微型撲翼飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)初步研究

1、第28卷第2期2007年3月航空學(xué)報(bào)ACTAAERONAUTICAETASTRONAUTICASINICAVol128No12Mar.2007文章編號:100026893(2007)0220275206微型撲翼飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)初步研究邵立民,宋筆鋒,熊超,楊淑利(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,陜西西安710072)ExperimentalInvestigationofFlapping2wingMAVinWindTunnelSHAOLi2min,SONGBi2feng,XIONGChao,YANGShu2li(SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUni

2、versity,Xian710072)摘要:為了對微型撲翼飛行器空氣動(dòng)力學(xué)基本特性進(jìn)行定量研究,利用西北工業(yè)大學(xué)微型飛行器專用風(fēng)洞對微型撲翼飛行器機(jī)翼進(jìn)行初步風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)。試驗(yàn)中進(jìn)行了撲動(dòng)頻率、風(fēng)速、迎角、翼型彎度對機(jī)翼氣動(dòng)特性影響的研究。、行器總體設(shè)計(jì)和氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供了參考。關(guān)鍵詞:微型撲翼飛行器;機(jī)翼氣動(dòng)特性;風(fēng)洞試驗(yàn)中圖分類號:V21117文獻(xiàn)標(biāo)識碼:AAbstract:Inordertoofflapping2wingMAV(MicroAirVehi2cle),thewindinspecialmicroairvehiclewindtunnelofNPU(.Theeffectsofflapp

3、ingfrequency,windvelocity,angleofattack,planecamberedaerofoilareinvestigated.InthisexperimenttheproducingrulesofliftandthrustareTheresultofexperimentcanguidetheconceptualdesignandaerodynamicdesignoftheflap2ping2wingMAV.Keywords:flapping2wingmicroairvehicle;wingsaerodynamiccharacteristics;windtunnelt

4、est微型撲翼飛行器(FMAV)是20世紀(jì)末發(fā)展起來的一種模仿鳥類飛行方式的仿生飛行器。與鳥類飛行類似,微型撲翼飛行器僅僅通過機(jī)翼撲動(dòng)就能產(chǎn)生飛行所需的升力和推力,因此氣動(dòng)效率較固定翼飛行器高出很多1。微型撲翼飛行器的雷諾數(shù)范圍一般在2000100000之間,在這一范圍的流動(dòng)非常復(fù)雜,而且隨著機(jī)翼的撲動(dòng),周圍流場屬非定常流動(dòng),故用傳統(tǒng)的空氣動(dòng)力學(xué)方法較難做出準(zhǔn)確的解釋2,3。微型撲翼飛行器空氣動(dòng)力學(xué)研究方法一般分計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)和外場試飛3種。在這一領(lǐng)域內(nèi),迄今還沒有合適的計(jì)算模型和方法。目前外場飛行試驗(yàn)用的較多,但只能直觀觀察,無法定量測試。而風(fēng)洞試驗(yàn)可以在所研究的問題完全相同或大體相同的條件

5、下,進(jìn)行模擬與觀測,因此所得結(jié)果較為真實(shí)、可靠4?；谝陨显?西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院根據(jù)微型飛行器的特點(diǎn)建立了中國第一座微型飛行器專用風(fēng)洞,并利用該風(fēng)洞對微型撲翼飛行器機(jī)翼進(jìn)行了初步的風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)。收稿日期:2005212221;修訂日期:2006212204通訊作者:宋筆鋒E2mail:bfsongnwpu1edu1cn。1試驗(yàn)設(shè)備與試驗(yàn)?zāi)Ｐ?1)試驗(yàn)風(fēng)洞及相關(guān)測量設(shè)備如圖1所示,試驗(yàn)中的風(fēng)洞為直流閉口式,主要性能指標(biāo)如下:圖1西北工業(yè)大學(xué)微型飛行器專用風(fēng)洞Fig.1TheMAVwindtunnelofNPU風(fēng)洞全長:61251m;試驗(yàn)段尺寸(長寬高):017m015m015m;試驗(yàn)段4個(gè)洞

6、壁各向外擴(kuò)張018,以消除附面層的影響;試驗(yàn)風(fēng)速范圍:3m/s2017m/s;動(dòng)壓穩(wěn)定性:0100401008;276航空學(xué)報(bào)第28卷氣流紊流度012%;平均氣流偏角012迎角變化范圍:-422;迎角控制精度6。應(yīng)變天平為自行研制的MPT0404型二分力微量程天平,主要性能參數(shù)如下:量程:升力Y=500g阻力X=300g精度:升力均方根誤差:015g升力相對均方根誤差:011%阻力均方根誤差:0145g阻力相對均方根誤差:0115%該天平摒棄常用微力天平的長桿型設(shè)計(jì),而采用剛度較大、長度較短的倒L型,撲動(dòng)時(shí),天平發(fā)生不必要的振動(dòng),性。同時(shí),去除10Hz以上的雜波干擾,10Hz以下的機(jī)翼氣動(dòng)力動(dòng)

7、態(tài)測量要求。(2)試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮囼?yàn)?zāi)Ｐ蜑槲⑿蛽湟盹w行器樣機(jī)PY28C的其撲動(dòng)機(jī)構(gòu)及試驗(yàn)機(jī)翼,如圖2。該機(jī)翼撲動(dòng)機(jī)構(gòu)的優(yōu)良之處在于機(jī)翼撲動(dòng)頻率可以在010Hz內(nèi)以015Hz為間隔進(jìn)行調(diào)節(jié),便于進(jìn)行和撲動(dòng)頻率有關(guān)的吹風(fēng)試驗(yàn)研究。圖3試驗(yàn)機(jī)翼Fig.3Experimentwings洞壁干擾主要包括阻塞效應(yīng)干擾和升力效應(yīng)干擾,根據(jù)文獻(xiàn)5,6所提供的方法對升、阻系數(shù)進(jìn)行如下修正:)(1)Cy=Cyu(1-2)+Cyu(1-2)2(2)Cx=Cxu(1-2A=0174Cxu3/2+4AA(3)式中:V為試驗(yàn)?zāi)Ｐ腕w積;A為風(fēng)洞試驗(yàn)段截面積;S為模型參考面積;為翼展與風(fēng)洞寬度之比、試驗(yàn)段截面形狀等因素的因子;Cy

8、,Cx為修正后的氣動(dòng)力系數(shù);Cyu,Cxu為未經(jīng)修正的氣動(dòng)力系數(shù)。本次試驗(yàn)中,V=219310-6m3,A=01168。0125m2,S=01026m2,支架干擾主要來源于天平支架及撲動(dòng)機(jī)構(gòu)的氣動(dòng)力對撲翼升力和阻力的影響。因此,在正式試驗(yàn)前對天平支架及安裝在其頂端的撲動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)圖2試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.2Experimentmodel行了預(yù)吹風(fēng),測得的升力和阻力干擾量如表1和表2所示。為了減小試驗(yàn)工作量,可以近似地認(rèn)為相近模型狀態(tài)的支架干擾量是相同的5。表1不同風(fēng)速和迎角下的支架升力干擾量/gTable1Theinterfereofbracketsonliftforce/g)迎角/(試驗(yàn)中與撲動(dòng)機(jī)構(gòu)相

9、配合的機(jī)翼平面形狀有矩形、梯形、倒梯形、1/4橢圓形,翼展都為36cm,最大弦長都為712cm,如圖3。(3)洞壁及天平支架干擾修正由于目前撲翼風(fēng)洞試驗(yàn)還屬于全新的領(lǐng)域,洞壁和天平支架干擾修正還只能參考常規(guī)固定翼的修正方法,以使所得初步試驗(yàn)結(jié)果盡量接近于干凈機(jī)翼的理想狀態(tài),同時(shí)又有利于風(fēng)洞試驗(yàn)的順利進(jìn)行。風(fēng)速/(ms-1)346810-3-210-210-210-217-3100-015-110-114-211-2145011012014019110100120121141192171501711211721531620110115210214319第2期邵立民等:微型撲翼飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)初步研

10、究277表2不同風(fēng)速和迎角下的支架阻力干擾量/gTable2Theinterfereofbracketondragforce/g)迎角/(數(shù)并無顯著變化。20218319511619910(-1346810-31101143104156190110113311419713511521731851671810210218412517810152133144196148132試驗(yàn)結(jié)果及分析(1)機(jī)翼撲動(dòng)時(shí)周期性變化的氣動(dòng)力如圖4,機(jī)翼最大瞬時(shí)升力達(dá)90g,是PY28C重量的2125倍,由此可見機(jī)翼撲動(dòng)對氣動(dòng)力的影響還是十分巨大的,撲翼飛行器的穩(wěn)定飛行沒有特別意義。,阻力在0,其平正推力。8Hz,飛

11、行速度穩(wěn)定在6m/s時(shí),對應(yīng)于真實(shí)的飛行狀態(tài),此時(shí)重量40g的PY28C是可以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行的,分析外場成功飛行錄像資料也證明了這一推斷。5svsflappingfrequency6飛行時(shí)升力和推力產(chǎn)生的機(jī)理。圖6撲翼氣動(dòng)力簡化模型Fig.6Simplifiedflappingwingaerodynamicforcemodel如圖6(a)所示,當(dāng)機(jī)翼向下?lián)鋭?dòng)時(shí),除來流速度V外,氣流相對于機(jī)翼有一垂直向上的相對速度Vdown,因此機(jī)翼總的相對來流速度為V=2+V2down,作用在機(jī)翼上的氣動(dòng)力Fdown指向圖4撲翼周期性變化的氣動(dòng)力Fig.4Liftanddragforceversustime前上

12、方,其在垂直和水平方向的分量FL,FT即為機(jī)翼下?lián)鋾r(shí)的正升力和正推力。反之,如圖6(b),機(jī)翼上撲時(shí),氣流相對于機(jī)翼有一垂直向下的速度Vup,機(jī)翼總的相對來流速度大小為V=2從研究方便的角度考慮,為了使試驗(yàn)結(jié)果清晰、直觀,僅取某一撲動(dòng)穩(wěn)定段的若干完整撲動(dòng)周期的氣動(dòng)力平均值,來表示機(jī)翼在某一狀態(tài)下的升力和阻力。另外需要說明的是:限于目前的試驗(yàn)條件,只能將平行于來流方向的純推力、型阻和升致阻力等氣動(dòng)力放在一起測量,稱為論文中的“阻力”。(2)機(jī)翼升、阻系數(shù)隨撲動(dòng)頻率的變化如圖5,機(jī)翼撲動(dòng)軸與來流V的夾角即迎角為5時(shí),3種風(fēng)速下阻力系數(shù)都隨撲動(dòng)頻率的增加而呈明確的下降趨勢,即撲翼產(chǎn)生的推力在在隨著撲

13、動(dòng)頻率的增加而增大,但機(jī)翼平均升力系+V2up,這時(shí)機(jī)翼上的氣動(dòng)力Fup指向前下方,其在垂直和水平方向的分量FL,FT即分別為機(jī)翼下?lián)鋾r(shí)的負(fù)升力和正推力。增大撲動(dòng)頻率會(huì)增大Vdown和Vup,因此會(huì)增大機(jī)翼總的氣動(dòng)力Fdown,Fup在平行于V方向上的分量FT,即撲翼產(chǎn)生的推力。機(jī)翼的總阻力是型阻(主要是摩擦阻力和壓差阻力)、升致阻力和機(jī)翼撲動(dòng)產(chǎn)生的推力FT共同作用的結(jié)果,也就是說機(jī)翼撲動(dòng)產(chǎn)生的推力FT隨著撲動(dòng)頻率的增加而增大,同時(shí)由于撲動(dòng)加劇導(dǎo)致機(jī)翼表面產(chǎn)生的分離更加劇烈,壓差阻力和摩擦阻力都增大,但二者的增量比推力增量小,故機(jī)翼總的推力系數(shù)278航空學(xué)報(bào)第28卷呈現(xiàn)增大趨勢。隨著撲動(dòng)頻率的

14、增加,機(jī)翼下?lián)鋾r(shí)的正升力顯著增大,機(jī)翼上撲時(shí)的負(fù)升力也顯著增大3,但由于正迎角的影響,機(jī)翼下?lián)洚a(chǎn)生的正升力要大于上撲產(chǎn)生的負(fù)升力,故整個(gè)撲動(dòng)周期的平均升力仍為正值,可見機(jī)翼撲動(dòng)時(shí)的平均正升力主要是迎角的作用,因此圖5中的升力系數(shù)并沒有因撲動(dòng)頻率的增加而發(fā)生顯著變化。由以上可知迎角是升力產(chǎn)生的決定因素之一,而撲動(dòng)頻率主要影響推力的產(chǎn)生。這一結(jié)論以及試驗(yàn)結(jié)果與文獻(xiàn)7的理論計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果相同。(3)機(jī)翼升、阻系數(shù)隨前進(jìn)比J的變化到撲動(dòng)頻率的影響,風(fēng)速與機(jī)翼升、,J=翼升力系數(shù)明顯大于迎角10的機(jī)翼升力系數(shù),這一規(guī)律與常規(guī)固定翼類似。雖然,兩迎角下的機(jī)翼升力系數(shù)稍有下降,但升力的增加還是非常顯著的。以

15、迎角20的機(jī)翼為例,風(fēng)速3m/s時(shí)的升力為1712g,風(fēng)速10m/s時(shí)的升力為12015g,增加了大約7倍,由此可見風(fēng)速對升力的影響還是非常顯著的。(4)機(jī)翼升、阻系數(shù)隨迎角的變化如圖8,在3種風(fēng)速下,隨著迎角的增大,升力系數(shù)增大,阻力系數(shù)增大,這一變化規(guī)律與常規(guī)固定翼類似,從,。實(shí)驗(yàn)中當(dāng)達(dá)到12015g,是微2fR(4)型撲翼飛行器PY28C重量的3倍,可見迎角對撲翼升力的產(chǎn)生具有決定意義。另一方面,由于迎角增大和機(jī)翼撲動(dòng),流動(dòng)分離加劇,壓差阻力增大;同時(shí)升力系數(shù)增大,升致阻力也隨之增大,故總的阻力必然隨著迎角的增大而增大。式中:V為風(fēng)速;R為半翼展;f為撲動(dòng)頻率;為弧度表示的撲動(dòng)幅度。如圖

16、7,兩迎角下的阻力系數(shù)隨著前進(jìn)比的增加而增大。當(dāng)J較小時(shí),風(fēng)速V較低,型阻和升致阻力較小,撲動(dòng)的劇烈程度相對較高,撲翼推力較大,故總的阻力系數(shù)是負(fù)值。J較大時(shí),風(fēng)速V較高,型阻和升致阻力增加較多,撲動(dòng)的劇烈程度相對減小,撲翼產(chǎn)生的推力變小,故總的阻力系數(shù)變大。圖8機(jī)翼升、阻系數(shù)隨迎角的變化Fig.8Liftanddragcoefficientsversusattackangle(5)平面形狀對機(jī)翼升、阻系數(shù)的影響圖7機(jī)翼升、阻系數(shù)隨風(fēng)速的變化Fig.7Liftanddragcoefficientsvswindspeed同時(shí),隨著風(fēng)速的增加,兩迎角下的機(jī)翼升力系數(shù)有所下降,可能的原因是:由于實(shí)驗(yàn)

17、機(jī)翼剛度不大,增加的風(fēng)速使機(jī)翼發(fā)生弦向彎曲變形(實(shí)驗(yàn)中也觀察到了這種彎曲變形),從而造成機(jī)翼的實(shí)際迎角減小,故升力系數(shù)有所減小。迎角20的機(jī)如圖9,4種不同平面形狀機(jī)翼的升力系數(shù)都隨風(fēng)速的增加而減小,阻力系數(shù)隨風(fēng)速的增加而增大。圖中翼尖面積較大的機(jī)翼能產(chǎn)生更大的推力,故總的阻力較小,即具有較小的阻力系數(shù)。倒梯形機(jī)翼阻力系數(shù)最小,矩形次之,梯形和1/4橢圓形的阻力系數(shù)比較接近;翼根面積較大的機(jī)翼的升力系數(shù)較大,如梯形的升力系數(shù)最大,1/4橢圓形和矩形其次,倒梯形的升力系數(shù)最小。由于撲翼的翼尖部分撲動(dòng)線速度大于翼根,同時(shí)翼尖部分剛度較小,撲動(dòng)時(shí)的弦向彎曲變形較大,這種翼尖部分的變形對推力的產(chǎn)生有利

18、9,第2期邵立民等:微型撲翼飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)初步研究279力、型阻、升致阻力三者之和)較小,因此展弦比大的機(jī)翼具有較小的阻力系數(shù)。以上結(jié)論也與文獻(xiàn)11中的有限展長撲翼推進(jìn)效率公式=(5)1+2/RA相似,式中:為推進(jìn)效率;RA為展弦比。由式(5)可知通過提高RA可以使推進(jìn)效率接近100%。自然界中長距離遷徙的鳥類,如太平洋金鸻等候鳥,它們的翅膀都。,所以在實(shí)際應(yīng)用中還需權(quán)衡考慮。(7)翼型彎度對機(jī)翼升力、阻力系數(shù)的影響圖11顯示了10迎角下具有帶彎度翼型機(jī)翼和平板機(jī)翼的升、阻系數(shù)隨風(fēng)速的變化,帶彎度翼型機(jī)翼的升力系數(shù)和阻力系數(shù)都比平板機(jī)翼大。在低速情況下,帶彎度翼型機(jī)翼升力系數(shù)普遍比平板機(jī)翼大6

19、0%以上,主要原因是翼型彎度造成機(jī)翼上下流動(dòng)的不對稱,機(jī)翼上表面流速大于下表面,從而產(chǎn)生較大的正升力4,可見機(jī)翼彎度無論對撲翼還是固定翼來說都具有增大升力系數(shù)的作用。圖9平面形狀對升、阻系數(shù)的影響Fig19Planeshapeseffectsonliftanddragcoefficients,大,(能產(chǎn)。另一方面,變形較小,不會(huì)產(chǎn)生降低升力的弦向彎曲變形,同時(shí)由于翼根部分靠近機(jī)翼中段,機(jī)翼三維效應(yīng)影響較小,因此翼根部分對升力產(chǎn)生有利。梯形機(jī)翼的面積主要集中在翼根部分,故具有較大升力系數(shù)。因此,撲翼機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要靠機(jī)翼的內(nèi)翼段,推力的產(chǎn)生主要靠機(jī)翼的外翼段,該結(jié)論與參考文獻(xiàn)10中關(guān)于鳥類翅膀

20、升力、推力產(chǎn)生部分的結(jié)論相同。(6)展弦比對機(jī)翼阻力系數(shù)的影響如圖10,展弦比分別為3,4,5的機(jī)翼阻力系數(shù)隨風(fēng)速的增加而增大,展弦比5的機(jī)翼在所有風(fēng)速下的阻力系數(shù)都比其它兩個(gè)機(jī)翼小,尤其是在低速階段。由于展弦比與升致阻力成反比,展弦比較大,升致阻力較小,機(jī)翼總阻力較小;另一方面,展弦比較大機(jī)翼的外段剛度較小,弦向彎曲變形較大,能產(chǎn)生更大的推力,故其總的阻力(推圖11翼型彎度對升、阻系數(shù)的影響Fig.11Airfoitcambereffectsonliftanddragcoefficient但是,帶彎度翼型機(jī)翼阻力系數(shù)也較平板機(jī)翼大,由于翼型彎度,流動(dòng)分離加劇,摩擦及壓差阻力增大,故帶彎度翼型

21、機(jī)翼型阻較大;同時(shí),由于具有帶彎度翼型機(jī)翼升力系數(shù)較大,升致阻力也較大,因此帶彎度翼型機(jī)翼總的阻力系數(shù)也較平板機(jī)翼大。圖10展弦比對阻力系數(shù)的影響Fig110Wingaspectratioeffectsondragcoefficient280航空學(xué)報(bào)第28卷newdimensioninflightR.US,DARPA/TTOReport,1997.3新型機(jī)翼的研制與試飛根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果,確定采用變彎度矩形機(jī)翼安裝于自行研制的PY28C微型撲翼飛行器撲動(dòng)機(jī)構(gòu)上。所謂變彎度矩形機(jī)翼就是在機(jī)翼外段采用平板翼型,以使機(jī)翼外段產(chǎn)生的推力更大;機(jī)翼內(nèi)段采用S1020翼型,以使對升力產(chǎn)生起主要作用的內(nèi)段機(jī)翼產(chǎn)生

22、更大的升力,從而使整個(gè)機(jī)翼具有較高升力系數(shù)。PY28C翼展36cm,弦長715cm,質(zhì)量40g,最大撲動(dòng)頻率10Hz,最長飛行時(shí)間10min以上,飛行實(shí)況如圖12所示。2崔爾杰.生物運(yùn)動(dòng)仿生力學(xué)與智能微型飛行器J.力學(xué)與實(shí)踐,2004,2(4):324.CuiEJ.Biomimaticsofflyinganimalsandintelligentmi2croairvehicleJ.MechanicsandPractice,2004,2(4):324.(inChinese)3白存儒.微型撲翼機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)探索性研究J.流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測量,2003,17(9):37238.BaiCR.Micro2fla

23、ppingwingdesignandtestforaerody2namicpropertiesJ.MechanicalScienceandTechnology,2003,17(9):37238.(inChinese)4陳再新,劉福長,鮑國華.空氣動(dòng)力學(xué)M.北京:航空工業(yè)出版社,1993:223.ChenZX,LiuFC,BaoM.Bei2jing:223.(inChinese)5.M.北京:國防工C,XiZX.Experimentaltechnologyofaeronau2M.Beijing:NationalDefenceIndustryPress,1986.1402163.(inChines

24、e)6王勛年,孫正榮.低速風(fēng)洞試驗(yàn)M.北京:國防工業(yè)出版社,2002:3362339.WangXN,SunZR.TestofthelowspeedwindtunnelM.Beijing:NationalDefenceIndustryPress,2002.3362339.(inChinese)7DeLaurierJD,HarrisJM.Astudyofanefficientorni2thopterwingJ.AeronauticalJournal,1993,97(5):1532162.8胡宇群.微型飛行器中的若干動(dòng)力學(xué)問題研究D.南京:圖12PY-8C飛行實(shí)況Fig.12PY-8Cflying外

25、場試飛結(jié)果也表明變彎度矩形機(jī)翼是升力特性和阻力(推力)特性都比較均衡的機(jī)翼,具有較大的升力系數(shù)和較高的升阻比,可以很好的滿足飛行性能的要求,從而也證明了進(jìn)行風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)對研制性能先進(jìn)的撲翼飛行器具有重大的現(xiàn)實(shí)意義。4結(jié)論南京航空航天大學(xué),2002.HuYQ.StudyofsomeproblemsofdynamicsofMAVD.Nanjing:NanjingUniversityofAeronauticsandAs2tronautics,2002.(inChinese)9曾銳,昂海松,梅源.柔性撲翼的氣動(dòng)特性研究J.應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào),2005,22(1):127.ZengR,AngHS,MeiY.Aerodynamiccomputationofflex