柔性扑翼的气动特性研究

以往扑翼的气动力计算研究都很少考虑扑翼的柔性,而在鸟的扑翼动作中,在外加气动力和鸟自身的扑动力作用下,扑翼的柔性变形相当大。本文在原有匀速刚性模型的基础上,提出考虑了扑翼扑动速率变化和形状变化的扑翼分析模型,使之更接近鸟翼柔性扑动真实情况。通过计算分析气动特性发现,控制适当的话,柔性变形能大大改善扑翼的气动性能。本文通过模拟鸟扑翼的柔性运动,计算了时柔性扑翼气动力以及平均升力系数和平均推力系数随着扑动角、倾斜角等参数变化的情况,从而从气动的角度解释了为什么鸟在不同的飞行阶段扑翼规律各不相同,并为柔性扑翼飞行器的设计提供了理论依据。     

扑翼柔性及其对气动特性的影响

以往对扑翼气动特性的研究基本上都是基于简单的匀速刚性模型,但是通过大量观察不同飞鸟的扑翼动作发现,该模型与鸟翼的实际扑动还有很大差别。鸟翼不但上扑段和下扑段所需时间不同,而且在扑动过程中,鸟翼的形状无论沿弦向或展向都存在着相当大的柔性变形。本文在原有匀速刚性模型的基础上,加入了扑动速率变化和形状变化的影响,得出新的变速柔性扑翼分析模型,使之更接近鸟翼柔性扑动的真实情况。通过对比计算发现,柔性变形对扑翼的升力与推力都有着显著影响,如果控制得当,柔性变形能大大改善扑翼的气动性能。     

膜扑翼飞行器的变形研究

最近昆虫翼的变形成了研究热点,而扑翼飞行器的变形力学研究却几乎无人问津.然而,无论昆虫、鸟类还是扑翼飞行器在飞行时,翼的变形都是存在的,要精确计算翼扑动产生的气动力,必须考虑其变形.本文比较了导致变形产生的膜扑翼飞行器的惯性力和气动力在一个周期中的变化情况,发现它们的峰值比值为2左右,然后提出了在随体坐标系中的固支边界条件,采用有限元法计算了惯性力和气动力分别对变形的影响,发现扑翼飞行器的气动力对变形的影响是不可忽略的重要因素,而惯性力与气动力的合力引起的最大正变形发生在下扑初始阶段,最大负变形发生在上扑初始阶段.本文为扑翼飞行器的设计提供了力学分析基础.     

前后双扑翼水平距离及相位差对其气动性能的影响

通过在动态网格上求解Navier-Stokes方程,对前后双扑翼的非定常粘性流场进行了数值模拟和气动干扰分析,考察了前后翼不同水平距离和不同相位差对其气动力和气动效率的影响。结果表明,扑动前翼和静止后翼间的气动干扰在各种不同水平距离下都有利于气动特性的改善,但气动干扰的作用随着前后翼水平距离的增大而减弱;前后双翼扑动的相位差是影响气动性能的重要参数,两翼间的气动干扰是否有利则与相位差和水平距离有直接联系。     

扑翼飞行器的凸轮摇杆型扑动机构设计与气动力学分析

为了提高扑翼飞行器的飞行性能,借鉴大型鸟类的飞行运动特征,设计了一种以凸轮摇杆为扑动机构的新型扑翼飞行器,建立了扑动机构的运动学和气动力学模型.结果表明:通过大型鸟类翅翼扑动规律对凸轮机构进行优化设计,得到了扑翼下扑占据整个扑动行程的60％左右;而提出的凸轮摇杆扑动机构的运动学模型,能够求解扑翼飞行器的相关运动参数.基...     

仿生扑翼飞行机器人翅型的研制与实验研究

模仿昆虫和小鸟飞行的扑翼飞行机器人将举升、悬停和推进功能集于一个扑翼系统,与固定翼和旋翼完全不同,因此研究只能从生物仿生开始。生物飞行的极端复杂性使得进行完整和精确的扑翼飞行分析非常复杂,因此本文在仿生学进展基础上,通过一些合适的假设和简化,建立了仿生翅运动学和空气动力学模型,并以此为基础研制了多种翅型。研制了气动力测量实验平台,对各种翅型进行了实验研究。实验结果表明,研制的翅型都能产生一定的升力,其中柔性翅具有较好的运动性能和气动性能,并且拍动频率和拍动幅度对升力有较大影响。     

基于三路舵机驱动的扑翼飞行模型气动特性研究

扑动而形成非定常气动现象是扑翼飞行过程中产生高升力的主要原因。本文以Ellington实验的鹰蛾翅膀为原形,设计扑翼实验及数值计算模型。通过压差传感器对翅膀模型上翼面固定位置进行测压,分析前缘涡的产生及脱落情况(考虑动压效应)。测量上下翼面固定位置处的压差,揭示扑翼飞行中产生高升力的主要原因。利用烟风洞观察扑翼模型周围流场结构及特殊涡产生变化情况。另外,根据Ellington提供的升力关系式估算了扑翼模型在一个周期内的平均升力。最后,基于三维欧拉方程对扑翼飞行气动特性进行数值模拟,计算结果与实验吻合良好。     

N-S方程数值研究翼型对微型扑翼气动特性的影响

首先基于嵌套网格发展了一套适用于三维扑翼研究的非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程数值模拟方法.为了解决微型扑翼在低马赫数下的收敛问题,使用了预处理方法,湍流模型为BL模型.在该方法的基础上,保持状态参数和扑翼表面形状一定的情况下,分别研究了一系列不同厚度、不同弯度的翼型对于微型扑翼气动特性的影响....     

两串列扑翼的相位差对平均推力影响机理的实验研究

在一个低雷诺数的循环水洞中,实验研究了前后翅翼之间的相位差对两串列扑翼平均推力的影响.利用一个三分量的Kistler 压力传感器来测量扑翼的瞬时力;利用一个数字粒子测速仪系统(TSI DPIV) 来测量扑翼的前缘涡以及其周围的流场. 当相位差从0° 增加到360°,前翅的平均推力随着相位差正弦变化;前翅平均推力的增加是由于后翅的前缘涡和滞止区域增加了前翅的有效攻角. 后翅平均推力曲线有一个明显的V 字形低谷.低谷处较小的平均推力是由于前翅的脱落涡抑制了后翅前缘涡的形成并且减小了其有效攻角.当间距为0.5倍弦长相位差约为290°时,前后翅翼平均推力系数的合值能达到最大值0.667,明显大于两倍的单翼平均推力系数(2×0.255).      

高速飞行器中空翼结构高温热振动特性试验研究

远程高速飞行器飞行速度快, 滞空时间长, 飞行过程中翼、舵等结构会出现长时间的剧烈振动, 由气动加热产生的高温还会使飞行器材料和结构的弹性性能发生变化, 从而引起翼、舵等结构振动特性的改变.因此获得高温与振动复合环境下的远程高速飞行器翼、舵等结构的振动特性参数对于高速飞行器的安全设计具有非常重要的意义.将高温热环境试验系统与振动试验系统相结合, 在对中空翼面结构进行振动激励的同时使用红外辐射加热方式对翼面结构生成可控的热环境, 并通过自行设计的耐高温引伸装置将中空翼结构的振动信号传递到非高温区进行数据采集与分析的方式, 实现了高达800℃~900℃的力热复合环境下的翼结构固有频率、模态等振动特性参数的试验测试, 其试验结果为远程高速飞行器中空翼结构在高温振动环境下的动特性分析和安全可靠性设计提供了重要依据.     

鸭式旋翼/机翼飞机悬停及小速度前飞气动干扰实验研究

鸭式旋翼/机翼飞机是一种新概念可垂直起降高速飞行器,为了解该飞机在悬停及小速度前飞时的全机气动干扰特性,在南京航空航天大学开口风洞中进行了飞机全机气动力实验,实验采用多台测力天平分别测量主机翼和机身的气动力.结果表明,悬停时受主机翼高速旋转产生的下洗尾流影响,机身产生了较大的法向力和低头力矩;前飞时下洗尾流对机身的法向力和俯仰力矩有比较严重的干扰,对滚转力矩和偏航力矩干扰较小,对侧向力有一定影响.实验结果为飞机的飞行动力学特性研究以及控制律设计提供了参考.＃     

排翼布局飞行器气动性能的实验研究

通过低速低湍流度风洞实验,研究了利用排翼布局改善充气飞机采用大厚度翼型机翼带来的气动效率偏低问题。首先比较了采用不同厚度翼型的单翼与排式双翼布局的气动特性。在此基础上,为了优化排翼布局的气动特性,研究了给后翼安装偏转角对排翼布局气动特性的影响。同时,基于NACA0030翼型,设计了波纹型外形的充气机翼,比较了此外形下单翼和排翼布局气动性能的差异。实验结果表明,采用排翼布局能够改善采用厚翼型单翼布局的气动性能,而给后翼安装一定偏转角可以进一步提高排翼布局的升力和升阻比。采用波纹外形和光滑外形机翼模型的对比结果表明,波纹外形能够在大迎角时改善充气机翼的失速性能。分析认为,造成这一现象的流动机理是由于波纹型机翼在实验条件下提前由层流转捩为湍流,使失速推迟,流动分离现象有所减弱。     

无伞末敏弹气动特性风洞实验研究

为实现末敏弹的无伞稳态扫描运动,设计了一种短圆柱轴向非对称尾翼子弹气动外形。设计了模型和实验装置,进行了大迎角低速风洞实验。获得了模型在有/无减旋翼、固定和自由旋转条件下的气动力数据,测量了模型在气动力作用下的转速。实验结果表明:设计的尾翼能够为模型提供较大的阻力,旋转时模型的阻力系数有所减小;在有减旋翼的情况下,模型能够保持较低的稳定转速;模型的静稳定性较差;模型旋转时稳定性有较大的改善。需要进一步改进尾翼,提高静稳定性,为扫描角的稳定提供保证。实验结果可为无伞末敏弹的设计和改进提供参考。     

快速俯仰三角翼的非定常空气动力实验研究

展弦比为１．５和２．０的两个平板三角翼作快速俯仰振荡运动的非定常空气动力实验研究在南京航空航天大学３×２．５米低速风洞中进行。俯仰运动的振幅为６０°和９０°，无因次俯仰率参数范围为０．０１￣０．０３。以三角翼根弦为参考长度的雷诺数为０．７２×１０＾６。用六分量应变天平测量模型的空气动力和力矩。实验结果表明：法向力和俯仰力矩系数相对于静态值的过冲量以及滞环大小与无因次俯仰率、振幅及展弦比密切相关，而     

大跨度脊谷式膜屋盖风载分布的实验研究

基于台州某风雨操场脊谷式张拉膜屋盖缩尺模型风洞试验的数据结果,选取典型测点,研究了屋面迎风前缘、过渡区及中轴区的平均风压和脉动风压系数的分布特性。同时,鉴于屋盖的不规则曲面造型,表面风压梯度变化较大,采用单一体型系数反映屋面风载已不能满足要求。文中在结合屋盖自身复杂体型和风压分布特征基础上,按各榀各边片将屋面划分为不同区域,对5个不利风向角下的区域体型系数进行统计分析,并给出各区域体型系数建议取值。最后,针对这类体型屋盖特点和风压分布特性,得出一些结论和建议,为进一步研究该类屋盖的风荷载特性和结构抗风设计提供了依据。     

颤振的增益调度控制实验研究

本文对机翼外挂系统颤振的半主动抑制实验进行了研究分析,在引入电磁阻尼器对风振控制的同时,根据增益调度控制原理设计并制造了控制系统,在风洞实验中实现了电磁阻尼器对系统的颤振半主动抑制,为颤振抑制的实现又提供了一种实验的方法。     

高层建设风压试验研究

通过缩尺比为１：３００的模型风洞测压试验,研究了在１６个来流风向下某高层建筑表面的风压分布,结合当地的气象风速资料,给出了５０年重现期风速下的最大风荷载分布,为该建筑的设计提供了风荷载依据。     

Aerodynamic Coefficients and Deformation Measurements on Flexible Micro Air Vehicle Wings

This paper documents the elastic deformations and corresponding aerodynamic coefficients of flexible wings used for micro air vehicles (MAVs). These low-aspect ratio wings, developed and fabricated at the University of Florida, incorporate an elastic latex membrane skin covering a thin carbon fiber skeleton. The wings were tested in a unique low-speed wind tunnel facility integrating a visual image correlation (VIC) system with a six-component strain gauge sting balance. Model characteristics are presented, along with the appropriate specimen preparation techniques and wind tunnel instrumentation. The static response characteristics, including full-field displacements and plane strain measurements, for three distinct MAV wing designs are presented. The full-field deformation results show how passive wing flexibility preferably affects aerodynamic performance when compared to a rigid model of similar geometry.     

低Re数下变弯度机翼的非定常气动特性实验研究

利用变弯度机翼模型及相关的风洞实验平台,开展了以弯度变化速率影响为重点的机翼非定常特性研究。实验结果显示,在低Re数(~105)下,机翼弯度非定常变化得到的升阻力系数曲线与准定常条件下的结果存在显著差异。具体表现为:准定常状态下,曲线表现出明显的可逆性;而弯度非定常变化时,曲线在弯度递增区和递减区之间存在明显的迟滞效应,而且随着变形速率的增加,这种迟滞也越明显。流场显示结果表明,这种小St数下出现的流动迟滞是由于弯度变形导致的流动分离的分离点相对机翼运动迟滞所造成的。这说明弯度变化时,分离流场结构的响应时间尺度与弯度变化周期相当,也揭示了该条件下机翼弯度变化对流动的抑制作用主要是通过改变分离区的大小来实现的。