微型扑翼飞行器升力特性研究

1、第26卷第4期2008年12月文章编号:025821825(2008)0420519204空气动力学学报ACTAAERODYNAMICASINICAVol.26,No.4Dec.,2008微型扑翼飞行器升力特性研究张亚锋,宋笔锋,袁昌盛,吉国明(西北工业大学航空学院,陕西西安710072)摘要:为了对微型扑翼飞行器升力机理进行探索性研究,本文利用西北工业大学微型飞行器专用风洞进行了扑动翼频率、风速、迎角、扑动翼弯度对其升力特性影响的研究。并且利用示波器对扑动翼扑动相位角和产生升力大小之间的关系进行了研究。试验结果表明升力特性的研究为微型扑翼飞行器总体设计和气动布局设计提供了一定的工程指导。关键

2、词:微型扑翼飞行器;升力特性;扑动翼;风洞试验中图分类号:V211.7文献标识码:A0前言人具有小巧的、手提的、可随身携带、空飞行,器(MAV,Micro机器人)。微型飞行器分为固定翼、扑翼和旋翼飞行器。扑翼飞行器(Flapping2wingMAV)是一种模仿鸟类或昆虫飞行的新概念飞行器。与固定翼和旋翼飞行器相比,扑翼飞行器的主要特点是将举升、悬停和推进功能集于一个扑翼系统,可以用很小的能量进行长距离飞行,同时具有较强的机动性。仿生学和空气动力学研究结果表明,对于翼展小于15cm的微型飞行器,扑翼飞行比固定翼和旋翼飞行更具优势1。本文利用西北工业大学微型飞行器专用风洞对扑翼飞行器的升力特性进行

3、了试验研究。洞。试验风速稳定变化s,试验雷诺数变化范围为×104,试验精度为0.47%,试验准度为1.41%。微型飞行器风洞试验测试平台如图1。图1西工大微型飞行器专用风洞Fig.1TheMAVwindtunnelofNPU1试验装置1.1试验平台常规风洞最小试验风速大多在20m/s以上甚至更高,而微型飞行器的平飞速度通常在10m/s左右,从而使其微型扑翼飞行器的风洞试验具有试验风速小、气动力量级低、气动力随时间变化快等特点。因此扑动翼气动力的测量试验特别选在西北工业大学图2扑动机构Fig.2Flappingmechanism1.2扑翼机构本文中采用曲柄连杆机构用于扑动翼试验。该收稿

4、日期:2007203203;修订日期:2007207217.基金项目:国防科技预研基金项目(9140A13010306HK0321)资助作者简介:张亚锋(19802),男,陕西宝鸡人,博士研究生,研究方向为微型飞行器总体设计.© 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. 520空气动力学学报第26卷机构由铝制连杆和塑料齿轮组成,具有结构简单、重量轻的特点,重量为15g。最大扑动角度为76.88°,机构如图2所示。2测试模型2.1升力与相位角关系测试模型

5、我们将一个滑动变阻器装于扑动翼连杆上,当扑动翼处于不同扑动相位角时,滑动变阻器上的电压值发生变化,通过示波器测试变阻器的电压变化来显示扑动翼的运动规律,并结合天平测量力来研究扑动翼升力与其相位角的关系。2.2不同弯度扑动翼试验模型图4升力随时间的变化曲线Fig.4Liftcoefficientversustime3.2风速的影响本文采用弦长80mm,展长270mm的矩形机翼,其中迎角为6°,扑动频率为6Hz,V的变化如图55,由于飞行速度相对,所以速度变化对,从而影响了机翼的升力特性。我们制作了两付具有不同弯度的扑动翼,通过风洞试验研究了扑动翼弯度对其升力特性的影响。其中一副扑动翼不

6、带弯度(平直机翼),有10%的弯度。响,图5升力系数随风速的变化Fig.5Liftversuswindspeed图3试验机翼Fig.3Experimentwing3.3频率的影响3试验结果及分析3.1扑翼产生的气动力为了减小试验测量中信号噪声的干扰,测量时首先采用了10Hz低通道滤波器对信号进行了初次硬件滤波。图4给出了来流速度V为6m/s,机翼扑动频率f为7Hz、迎角为7°时扑动翼在2个扑动周期内升力L随时间的变化曲线。从图4可以看出机翼下扑时产生正升力,上扑时产生负升力,与扑翼气动机理分析相吻合2;机翼下扑时升力叠加值的绝对值明显大于上扑时升力叠加值的绝对值;因此在整个扑动周期内

7、扑动翼产生正的升力。扑动频率f是影响扑翼气动力的一个重要因素,也是扑翼飞行器区别于常规飞行器的一个特有参数。在本文中试验迎角为7°,扑动频率从4Hz到9Hz,间隔为1Hz;来流速度从4m/s增大到10m/s,间隔为2m/s。机翼升力系数随频率的变化曲线如图6。图6升力系数随频率的变化Fig.6Liftcoefficientversusfrequency© 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. 第4期张亚锋等:微型扑翼飞行器升力特性研究521由图6可

8、以看出随着扑动频率的增加,升力系数基本保持不变。其试验结果同文献3的理论计算结果相一致。随着机翼扑动频率的增加,扑动翼下扑时升力的最大瞬时值显著增大,但扑动翼上扑时产生的负升力也显著增加。扑动翼总的平均升力变化并不明显,由此可见扑动频率并不是产生升力的决定因素。缩减频率k定义了扑动速度相对来流速度的大小,反映了扑动频率和来流速度的关系。较大的k意味着扑翼高频扑动,来流速度相对较小;反之亦然。缩减频率的公式如下:k=U图8升力系数随迎角的变化Fig.8Liftcoefficientversusattackangle和升力曲线基本相差四分之一相位,当扑动翼处于水),升力达到最大值。平位置时(此时扑

9、动相位角为0°其原因主要在于在水平位置时扑动翼的投影面积最大,同时扑动翼产生的翼尖诱导速度最大,因此其升力也随之处于最大值。其中f为扑动频率,c为扑翼特征弦长,U为来流速度。由图7可以看出随着缩减频率的增加升力系数随之增加。当缩减频率增加时(机翼高频扑动及来流速度相对较小),化,对升力系数的影响。增加;反之亦然图9扑动相位角和气动力对应曲线Fig.9Flappingangleversusaerodynamicforce3.6扑动翼弯度的影响图7升力系数随缩减频率的变化Fig.7Liftcoefficientversusreduecdfrequency3.4迎角的影响试验中迎角为7&#

10、176;,扑动频率从4Hz9Hz,间隔为1Hz;来流速度从4m/s增大到10m/s,间隔为2m/s,缩减频率从0.51.0。从图10可以看出带弯度扑动翼的升力系数明显大于不带弯度扑动翼的升力系数。其主要原因在于扑动翼弯度的增加使其扑动翼上下表面的压差增加,从而使扑动翼的升力特性得到改善。试验中迎角为-3°18°,3°一个间隔,扑动频率为7Hz。如图8所示,在四种不同风速下随着扑动翼迎角的增大升力系数随之增加,其中扑动翼迎角为机身中轴线与来流的夹角。可见扑动翼迎角的变化对扑动翼升力的大小具有很大影响。3.5扑动相位角与升力的关系扑动翼的扑动随时间产生周期性变化,确定

11、不同扑动相位角处升力的大小可以更加详细、准确地了解扑动翼扑动全过程气动力变化情况。图9为频率为7Hz、迎角为7°、来流速度为8m/s时机翼扑动相位角图10升力系数随缩减频率的变化曲线Fig.10Liftcoefficientversusreduecdfrequency和气动力的对应曲线。从图9可以看出扑动相位角© 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. 522空气动力学学报第26卷4结束语本文通过对扑动翼试验模型进行低速风洞试验研究了扑动翼的升力特性

12、。通过试验可以看出迎角的变化对扑动翼的升力特性具有决定性影响;来流速度的增大使其扑动翼的升力系数随之减小;频率的变化对其升力的影响并不明显;扑动翼弯度的增加有利于提高扑动翼的升力特性;通过安装滑动变阻器进行扑动翼升力和相位角关系的研究从而为准确地计算扑动翼在不同相位角处产生升力的大小提供了试验指导。参考文献:1MCMICHEALJM,FRANCISMS.Microairvehi2cles2towardanewdimensioninflightR.USDARPA/TTOReport,1997.2曾锐.仿鸟微型扑翼飞行器的气动特性研究D.博士学位论文.南京:南京航空航天大学,2004,9:21.3

13、THOMASJM,JAMESDD.小型飞行器空气动力学J.力学进展,2004,34(2):2762279.LiftcharacteristicoftheflappingZHANGYa2feng,SONGBi2feng,Iming(CollegeofAeronautics,Northwestern,ShanXi710072,China)Abstract:Inordertoofflapping2wingMAV(MicroAirVehicle),thelifttestof2isinspecialmicroairvehiclewindtunnelofNPU(Northwest2ernPolytechnical)influencesofflappingfrequency,windvelocity,angleofattackandcam2berofflapping2wingliftcharacteristicareinvestigated.Therelationbetweenphase2angleofflappingandthemagnitudeofliftforceisinvestigated.Theresultofwindtunneltestprovidesguidelineinaircraftdesigna