微型撲翼飛行器機(jī)翼氣動(dòng)特性研究.pdf

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1、2006年12月西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)Dec.2006第24卷第6期JournalofNorthwesternPolytechnicalUniversityVol.24No.6⒇微型撲翼飛行器機(jī)翼氣動(dòng)特性研究楊淑利,宋文萍,宋筆鋒,邵立民(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,陜西西安710072)摘要:依據(jù)微型撲翼飛行器產(chǎn)生升力和推力的機(jī)理,設(shè)計(jì)了一套能夠快速、有效求得撲翼飛行器機(jī)翼氣動(dòng)特性的計(jì)算方法。計(jì)算程序通過VisualBasic和Fortran語言混合編程來實(shí)現(xiàn),核心部分是利用改進(jìn)的片條理論方法估算撲翼機(jī)翼的

2、氣動(dòng)性能。計(jì)算結(jié)果與在西北工業(yè)大學(xué)微型飛行器專用風(fēng)洞中所進(jìn)行的吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果吻合良好,證明了該方法的正確性和有效性。在此基礎(chǔ)上,研究了不同機(jī)翼平面形狀、不同展弦比、不同上下?lián)鋾r(shí)間比對(duì)微型撲翼飛行器機(jī)翼氣動(dòng)性能的影響,這些參數(shù)對(duì)微型飛行器的設(shè)計(jì)有一定的指導(dǎo)和參考意義。關(guān)鍵詞:微型撲翼飛行器,片條理論,機(jī)翼,風(fēng)洞試驗(yàn)中圖分類號(hào):V211.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A文章編號(hào):1000-2758(2006)06-0768-06于20世紀(jì)90年代提出的微型撲翼飛行器通過先,沿展向方向?qū)C(jī)翼分成2n個(gè)翼剖面,在機(jī)翼撲機(jī)翼撲動(dòng)不僅可以產(chǎn)生升力,還可以產(chǎn)生維持

3、撲翼動(dòng)運(yùn)動(dòng)中的每一時(shí)刻,求出每個(gè)翼剖面的升力和推飛行的推力,取代了用螺旋槳或噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)作為力,然后疊加得到整個(gè)機(jī)翼的瞬時(shí)升力和推力。[1]推進(jìn)器,因此氣動(dòng)效率較固定翼飛行器高出很多。圖1顯示了第i個(gè)翼剖面所受的力和力矩示意在研制微型撲翼飛行器時(shí),為了能快速、有效地圖。機(jī)翼撲動(dòng)軸為左右機(jī)翼對(duì)稱軸,彈性軸為機(jī)翼的估算機(jī)翼氣動(dòng)特性,本文發(fā)展了一套基于改進(jìn)的片前梁,機(jī)翼隨前梁的彎曲而彎曲,隨其扭轉(zhuǎn)而扭轉(zhuǎn)。條理論[2]的撲翼氣動(dòng)力計(jì)算方法,計(jì)算程序是通過第i個(gè)翼剖面的彎曲和扭轉(zhuǎn)用hi和θi表示。hi垂直于撲動(dòng)軸,表示第i個(gè)翼剖面的位移;θi

4、位于hi和撲動(dòng)VisualBasic和Fortran語言混合編程實(shí)現(xiàn)的。計(jì)算軸所組成的平面內(nèi),表示第i個(gè)翼剖面弦向與來流方法在應(yīng)用片條理論的基礎(chǔ)上,還綜合考慮了結(jié)構(gòu)方向的夾角。首先要求得hi和θi運(yùn)動(dòng)參數(shù),進(jìn)而求得彈性、渦尾跡、失速、翼剖面平均迎角和摩擦阻力等i段機(jī)翼的氣動(dòng)參數(shù)。因素的影響。采用本文方法能夠求解撲翼機(jī)翼的平均升力、推力、輸入和輸出功率及推進(jìn)效率等。所得計(jì)算結(jié)果和風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果吻合良好,證明了本文方法的正確性和有效性。另外,本文還研究了機(jī)翼平面形狀、展弦比、上下?lián)鋾r(shí)間比對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響,這些參數(shù)對(duì)微型飛行器的設(shè)計(jì)

5、有一定指導(dǎo)和參考意義。圖1第i個(gè)翼剖面的力和力矩示意圖1機(jī)翼氣動(dòng)特性計(jì)算方法簡(jiǎn)述由圖1可知~應(yīng)用改進(jìn)的片條理論計(jì)算機(jī)翼的氣動(dòng)參數(shù),首hi=(h0)i+hi⒇收稿日期:2006-02-21作者簡(jiǎn)介:楊淑利(1982-),女,西北工業(yè)大學(xué)碩士生,主要從事微型飛行器的研究。第6期楊淑利等:微型撲翼飛行器機(jī)翼氣動(dòng)特性研究·769·--~mnθi=θa+θw+θi(1)-2Pin∑∑(Pin)i(h0)i=(yisinΓ0)cos(kt),h0為外加驅(qū)動(dòng)位移,Γ0是mj=1i=1---(5)撲動(dòng)幅度的一半。θa是撲動(dòng)軸相對(duì)于來流速度U的Pou

6、tTU----俯仰角,θw是對(duì)于零風(fēng)速和無撲動(dòng)狀態(tài)下機(jī)翼弦向Z=Pout/Pin和撲動(dòng)軸的預(yù)安裝角。(Nc)i是源于環(huán)量的法向力,式中,(Pin)i為i段翼剖面瞬時(shí)輸入功率。Vi是機(jī)翼(Na)i是源于外顯質(zhì)量的法向力,(Mareo)i為圍繞氣微段在任意時(shí)刻t的上反角。動(dòng)中心的力矩。(Ninertia)i為法向慣性力,(Minertia)i為圍繞重心的慣性力矩。因?yàn)楸疚尼槍?duì)的撲翼機(jī)翼為2算例驗(yàn)證與分析柔性平板翼型,前緣半徑很小,故沒有前緣吸力。因此切向力只有摩擦阻力(Df)i。2.1機(jī)翼幾何和結(jié)構(gòu)參數(shù)分析hi和θi的計(jì)算考慮了機(jī)翼撲動(dòng)

7、引起的結(jié)構(gòu)彈性上述方法是針對(duì)西工大研制的微型撲翼飛行器~~[3]變形hi和θi,首先利用圖1所顯示的力求得作用在進(jìn)行設(shè)計(jì)的。該飛行器起飛重量40g,機(jī)翼形狀如圖機(jī)翼前緣的力Ni和力矩Mi,然后聯(lián)合結(jié)構(gòu)彈性影2所示,翼展為400mm,展弦比為5。機(jī)翼前梁為一~~響系數(shù)Chh,Chθ,Cθh,Cθθ就可求得hi和θi。如(2)式直徑1.2mm的碳桿,翼肋為直徑0.8mm碳桿,機(jī)~[Chh][Chθ]-{N}{h}=~(2)翼表面蒙一層聚酯薄膜。[Cθθ][Cθh]{M}{θ}另外,結(jié)構(gòu)彈性變形包括機(jī)翼在不撲動(dòng)和撲動(dòng)情況下的變形,即不隨時(shí)

8、間變化的力產(chǎn)生靜態(tài)彈性變形,反之則是動(dòng)態(tài)彈性變形,因此~-hi=Δhi+Whi~-(3)圖2機(jī)翼平面形狀示意圖θi=Δθi+Wθi--式中,Δhi,Δθi為靜態(tài)彎曲和扭轉(zhuǎn)變形;Whi,Wθi為動(dòng)[4]因該機(jī)翼為平板薄機(jī)翼,故不存在前緣