小型飛行器空氣動(dòng)力學(xué)

第34卷第2期力學(xué)進(jìn)展Vol 34 No. 22004年5月ADVANCES IN MECHANICSMay25,2004小型飛行器空氣動(dòng)力學(xué)omas J. Muller James D. Delaurier21Hessert Center for Aerospace Research, Department of Aerospace and Mechanical Engineering, University of Notre Dame, NotreDame, Indiana 46556: emailr 1@nd. edu2Institute for Aerospace Studies, University of Toronto, Downsview, Ontario, Canada M3H 5T6; email: jdd@utiasutoronto.ca摘要對小型飛行器設計中涉及的空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題進(jìn)行了綜述.描述了雷諾數和展弦比對固定翼飛行器的設計以及飛行性能的影響.在低雷諾數飛行范圍,翼型上邊界層的特性對飛行器的設計尤為關(guān)鍵.本文討論了大量有關(guān)層流邊界層(包括層流分離泡影響)的實(shí)驗,作為例子,列舉了幾個(gè)此飛行雷諾數范圍的小型低空無(wú)人駕駛飛行器(UAⅤs),此外,對撲動(dòng)翼推進(jìn)的理論模型進(jìn)行了簡(jiǎn)述;其范圍涵蓋了早期的準定常附著(zhù)流模型,以及后來(lái)計及非定常尾渦、流動(dòng)分離以及氣動(dòng)彈性等效應的模型.文中還介紹了那些與理論互補并最終導致?lián)湟頇C設計成功的實(shí)驗關(guān)鍵詞低雷諾數,固定翼,撲翼,小型無(wú)人駕駛飛行器1引言限度的降低翼表面積對這類(lèi)飛行器的封裝、攜帶和預發(fā)射操作也是非常重要的過(guò)去的25年中,小型無(wú)人駕駛飛行器(小型UAV)的設計和發(fā)展得到了越來(lái)越多的關(guān)注.其應用包括偵察、通訊中繼鏈接、艦船誘餌及生化或者核被音737物質(zhì)探測等,無(wú)論遙控型還是自控型小型UAVs都極000CESSNA 180常包括:以2010m1(2~82ml)的速度長(cháng)10小型U航時(shí)飛行;3~300m(10~1000f)的巡航高度;低自重以及全天候的飛行能力.人們對小型UAVs的定義并不十分嚴格,通常把展長(cháng)小于6m(20f),質(zhì)量o Black widowO Microbat低于25kg(551b)的飛行器都歸為此類(lèi).另外,由于10-4足安近年來(lái)傳感器、攝像機以及控制硬件的微小型化,質(zhì)量低于80g(280z)且尺度小于15cm(6inch)的微雷諾數型飛行器(MAVs)業(yè)已研發(fā)成型,并能在一定程度上圖1飛行器質(zhì)量與雷諾數的關(guān)系執行上述特殊任務(wù)低速和小尺度共同決定了小型飛行器的飛行雷盡管人們十分期望小型UAVs可以在強風(fēng)狀態(tài)諾數很低(1500050000基于機翼弦長(cháng)的雷諾數下飛行,但迄今為止仍沒(méi)有見(jiàn)到探討該問(wèn)題的文獻定義為巡航速度與弦長(cháng)的乘積再除以空氣動(dòng)力黏性事實(shí)上,若不包括撲翼飛行器的有關(guān)研究,則可以系數圖1為不同飛行器總重與雷諾數的對應關(guān)系,說(shuō):與小型UAvs直接相關(guān)的非定常、低雷諾數氣從中可以看出小型UAV(包括MAVs)的飛行雷諾數動(dòng)特性的定量研究是在近幾年才得到關(guān)注的.在范圍要遠低于傳統飛行器而更接近于鳥(niǎo)類(lèi)和航模.許多情況下,由于產(chǎn)權問(wèn)題,一些已經(jīng)完成的風(fēng)洞實(shí)這些飛行器所采用的低雷諾數翼型必須在惡劣環(huán)境驗并中國煤化工有很多有關(guān)翼型定常下仍能保持良好的氣動(dòng)性能,且對于風(fēng)切變、陣風(fēng)以氣動(dòng)UAVs的設計具有重及由降水引起的表面粗糙都不十分敏感.同時(shí),最大要的CNMHG(NRL)一直是固定Annual Review Fluid Mechanics惠允版權翻譯此文( Published with kind permission from Annual Review Fluid Mechanicsc 2003 by Annual Reviews)270翼小型UAvs的設計先驅,文中提到的許多飛行器裝備了全球定位系統(GPS),是一種全自控單人便攜皆引自他們發(fā)表的文獻.另外,也出現了不少與撲翼式UAV.設計要求這種電驅飛行器應有適當的尺寸UAvs有關(guān)的非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)方面的研究.在下面(以便于用標準儲物箱存放)、能攜帶不同的負載,并的章節中,我們將著(zhù)重描述幾種成型的固定翼和撲翼以91km/h(56mle/l的巡航速度飛行近2h7.雖飛行器,同時(shí)介紹與這些飛行器的設計和性能有關(guān)的然這種飛行器已成功地飛行,但其輔助系統尚未研制流體力學(xué)問(wèn)題完成圖4所展列的 Dragon Eye(又名空中傳感系統)2小型UAVs和MAvs的范例具有幾項獨特的性能.這種小型UAv可以完全不用工具地組裝和拆卸,并能夠被放置在僅18cm×38cm圖2列出了圖1中所提到的小型UAVs和38cm(7inch×15inch×15inch)的箱子中,像背包MAs的翼展和質(zhì)量的對應關(guān)系,其中既包括了固定樣隨身攜帶閃.這種自控型飛行器由單人操作,由翼又包括了撲翼飛行器.雖然在這一范圍還有許多其GPS導航. Dragon Eye系列也是由電能驅動(dòng),可以它種類(lèi)的飛行器,但是由于資料的匱乏而未能一一列在64km/h(40mile/h)的速度下飛行(30~60)min出.圖2中尺寸最大的是 LAURA系列,這是一種專(zhuān)它還可以使用一些可互換的現存設備,如日間、低亮門(mén)用來(lái)作艦船誘餌的長(cháng)航時(shí)小型UAVs26.圖3列度或者紅外線(xiàn)的成像系統和魯棒通訊連接裝置.目舉的4種 LAURA系列飛行器都具有相同的機身、前, Dragon Eye正由 Arro viroment公司和BAI有效載重、起落架和動(dòng)力推進(jìn)系統,其推進(jìn)系統由活 ecosystems公司生產(chǎn)塞發(fā)動(dòng)機和位于機身尾部的推進(jìn)螺旋槳組成.它們均為試驗機型,主要用于研究機翼的布局和低雷諾數翼型波音737CESSNA 1801Oo- R UAVs■LAURMAVs&10。0MITE 2Black widow質(zhì)量/kg圖2小型UAvs和MAVs的展長(cháng)與質(zhì)量的對應關(guān)系圖4近期小型固翼UAVs草圖圖4中的MITE2是MAV研發(fā)系列中專(zhuān)為近戰中的短程任務(wù)設計的低值、可一次性消耗的隱蔽傳感平臺,翼展為36cm(14inch)(參閱文⑨).它是由電能驅動(dòng)的雙發(fā)飛行器,能夠承載有效軍用載荷在聯(lián)合布局32km/h(20mile/h)的速度下飛行約20min圖4中尺寸最小卻能承載有效載荷的是由AeroViroment公司研制的 Black widow10.它由電能驅動(dòng),最大尺寸約152cm(6inch),總重約20g(280z)從列布局雙尾桁布局能承載r凵中國煤化工km/h(32mil/h)的速度CNMHGCk Widow的載重圖3 LAURA系列的4種機翼布局草箱約68kg(15b),其中還包∫充氣型發(fā)射臺和個(gè)具有10cm(4inch)液晶顯示器的便攜式飛行控制圖4中的 SENDER采用了 Selig SD7032翼型,終端271弗羅里達大學(xué)的科研人員將柔性翼概念應用于行器的航時(shí)公式如下MAV的設計中a1-1,所設計的最小飛行器尺度僅為152cm(6inch),總重52g(1.802),用活塞發(fā)動(dòng)機航時(shí)=c CD(2pS)1/2(W-1/2驅動(dòng),可以攜帶一個(gè)攝像機和傳送器以(24~40)km/h(15~25mile/h)的速度飛行15min(圖4).他們對翼這里p為空氣密度,S為機翼面積.為了得到最大展大于254cm(10imh)的飛行器的飛行測試表明,航時(shí),必須使C2/CD達到最大.需要指出的是方柔性翼在飛行中表現出更為出色的穩定性和可操縱程(1)和(2)并不適合計算重量始終保持不變的電能性驅動(dòng)飛行器的航程和航時(shí).對于電驅飛行器,設計目近年來(lái),人們對小型UAVs和MAVs的設計興標是在給定的飛行條件下盡可能降低電池總的輸出趣更多集中于機械式撲翼機撲翼的一個(gè)顯著(zhù)優(yōu)點(diǎn)是電能,在這種情況下,航時(shí)即為電池總的儲備能量與在較小的尺度和重量下可產(chǎn)生足夠的升力和推力(參每小時(shí)所消耗能量的比值,航程則為航時(shí)與巡航速度閱文14,1)為使飛行器達到類(lèi)似昆蟲(chóng)或鳥(niǎo)類(lèi)的飛的乘積行性能,科研人員正集中研究這些動(dòng)物翅膀的動(dòng)力學(xué)對于飛行器,其阻力可用下面的公式表示特性和非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)特性.鳥(niǎo)類(lèi)和昆蟲(chóng)充分利用翅膀的氣彈變形來(lái)提高氣動(dòng)性能,還通過(guò)撲動(dòng)翅膀在Cp= Cp.+丌(AR)e不增加前飛速度的情況下有效地增大雷諾數.然而,目前人們對其飛行氣動(dòng)特性的了解仍然有限這里CD為零升阻力系數,Hari/ Delaurier無(wú)線(xiàn)電控制型撲翼機。是作r(APe為伴隨升力產(chǎn)為概念飛行器研制的.它采用了 Selig設計的S1020生的誘導阻力和部分廢阻.這一方程表明應該盡可能翼型,該翼型在很大的攻角范圍內流動(dòng)都不會(huì )發(fā)生分地減小飛行器的任何非升力部分的廢阻(包括表面摩離.撲翼機由活塞發(fā)動(dòng)機驅動(dòng),以3Hz左右的撲動(dòng)擦阻力和壓差阻力)頻率在54km/h(34mle/h)的飛行速度下飛行了近增大展弦比(AR,其定義為機翼展長(cháng)的平方與機3min,其有效載重約2278(80x),有關(guān)其非定常氣動(dòng)翼水平投影面積的比值)或者增大 Oswald系數(e)特性將在以后的章節中詳細地闡述(見(jiàn)第4節).都可以降低丌(AR)e另外以中等速度飛行也可以降Microbat系列撲翼機則由電能驅動(dòng),總重約12g低誘導阻力(即升致阻力)然而由于最大升阻比對應04230x)該飛行器的加減速、升降和方向舵均為攻角通常小于最大升力系數的對應攻角,而 Oswald手控,其有效載重為零,曾以12Hz的撲動(dòng)頻率在系數又不易增大,所以降低ABe常是通過(guò)增19km/h(12mile/h)的速度下飛行6min.有關(guān)Mcrobat的設計研究工作,最早是由 Pornsin-Sirirak大AR來(lái)實(shí)現的等17在2000年發(fā)表的31邊界層性能眾所周知,專(zhuān)為雷諾數(基于弦長(cháng))大于500000固定翼飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)特性而設計的翼型在雷諾數低于該值時(shí),由于邊界層的分離其氣動(dòng)性能會(huì )隨著(zhù)雷諾數的降低而急劇惡對所有的飛行器而言,氣動(dòng)力由機翼產(chǎn)生,翼型化19-21.而且,三維機翼(即有限翼展機翼)的性和翼平面形狀對飛行性能有著(zhù)十分重要的影響因能,其由(CL/CD)lnax衡量,要比翼型的更糟由于此,在實(shí)現穩定性和可操控性的前提下獲得最佳氣小型UAVs的雷諾數范圍為300000,因此設動(dòng)效率是所有小型UAVs設計的根本目標飛行器的計高效能的機翼和翼型至關(guān)重要氣動(dòng)效率取決于機翼的升阻比.絕大多數小型UAV雖然 Carmichael2對于低雷諾數翼型的評述寫(xiě)的設計是在給定巡航速度的前提下盡可能實(shí)現最大于20多年之前,但對于本文探討低雷諾數范圍的翼的航程或航時(shí)1.對于螺旋槳型活塞發(fā)動(dòng)機驅動(dòng)的型繞流,其仍是個(gè)很不錯的起點(diǎn).下面對3000飛行器,其最大航程取決于最大升阻比, Brequet給Re<500000流動(dòng)區域的討論就是基于 Carmichael出的航程公式如下的工作,只略作了調整航程=CL(1)300002000時(shí)由于分離泡變短變小,和LA2573A翼型間.其中FX63137最初是由Fx與之相應的廢阻降低,從而極大地提高了翼型的性 Wortmann2專(zhuān)為全尺寸高性能滑翔機設計的應用能.鳥(niǎo)類(lèi)的翱翔、大型無(wú)線(xiàn)電控制航模和人力驅動(dòng)的于 LAURA系列飛行器后,在巡航速度下其 Cl max模型飛機等的飛行經(jīng)驗都印證了這一點(diǎn)14.而RF-1165FB(美國海軍研究院R.Foch設32分離泡計)和LA2573A(波音公司的R. Liebeck設計)的分析層流邊界層分離后的流動(dòng)特性可以對低雷CL分別為0.85和0.68.雖然在制造上FX63諾數下翼型性能的惡化給出解釋.此惡化主要表現137比其它兩種翼型要困難得多,但在低雷諾數下在阻力的增加和升力的降低.在這種流態(tài)下,翼型上(Re≤100000,它卻有著(zhù)緩慢失速的特性.采用最小壓力點(diǎn)下游的邊界層通常仍可保持層流流動(dòng),然FX63-137的 LAURA系列半尺寸模型做了風(fēng)洞試后分離形成自由剪切層.當Re<50000時(shí),分離剪驗,而全尺寸飛行器做了飛行試驗.風(fēng)洞實(shí)驗結果表切層不會(huì )發(fā)生再附而當Re>50000時(shí)分離剪切明最大升阻比在20~27之間,其中聯(lián)合布局機翼的層發(fā)生轉捩.如果逆壓梯度不很大,流動(dòng)可通過(guò)夾帶升阻比最小,而可變展長(cháng)機翼布局的升阻比最大由作用從外流獲取足夠的能量從而再附于翼型表面,于FX63-137在低雷諾數范圍的出色性能,人們對這這就形成一個(gè)如圖5所示的時(shí)均回流區23.由于分種翼型進(jìn)行了廣泛深入的研究.除了對其升阻比特性的研究26,27,科研人員還利用FX63-137做了下離泡的作用相當于邊界層的湍流拌線(xiàn),因而通常又列研究工作:翼型上的層流分離泡228展弦比為被稱(chēng)為轉捩分離泡.在低雷諾數情況下,轉捩分離泡30~54的機翼的性能四2;非定常流動(dòng)對邊界層和幾乎占據了翼型表面的15‰~40%,因而也稱(chēng)其為長(cháng)分離泡的影響2530,31.Khan和 Muller3)還進(jìn)行了泡.分離泡對翼型的失速特性(如升力驟減和阻力激增)有顯著(zhù)影響.在高雷諾數的情況下,當有分離泡FX63-137機翼前緣渦對下游同形翼型影響的實(shí)驗,形成時(shí),升力將隨攻角線(xiàn)性增加,直至失速發(fā)生,而 Scharpf和 Muller3亦對近距串列翼的相互干擾問(wèn)題進(jìn)行了研究分展流線(xiàn)分離的湍流剪切層絕大多數的第二代小型UAVs都采用了針對其用途而專(zhuān)門(mén)設計的翼型. eppler34, Eppler&邊界層外緣Somers336以及 Drela[37分別給出了人們常用的兩種低雷諾數翼型的設計方法Eppler可以自由流直接提供最新版本的 Epper源程序( Richard Ep.Arenler Airfoil Program System: Profile 00). foDrela的源程序(XFOL)也可以通過(guò)以下網(wǎng)址獲回流渦得http://raphael.mitedu/xfoil/.Selig和他的分離的層流剪切層再發(fā)展的流邊界層合作者采用上述兩種設計方法,為高性能滑行機、層流邊界層“死水”區無(wú)線(xiàn)電控的航模和小型葉輪設計并測試了大量低雷諾數翼型阝8∞42.其中許多已被成功應用于小型圖5轉捩分離泡的時(shí)均特征( Horton1968)UAVs. Selig系列和其它許多翼型的測試都是在Re下,如果有長(cháng)泡形成失速通常發(fā)生在長(cháng)泡擴展到尾成為么0500范圍內進(jìn)行的4,這些工作為6000這種失速通常稱(chēng)為短泡的破裂而在低雷諾數的情況士上中國煤化工緣的時(shí)候對某些翼型而言,分離泡的特性是出現遲34小CNMHG滯效應的原因之一,在分離泡頂部,見(jiàn)圖5中T點(diǎn)低苗諾數下小展弦比機翼(即展弦比AR<20即流動(dòng)向湍流轉捩的點(diǎn))2425的下游,流動(dòng)是非定的機翼)的氣動(dòng)性能尚未得到太多關(guān)注.以往人們僅常的;而在該點(diǎn)上游,現有的流動(dòng)顯示和熱線(xiàn)實(shí)驗都對高雷諾數下亞、跨、超音速的三角翼形式小展比機273翼作了廣泛的研究,主要著(zhù)重于大攻角下三角翼或類(lèi)41理論研究似三角翼的小展弦比機翼的氣動(dòng)性能.最簡(jiǎn)單的撲動(dòng)翼氣動(dòng)模型認為流動(dòng)是準定常盡管如此,還是存在一些非三角翼形式的小展的,即假設流動(dòng)在翼型運動(dòng)的每一個(gè)時(shí)間步里,對于弦比機翼的實(shí)驗資料的,這些研究主要是20世紀30當時(shí)的邊界條件,都瞬時(shí)達到平衡,且包括機翼前緣年代~50年代進(jìn)行的. zimmerman(414, Bartlett在內,流動(dòng)是完全附著(zhù)的(沒(méi)有小尺度的局部分離和Ⅴtal4以及 Wallin等在Re>5000的這樣就存在100%的前緣吸力根據 Kutta-Joukowski情況下對小展弦比機翼進(jìn)行了實(shí)驗研究.Blay4,定理間可知:升力矢量是垂直于相對速度的,分解Weig4,Bea和 Suresh, Polhamusle12以及升力可得到其在水平方向的分量,即推力通過(guò)這種Rajn和 Shashidhar對小低展弦比機翼氣動(dòng)特模型, Kuechemann和 von holst2在對撲動(dòng)翼的性在理論解和解析解方面進(jìn)行了一些嘗試.最近,研究中給出了有限展長(cháng)機翼在做上下振動(dòng)運動(dòng)時(shí)推Pelletier和 Mueller與 Mueller6研究了Re在進(jìn)效率的表達式60000200000下厚度為2%的小展弦比矩形平板和推力·速度1具有彎度的機翼的氣動(dòng)性能.這些風(fēng)洞試驗還同時(shí)輸入功1+2/AR研究了風(fēng)洞湍流度和后緣形狀對氣動(dòng)性能的影響有關(guān)彎度對機翼氣動(dòng)性能影響的進(jìn)一步研究可參見(jiàn)其中AB為機翼的展弦比這是一種理想化的結果文[56]忽略了流動(dòng)分離和其它的黏性效應.但由上式知,通過(guò)提高AR可以使推進(jìn)效率接近100%,這為進(jìn)一步在兩卷有關(guān)升、阻力的叢書(shū)中, doerner和探索撲翼飛行提供了令人鼓舞的開(kāi)端Hoerner& boost。對小展弦比機翼進(jìn)行了較為完準定常模型的計算簡(jiǎn)單、直接,并且已被推廣到整的分析和綜述 Hoerner對非三角形的小展弦比運動(dòng)較為復雜的情形,例如,由俯仰振蕩,上、下振蕩機翼的理論進(jìn)行了綜述,給出了理論分析及一些關(guān)及拍動(dòng)復合而成的運動(dòng),這一模型被 norberg和聯(lián)函數并與當時(shí)的實(shí)驗數據做了對比盡管 Hoerner Ellington等6動(dòng)物學(xué)家應用于他們對動(dòng)物飛行的所研究的雷諾數范圍高于MAV涉及的雷諾數,但研究中.而 Betteridge和 Order在對大展弦比撲Torres和 Mueller以及Tors都表明其氣動(dòng)理動(dòng)翼推進(jìn)效率和垂直振蕩力的研究中給出了一個(gè)更論在MAV中應用的可行性這種理論成功地預測為精致的準定常模型, Jonesi將這一模型進(jìn)一步到,有限翼展機翼在產(chǎn)生升力的同時(shí)其翼稍會(huì )形成拓展,表明優(yōu)化展向環(huán)量分布可能提高推進(jìn)效率反向旋轉的旋渦.這些渦會(huì )隨著(zhù)攻角的增大而逐漸準定常模型僅是用于較高的前進(jìn)比(X)的情加強對于小展弦比機翼,其翼稍渦可能覆蓋機翼的況,前進(jìn)比的定義如下大部分面積,從而在很大程度的影響翼的氣動(dòng)性能一般而言,AR<1.5的機翼存在線(xiàn)性和非線(xiàn)性?xún)煞N前飛速度U升力.線(xiàn)性升力由環(huán)繞翼型的環(huán)量產(chǎn)生,這與大展弦弦長(cháng)·撲動(dòng)頻率cf比機翼產(chǎn)生的升力相同而非線(xiàn)性升力是由前緣渦在當然,這一條件與飛行器的飛行力學(xué)中用的準定常氣上翼面形成的低壓區所產(chǎn)生,這與三角翼在大攻角狀動(dòng)模型的條件是類(lèi)似的但是,對于動(dòng)物和撲翼機的態(tài)下所產(chǎn)生的渦升力一致非線(xiàn)性效應升力線(xiàn)斜率隨飛行在大多數情況下該條件不能滿(mǎn)足.原因在于,即攻角的增大而提高這也是機翼具有高失速攻角的原便對于高巡航速度的飛行(最大前進(jìn)比可達10的量因級),非定常氣動(dòng)力的影響也較大在對做上下和俯仰運動(dòng)的薄翼的研究中,4振翼推進(jìn)系統的非定常氣動(dòng)力garrick7首次對非定常推力的產(chǎn)生做出了有意義的分析.這是一個(gè)建立在 Theodorsen8的非定常翼幾乎所有最初的微小飛行物(包括昆蟲(chóng)類(lèi),蝙蝠型解析解和 von Karman& burgers的推力預估和鳥(niǎo)類(lèi))都具有撲動(dòng)翼.這歸因于自然界中肌肉操作法基礎上的線(xiàn)化無(wú)黏解.其假設尾渦面與翼型在同方式的局限,機械飛行中并非一定要這樣做事實(shí)平面上,從而限制了該理論應用在高前進(jìn)比情況上,正是將升力和推力兩種功能分開(kāi)的概念,將人們下的準確性.但前緣吸力的作用還是得到清晰地闡從徒勞的仿生飛行中解脫出來(lái).然而,多年來(lái)一些著(zhù)明,中國煤化工程.因為假設流動(dòng)名研究者對撲翼飛行的理論?；熬唧w實(shí)現始終熱是完情不減;尤其是近來(lái)人們對低雷諾數微小飛行器的并沒(méi)CNMHG弱前緣吸力的效應世疋, an rick的方程中加上前興趣,又進(jìn)一步激勵了人們去研討在這一尺度下?lián)渚壩Φ男⒉浑y(詳見(jiàn)下文)動(dòng)翼產(chǎn)生優(yōu)越氣動(dòng)特性的可能性.通過(guò)推導可知,推進(jìn)效率是折合頻率倒數的函274方方數據數,折合頻率的倒數為同運動(dòng)的機翼(其展弦比與撲動(dòng)翼的相同)的相應單1U A(6)元上的流動(dòng)相同該模型的另一個(gè)特征是各個(gè)單元在揮動(dòng)周期中允許按 Prouty7的動(dòng)態(tài)失速準則發(fā)生失這里凵為振蕩頻率,單位是弧度/s,c為弦長(cháng).對于速.顯然,這種修正過(guò)的葉素理論仍然包含了很大程純拍動(dòng)無(wú)翻轉機翼,在前進(jìn)比為0時(shí),推進(jìn)效率為度的假設.例如,機翼上某一部分發(fā)生的失速,是一50%,而當前進(jìn)比超過(guò)45后,推進(jìn)效率則大于90%定要影響其它部分的氣動(dòng)力的,尾跡的處理也存在類(lèi)Fairgrieve& Delaurierl將 Garrick的振蕩翼型似的問(wèn)題.不過(guò),上述模型是為某撲翼機的設計而建模型拓展到求解非平面尾流、非正弦振蕩的周期運動(dòng)立的,其需要簡(jiǎn)潔而便于應用的模型.隨后的風(fēng)洞實(shí)中.他們工作的出發(fā)點(diǎn)是不等時(shí)上撲和下?lián)涞倪\動(dòng)驗證明了機翼的性能很接近于理論估計作為進(jìn)一步及撲動(dòng)速度型不是純正弦曲線(xiàn)的運動(dòng)可能在一定程的評估, Winfield將這一模型的結果與非定常尾度上提高推力或者推進(jìn)效率.然而,他們研究的例子渦模型進(jìn)行了對比,兩者十分吻合(參見(jiàn)圖7)中,無(wú)一能夠比純簡(jiǎn)諧運動(dòng)(上撲和下?lián)涞葧r(shí)的正弦運動(dòng))有明顯的優(yōu)勢;而且直到前進(jìn)比低為6時(shí),平dNA(dNe)sep面尾流解與固定波形尾流解和隨時(shí)間變化的波形尾流解仍然十分吻合.Hll& Halll71對具有固定尾零升力線(xiàn)r3/4翼弦流和自由尾流的翼型的研究也得到了類(lèi)似的結果cAmberGarrick模型也被用于有關(guān)撲翼機機翼的研究撲動(dòng)軸中2.其物理模型的基礎是,將機翼分為一個(gè)個(gè)的“單元”(葉素理論),作用于每一個(gè)單元上的法向力、俯仰力矩和弦向的力(包括前緣吸力)與該單元的上、圖6翼型上的氣動(dòng)力及運動(dòng)參數下和俯仰運動(dòng)有關(guān)(圖6)圖中還包括了以下影響因這一模型還被應用于結構變形研究中,從而素:攻角、彎度、表現質(zhì)量和局部前緣吸力效應(由可估算機翼拍動(dòng)時(shí)翼的彎、扭變形(圖8).通過(guò)給定前緣吸力效率參數來(lái)給出)此外,非定常尾流的作沿翼展方向各剖面的外形、慣性(質(zhì)量分布),彈性的用是通過(guò)采用 Jonest對 Theodorsen非定常翼型理和氣動(dòng)參數,可以預估升力、推力和彎矩以及撲動(dòng)扭論在有限機翼上的拓展來(lái)計及的.這就需要做以下假矩和所需輸入動(dòng)力.因此,人們可以進(jìn)行反復迭代計設撲動(dòng)翼上某一單元上的流動(dòng)與一作與該單元相算,直至得到一個(gè)具有最優(yōu)飛行性能的機翼16移動(dòng)渦模型移動(dòng)渦模型o改進(jìn)的葉素理論o改進(jìn)的葉素理論eR3Hz07移動(dòng)渦模型與葉素理論結果比較應用于撲翼機上的拍動(dòng)機翼通過(guò)鉸鏈連接在一進(jìn)效率與針對螺旋槳定義的類(lèi)似,推進(jìn)效率為79個(gè)剛性中央機翼上,中央機翼按設計需要做上下往復對于所研究的模型的尺度而言,這是個(gè)較為合理的數運動(dòng)以驅動(dòng)拍翼(圖9(a)這種設計同時(shí)還可以平衡值;此推進(jìn)效率還將隨撲翼機尺寸增大而增加,這是傳遞到機身的豎直方向的非定常加速度.上述模型已由于在較高雷諾數下前緣吸力效應可達10%.應該被拓展四,可包含中央機翼的影響,從而使整個(gè)機強調的凵中國煤化工自前緣吸力作用翼氣動(dòng)性能都可以被估算出來(lái).由此得出的推進(jìn)效率在這項CNMHGSelig專(zhuān)門(mén)設計了為54%,應該看到這個(gè)推進(jìn)效率未計及由于機翼誘導個(gè)相對厚反為17時(shí)奚型(DI20),并采用了扭轉阻力而產(chǎn)生的能量損失,所以真實(shí)的推進(jìn)效率應該遠機翼,旨在降低翼型的有效攻角使之在撲動(dòng)中處于不大于這個(gè)數值.加上這一能量損失后(這里定義的推失速狀態(tài).這種翼型與鳥(niǎo)類(lèi)和蝙蝠的翼型大不相同,275鳥(niǎo)類(lèi)和蝙蝠的翼型很薄,有一定的彎度且具有更尖的裝置可以有任意的安裝角,但在周期性撲動(dòng)中攻前緣,其前緣吸力甚小,對它們而言,翅膀的扭轉是角不能變化他測量了瞬時(shí)的推力和升力(不包括推為了使法向力產(chǎn)生一個(gè)水平分量,以作為推力動(dòng)效率,得到的推力為負值,原因可能是拍動(dòng)周期中撲動(dòng)軸流動(dòng)分離的影響(如果在拍動(dòng)中攻角可按一定方式變化,則可以抑制分離).實(shí)驗結果和準定常理論模型的結果對比不十分吻合Delaurier harris14隨后對一個(gè)剛性機翼做了風(fēng)洞實(shí)驗,其AR=4,翼型為NACA0012.上、下振彈性軸蕩和俯仰振蕩皆為正弦函數無(wú)形變位置h= ho sin wt, 8=0o sin(wt +8(7)圖8機翼結構形變模型這里,ho=0.625c;θ0=0.0,5.7°,8.4°,12.1°6=60°,75°,90°,105°,120°.當60=0.0時(shí),未顯示支撐桿部件折合頻率k為0.045~0.16;6為其它值時(shí),k為007~016.平均推力系數Cr由下式定義平均推力[(p/2)U2S(2hmax/c)21(8)這里hmax為翼型上任意一點(diǎn)在垂直方向的最大振幅.Cr對于k幾乎呈線(xiàn)性變化,最大Cr(≈0.023)出現在6=121°和相角δ在60°~909之間時(shí).但是由于實(shí)驗設備的限制,仍不能測量推進(jìn)效率1 ft(a) Harris/ Delaurier撲翼機俯視圖Ba=6,U=45 ft/s, Freq =3 Hz0.00.2理論推力/b實(shí)驗推力/b為使結構清晰未畫(huà)外部和垂向鏈接構造頻率/Hz(b) Harris/ Delaurier撲翼機側向及正視圖42實(shí)驗研究振蕩機翼和撲動(dòng)機翼的實(shí)驗中,由于慣性力較大,而要測量的推力相對甚小,獲取滿(mǎn)意的實(shí)驗數據2一理論升力/b實(shí)驗升力/有相當的挑戰性.因此,該問(wèn)題的在實(shí)驗研究方面的文獻要明顯少于理論研究. Archer等在風(fēng)洞中研究了繞根部揮動(dòng)的彈性機翼,測得的推力和推進(jìn)Ba=6,U=45 ft/s, Freq =3 Hz效率與他們用準定常模型得到的結果基本吻合.然中國煤化工3而,要獲取足夠的實(shí)驗數據來(lái)驗證理論解的所有結CNMHG果仍不大可能Fejtek& Neher也在風(fēng)洞中研究了一個(gè)繞根圖10撲翼機的各項性能部揮動(dòng)的剛性機翼,其剖面為有彎度的厚翼.盡管這276方方數據人們還對上述撲翼機的一些備選機翼進(jìn)行了實(shí)和附著(zhù)流假設,從而只能用于高前進(jìn)比運動(dòng)的飛行驗( Delaurierl).在這些實(shí)驗中,實(shí)驗段頂部安裝器.這種假設對于作低速和懸停飛行的飛行器是不了懸線(xiàn)平臺,機翼被連接在這個(gè)載有電動(dòng)馬達的平適用的,在這些狀態(tài)下,尾流為非平面流,且脫落的臺上,由馬達驅動(dòng)其揮動(dòng).這種安裝方式使機翼在平前緣渦對于推進(jìn)效率和升力影響顯著(zhù).這些也恰恰是行于實(shí)驗段上部的方向是自由的.平臺還裝備了標準當前人們在MAVs設計中關(guān)注的焦點(diǎn).縱觀(guān)飛行的應力測量器以獲得升力、推力和機翼的轉動(dòng)力矩歷史,我們的看法是:要在微尺度上取得優(yōu)良飛行性已被撲翼機所采用的Mark設計是最為成功的能,應向動(dòng)物借鑒,即仿生學(xué)是解決問(wèn)題的關(guān)鍵機翼設計(見(jiàn)圖9).圖10給出了該機翼的風(fēng)洞實(shí)致謝作者非常感謝美國海軍研究院的A.Cos,R驗數據與理論估算值的對比,二者的平均推力非常相och,J.elog;空間環(huán)境研究院的J. Grasmeyer和近不過(guò),升力的實(shí)驗值比估算的結果要大一些,其弗羅里達大學(xué)的Pu與 W. Shyy在籌備這篇論文原因可能在于翼根處的壁面效應有趣的是無(wú)論理論時(shí)所提供的幫助同時(shí),我們對加拿大自然科學(xué)與工估算還是實(shí)驗結果,平均升力在不同揮動(dòng)頻率下都基程研究中心的支持一并致謝本保持常數.這一點(diǎn)對于撲翼機如何配平,以便有飛行穩定性是十分重要的換言之,對于這類(lèi)機翼,其參考文獻尾翼面積和靜穩定裕度的標準可以汲取固定翼飛行1 Broeren A P, Bragg M B. Unsteady stalling characteristics器的成熟經(jīng)驗of thin airfoils at low Reynolds number. In: Mueller T J撲翼機的飛行試驗驗證了機翼的風(fēng)洞實(shí)驗結果ed. Fixed and Flapping Wing Aerodynamics for Micro Air(圖11),其飛行穩定性和操作性都相當出色.總之,Vehicle Applications. Reston, VA: AIAA, 2001. 191-2132 Cross A Captive carry testing of remotely piloted vehicles.撲翼機的飛行性能與預估結果十分接近In: Mueller T J, ed. Low Reynolds Number AerodynamicsGermany: Springer-Verlag, 1989. 394 406Evangelista R, McGhee R J, Walker B S Correlation of the-ory to wind-tunnel data at Reynolds numbers below 500 000.In: Mueller T J, ed. Low Reynolds Number Aerodyna4 Foch R J, Toot P L. Flight testing Navy low Reynoldsnumber (LRN) unmanned aircraft. In: Mueller T J, edNumber aerodyverlag,1989.407~4175 Siddiqi S, Evangelista R, Kwa T S. 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Development of the Black在大攻角情況下尤為突出因此,MAVs的巡航攻 adow micro-air vehicle. In: Mueller I J,角將高于大展弦比的飛行器.從本文所述的小型固定cations. Reston, VA: AIAA, 2001, 519 535翼式UAVs和MAVs可以看出,人們已經(jīng)有足夠的1 Shyy W,, Berg M, jungavist D. Flapping and flexible經(jīng)驗來(lái)設計高性能的小型飛行器for中國煤化工針對設計的撲翼理論可用于確定撲翼機的機翼12LeviCNMHGalow Reynolds num-布局.但應指出,如果能在保留局部流動(dòng)的分離特erluenuraue,Comput Model Eng Sci,2001,2:523~536性的同時(shí)減少“葉素法”的局限性,該理論將得到很131uPG, Jenkins D A, Ettinger S, Lian Y,Shyw,etal大程度上的完善.另外,這一理論仍局限于平面尾流Flexible-wing-based micro air vehicles. In: AIAA AerospSci Meet Exhibit, 40th, Reno, AIAA 2002-0705, Virginia: 36 Eppler R, Somers D M. A computer program for the designAIAA,2002.1~13and analysis of low-speed airfoils. Suppl. NASA-(14 DeLaurier J D, Harris J M. Experimental study of1980scillating-wing propulsion. J Aircr, 1982, 19: 368 37337 Drela M. An analysis and design system for low Reynolds15 Kellogg J, Bovais C, Cylinder D, Dahlburg J, Foch R, etnumber airfoils. In: Mueller T J, ed. 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The boundary-layer behavior on airfoils is especially importantin the design of vehicles in this fight regime. The results of a number of experimental boundary-layer studiesincluding the influence of laminar separation bubbles, are discussed. Several examples of small unmannedaerial vehicles(UAVs) in this regime are described. Also, a brief survey of analytical models for oscillating andflapping-wing propulsion is presented. These range from the earliest examples where quasi-steady, attached flowis assumed, to those that account for the unsteady shed vortex wake as well as flow separation and aeroelasticbehavior of a fapping wing. Experiments that complemented the analysis and led to the design of a successfulrnithopter are also describKeywords low Reynolds number, fixed wing, flapping wing,H中國煤化工CNMHG