折合频率 总重 扑动振幅
符号 V0 f
k0. 25 m
β m ax
典型鸽子 11m / s 8H z 0. 25 0. 39kg 0 ～ 45°
简化模型 11m / s 8H z
图 8 平均升力系数 、平均推力系数随频率的变化
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余春锦 颜 蕙 仿鸽扑翼的气动性能分析
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2. 7 推进比的影响 其他初始参数不变 , 根据公式 ( 2) 发现可以通
过改变扑翼的展长以改变它的推进比 , 得到平均升 力系数和平均推力系数与推进比的变化曲线如图 9 所示 。可以看出平均升力系数和平均推力系数均随 着推进比的增大而减小 , 即增加翼展的长度可以增 加升力和推力 。
和推力降低 。
理论研究 42
图 4 平均升力系数 、平均推力系数随最大迎角的变化
2. 4 平均迎角的影响 其他初始值不变 ,平均迎角从 0°增大到 20°,如
图 5所示 ,发现平均升力系数和平均推力系数随平 均迎角的增大而增大 。但迎角越大 ,所受的阻力就越 大 ,维持飞行所需要的能量也就越大 。鸽子在需要增 大升力和推力时 (如起飞时 ) 往往增大平均迎角 。
系数以及平均推力系数均下降 , 但是由于其面元上 动压的增加 ,从图 7可以看出 ,扑翼产生的升力和推 力反而上升 ,因此增大飞行速度是提高升力和推力 的一种有效途径 。
南昌航空大学学报
Journal of Nanchang Hangkong University 自然科学版 …………Natural Science
Aerodynam ic com puta tion of flapp ing - w ing simula ting p igeon
YU Chun - jin, YAN Hui
( 1. N anchang Hangkong U n iversity, N anchang 330063, Ch ina; 2. Hongdu Guoup, N anchang 330024, Ch ina)
S方程得到流场中每个时间步上各网格点的速度和
压力 ,但计算条件与实验条件不一致 ,结果有待实验
进一步验证 。昂海松 [ 11 ]等采用了非定常涡格法分
析了扑翼的气动特性 ,计算结果与实验结果在趋势
上有一定程度的吻合 。本文采用改进了的空间非定
常涡格法 [ 12 ]计算了各种参数对扑翼气动特性的影
响 ,对扑翼飞行器的设计起一定的指导作用 。
+ [U ( t)
+ uw , V ( t)
+ vw ,
W ( t)
+ ww
Γ ] ·τi ij
Γ - i, j- 1 △bij
+
Γ
t ij
(6)
求出扑翼压强分布后 ,各面元上气动力 :
△Fij = △Pij ·S ij
(7)
整个扑翼产生的升力为 :
6 L =
( △Fij ·co sαij co sβij )
DARPA (Defense Advanced Research Projects A2 气流速度 ,飞行器尺寸越小 ,为维持飞行 ,流过机翼
gency)定义微型飞行器是具有多种军事用途 ,且长 、 的气流速度必须越大 ,而采取扑翼的形式可增大气
宽 、高的尺寸都不超过 15厘米的飞行器 [1 ] 。此尺寸 流速度 ,因为此时气流速度由飞行速度和扑动速度
与大自然的许多昆虫和鸟类尺寸相当 。
合成 。
昆虫和鸟类为什么采用扑翼飞行呢 ? 因为扑翼
目前国内外对扑翼飞行的研究多是从生物流体
可同时产生推力和升力 ,具有高效率和机动性的特 点 。我们知道 ,升力依赖于机翼面积和流过机翼的
力学或仿生学的角度对鸟和昆虫的飞行机理进行研 究 。 Sm ith[ 2～3 ]等采用了非定常面元法研究了昆虫
2. 6 扑动频率的影响 如图 8所示 , 初始参数不变 , 扑动频率慢慢增
加 ,不难看出 , 随着频率的增加 , 推力和升力均随之 增加 。
在原理上 , 增大扑动角和增加扑动频率本质上 是一样的 ,都是因为增加了扑动功率而使升力和推 力增加 。
图 5 平均升力系数 、平均推力系数随初始迎角的变化
2. 5 飞行速度的影响 由图 6可以看出 ,当飞行速度增加时 ,平均升力
余春锦 颜 蕙 仿鸽扑翼的气动性能分析
理论研究 40
的飞行 ,对流体 - 结构进行了耦合分析 ; V est[ 4～5 ]等
用非定常面元法对鸟类飞行进行了数值模拟 ,并以
鸽子为例做了实验验证 。 Ellington等 [ 6 ]在风洞中对
拴着的鹰蛾拍翼作了流动显示 ,在鹰蛾翼拍动模型 上给出了高清晰度的三维流谱 。 Sun [ 7～9 ]等根据果
理论研究
余春锦 颜 蕙 仿鸽扑翼的气动性能分析
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◎余春锦 1 颜 蕙 2
仿鸽扑翼的气动性能分析
(1. 南昌航空大学 ,江西 南昌 330063; 2. 洪都航空工业集团 ,江西 南昌 330024) [关键词 ] 扑翼 ;微型飞行器 ; 扑翼模型 ; 非定常涡格法 [摘 要 ] 以鸽子的特征尺寸以及飞行方式作为研究的主要对象和研制微型扑翼飞行器的模拟目标 ,使用空间非定常涡格法 对仿鸽扑翼飞行器进行了气动性能的计算 ,分析了迎角 、扑动角 、飞行速度 、扑动频率和推进比等参数对微型扑翼飞行器的气 动性能的影响 ,对扑翼飞行器的设计有一定的参考作用 。 [中图分类号 ] V211. 3 [文献标识码 ] A [文章编号 ] 1001 - 4926 (2008) 02 - 0039 - 05
0. 39kg 0 ～ 45°
如上表所示 ,均将参数设置为上表中简化模型 尺寸 ,并将其作为初始尺寸 。
从图 1我们可以知道 , 该模型的建立以及计算 结果都是类似于鸽子实际的扑翼规律的 。能产生出
较大的可用升力 ,为以后的实际建模打下基础 。由于 上下扑动均产生推力 , 每个扑动周期推力的正峰值 有两个 ,且下扑的正峰值比上扑的正峰值更大 。
蝇扑翼模型的外形和运动学数据 ,通过解三维非定
常 N - S方程的方法 ,对昆虫翼的飞行机理进行了
数值模拟 ,认为产生高升力有三个因素 :一是拍动开
始阶段翅的快速加速运动 ,二是拍动中的不失速机
制 ,三是拍动结束阶段翅的快速上仰运动 。刘岚 [ 10 ]
等采用 ANSYS /CFD 中的 ALE单元来求解三维 N -
图 2 平均升力系数 、平均推力系数随最大扑动角的 变化
2. 2 平均扑动角的影响 其他参数不变 ,平均扑动角从 0°增加到 35°,如
图 3所示 ,发现 0°到 25°范围内 ,平均升力系数随平 均扑动角增大而增大 , 但是当平均扑动角大于 25° 之后 ,平均升力系数减小 , 导致升力减小 。平均推力 系数随平均扑动角增加而减小 , 表明鸽子绕身体对 称平面扑动时能产生最大的推力 。所以 , 鸽子除了在 起飞着陆时 ,为了避免翅膀碰到地面而不得不采用较 大的平均扑动角外 ,平飞时的平均扑动角不会过大 。
通常用折合频率 k衡量扑动流场非定常度 。
k =ωc
(1)
2V
其中 ω扑动角速度 , c是弦长 , V 是前飞速度 。k
增大 ,流场非定常度增大 ,对固定翼飞行器 k = 0。
考虑到 V = 0时 k无穷大 ,所以也可用推进比 J
来衡量流场非定常度 。
J
=
V
2Φ
fb
(2)
这里 V, Φ, b和 f 分别表示前飞速度 , 总扑动
图 3 平均升力系数 、平均推力系数随初始扑动角的变化
2. 3 迎角振幅的影响 其他初始值不变 ,迎角振幅从 0°增大到 10°,如
图 4所示 , 平均升力系数和平均推力系数均随着迎 角振幅的增大而减小 。所以在其他参数不变的情况 下 ,鸽子身体的前后摇摆反而会使扑翼产生的升力
2008年 6月 第 22卷 第 2期 余春锦 颜 蕙 仿鸽扑翼的气动性能分析
(8)
整个扑翼产生的推力为
6 T =
ρ[
( w in d
+
ww
)
Γ ( i j
ij
- Γ ) i - 1 , j △ bij
+
Γ
t
ij
△
S
ij
s inαij
]
(9)
2 参数设置及结果分析
表 1 典型鸽子的参数 [5 ]
参数 弦长 展长 机翼面积 展弦比
符号 c b s
AR
典型鸽子 0. 11m 0. 66m 0. 062m2 7. 2
角 ,展长 ,扑动频率 。当 J < 1时 ,流场是非定常的 。
1 气动力计算
基于机翼简谐扑动模型 , 我们可以得到该模型 的气动力的压强分布以及其气动力 。采用文献 [4 ] 的 简谐扑动模型 , 迎角 α( t) 和扑动角 β( t) 的表达式 如下 :
南昌航空大学学报
Journal of Nanchang Hangkong University 自然科学版 …………Natural Science
[收稿日期 ]2007 - 06 - 19 [修回日期 ]2007 - 11 - 28 [基金项目 ]南昌航空大学自选课题 ( EC200303061) 。 [作者简介 ]余春锦 (1971 - ) ,男 ,江西靖安人 ,研究方向 :扑翼飞行器 、计算机辅助设计 。
2008年 6月 第 22卷 第 2期
图 1 原始尺寸下升力系数 、推力系数随时间的变化曲线
2. 1 扑动角振幅的影响 其他初始值不变 ,扑动角振幅从 0°增大到 60°,
计算得到平均升力系数和平均推力系数随扑动角振 幅的变化曲线见图 2 所示 , 发现在飞行速度 、扑动 频率和迎角角等参数不变的情况下 , 平均升力系数 随扑动角振幅的增加略有减小 , 而平均推力系数均 随着扑动角振幅的增加急剧上升 。这说明 ,当鸽子在 改变飞行状态以增加推力时 ,往往要加大扑动幅度 , 而平飞时升力主要用于平衡重力 , 在扑动角振幅增 加时平均升力系数略有减小 , 这可能因为推力增大 使飞行速度增大 ,而鸽子所受重力变化不大 ,因而平 均升力系数反而略有减小 。
Pu
= ρ[
(
Q
2 J
)
-
2u
(
Q
2 J
)
Φ
+( )
2l
tu
Φ
- t)l]
(4)
在任意面元 i, j 上有
Φ ± ij
=±
Γij
(5)
t
t2
差分离散化得 :
[U ( t) + uw , V ( t) + vw , W ( t) + ww ]ij ·
△Pij
Γ
=
ρ
τ i
ij
Γ - i- 1, i △cij
α( t)
=
α 0
+αm ax co s (ωt)
(3)
β( t)
=
βБайду номын сангаас0
+βm ax co s (ωt)
式中 ,α0 、β0 分 别 为 平 均 迎 角 和 平 均 扑 动 角 ,
α m
ax
、βm
ax
分
别
为
迎
角
振
幅
和
扑
动
角
振
幅
,ω
(弧
度
/ s) 为扑动圆频率 。
由任意面元上下表面的压强差得到 :
△P = Pl -
Key words: flapp ing - w ing; m icro aerial vehicle; flapp ing model; unsteady vortex - lattice method Abstract: The characteristic size and flight mode were regarded of the p igeon as the main target of studying and simulation goal of de2 velop ing flapp ing - w ing m icro aerial vehicle (MAV ). The three - dimension unsteady vortex - lattice method was used to calculate the aerodynam ic performance of flapp ing - w ingMAV simulating p igeons, and the effect of the parameters analyzed was, such as the angle of attack, the angle of flapp ing, flying speed, flapp ing frequency and the advance ratio. The study is useful to the design of the flap2 p ing w ing MAV.