2005年9月系统工程理论与实践第9期　文章编号:100026788(2005)0920137205微型飞行器空气动力学研究李占科,宋笔锋,张亚锋(西北工业大学航空学院,陕西西安710072)摘要:　围绕与微型飞行器相关的低雷诺数空气动力学问题,进行了低雷诺数翼型气动特性的数值分析研究、低马赫数低雷诺数流场数值计算方法研究、考虑扑翼结构弹性变形的气动特性估算方法研究、微型飞行器气动特性估算的非定常涡格法研究和微型飞行器的风洞试验研究,取得的研究成果对微型飞行器的发展具有重要的参考价值和指导意义.关键词:　微型飞行器;雷诺数;扑翼;风洞试验中图分类号:　V27912 文献标识码:　A Aerodynamics Research on M icro Air VehiclesLI Zhan2ke,S ONG Bi2feng,ZHANG Y a2feng(School of Aeronautics,N orthwestern P olytechnical University,X i’an710072,China)Abstract:　In the paper,Based on the low Reynolds number aerodynamics of the micro air vehicles(M AVs),s omeresearches were done.such as aerodynamics characteristic numerical analysis research on the air foil at low Reynoldsnumbers,numerical calculation method of low Mach low Reynolds numbers fluid field,estimation method research onaerodynamic characteristic of the aeroelastic flapping wing,unsteady v ortex method of aerodynamics characteristicestimation and wind tunnel test of M AVs.The results of this paper have im portant reference value and instructivemeaning to the development of M AVs.K ey w ords:　micro air vehicles(M AVs);Reynolds number;flapping wing;wind tunnel test1　引言近年来,微型飞行器作为一种新型的航空飞行器,在国内外形成了新的研究热潮.低速和小尺寸共同决定了微型飞行器的飞行雷诺数很低(105左右),这远低于传统飞行器(包括普通的无人驾驶飞机)的飞行雷诺数范围(106～108以上).微型飞行器必须在低雷诺数条件下仍能保持良好的气动性能,而这方面的研究目前尚处在探索阶段.本文主要围绕与微型飞行器有关的低雷诺数空气动力学问题,进行了数值计算和风洞试验等方面的研究,取得了具有一定参考价值的研究成果.2　微型飞行器空气动力学研究211　低雷诺数翼型气动特性的数值分析研究微型飞行器外形尺寸小,速度低,基于微型飞行器尺寸的雷诺数也比较小,粘性效应相对强烈,流动易分离,准确求解这种低雷诺数的流场对湍流模型乃至整个数学模型都是一个极大的挑战.本研究针对低雷诺数问题,利用求解雷诺平均的NS方程,数值模拟了绕翼型的低雷诺数流动,分析了与低雷诺数流动有关的不稳定性.研究表明,分离流动都是不稳定的,会产生周期性的脱出涡.结合绕翼型的低雷诺数流动,对采用的计算模型进行了以下研究:1)FNS方程与T LNS方程数值准确性的对比研究分别采用FNS方程和T LNS方程计算了在条件:Ma=012,雷诺数Re=110×105,攻角α=1°时绕收稿日期:2003207207资助项目:总装气动预研项目(413130401)及国防基础科研项目(J1500C001)联合资助 作者简介:李占科(1973-),男,陕西岐山人,西北工业大学飞机系博士,主要从事与微型飞行器有关的研究.E pler387翼型的层流流动.两种方法给出的计算结果非常接近,差别很小(如图1(a ),(b )所示).层流翼型后缘分离泡如图2所示,差别也比较小,但是T LNS 计算出的分离泡较FNS 方程的结果稍微偏大,这是由于考虑了三个方向的粘性自然会有较大的粘性耗散所致.图1　绕E ppler387翼型层流FNS 和T LNS 计算结果图2　绕E ppler387翼型层流FNS 和T LNS 计算的翼型后缘分离泡2)转捩位置对翼型气动特性的影响研究在绕E pler387翼型的流动计算过程中必须预先给定转捩位置,使流场固定转捩.目前,在CFD 方法中还没有非常完善的方法来解决转捩判断问题,我们设定在距翼型前缘70%、80%、90%位置处固定转捩及全湍流的Willcox K 2ω湍流模型计算的流线如图3所示,可以看出不同的转捩位置对计算结果影响很大,不同的转捩位置直接决定了分离泡的大小、位置.因此,只有合理的给定转捩位置才能得到准确的结果.212　低马赫数低雷诺数流场数值计算方法研究计算了不同雷诺数情况下的NAC A0002前缘分离情况(如图4所示),通过观察流场以及升力系数可以发现,在层流条件下随着雷诺数的增加,流动的前缘分离更加容易,在较小的迎角下就可以发生,而且分离的位置更加靠近前缘.在雷诺数处于10,000量级以上时,当流动发生前缘分离时,由于迎角增加带来的升力系数的增量比线性条件下略有增加,但是不会出现明显的增加量.随着前缘分离涡的发展增大,升力系数的增加量比线性条件下还会减少.当雷诺数在1,000量级时,随着迎角的增加,升力系数增量略有减少,而且这种趋势不会随着前缘分离而停止,在这里主要研究雷诺数对前缘分离的影响.从上面的流线图可以看出,在低雷诺数尤其是雷诺数在10,000以下的情况,流动的前缘分离和后缘分离几乎同时产生,随着迎角的增大,前后缘的分离连在一起形成整个翼面的分离.总的来说,翼型前缘分离不会使翼型猛然出现一个升力的巨大增量,也不会出现升力丢失的情况.213　考虑扑翼结构弹性变形的气动特性估算方法研究扑翼气动性能的计算,采用较多的计算方法有:非定常气动估算方法、非定常面元法、非定常欧拉方程解法,甚至是更为准确的非定常N -S 方程解法.采用计算量较大的后三种计算方法无疑可以获得令人满意的计算结果,但是由于这些方法的计算速度较慢,不太适合用于设计目的.因此,我们采用基于修正片条理论的非定常气动力估算方法研究扑翼的气动性能,为以后微型扑翼飞行器的设计提供一定的参考.采用的气动力估算模型,考虑了涡尾迹、前缘吸力、过失速的影响,以及翼剖面平均迎角、弯度、摩擦阻力的影响.该模型可以快速地估算出非定常运动机翼的平均升力、平均推力及克服气动载荷所需的输入功率,还可以计算出机翼在平衡飞行中的推进效率.采用图5所示的一个翼展5148m ,重量18kg 的扑翼为算例.12个翼弦剖面的弦长分别为:6017、5116、4512、4117、4111、4214、3613、3110、2819、2311、1217,长度单位为厘米.机翼的扭转分布珋θw 是0.沿展向的翼型是Liebeck LPT 110A.831系统工程理论与实践2005年9月图3　绕E ppler387翼型湍流不同转捩位置的流线图图4　NAC A0002流场图图6是平均升力随动态扭转参数β变化的计算结果与文献[1]的比较,图7给出了一周期内推力随时间变化的计算结果,并与非定常Euler 方程计算的解进行了比较,其一致性也很好.从以上结果可得出结论,在只关心扑翼的升力、推力等基本气动特性时,非定常气动估算方法是可靠的,且计算量极小,特别适合扑翼飞行器的选型设计.931第9期微型飞行器空气动力学研究图5　机翼平面形状示意图214　微型飞行器气动特性估算的非定常涡格法研究使用非定常涡格法计算了非定常运动的微型扑翼飞行器的气动特性.验证了用非定常涡格法计算微型飞行器非定常运动气动特性的正确性和有效性,可为微型飞行器的设计提供设计依据.扑翼运动是一种周期性运动,在研究中除了要考虑上下扑动外,还要考虑机翼的俯仰运动,所以采用如下模型来模拟扑翼的运动:α(t)=α0+αmax cos (ω0t +<α)β(t )=β0+βmax cos (ω0t +<β)图6　平均升力特性　图7　一周期内推力系数分布曲线　1)俯仰运动算例中,采用NAC A0012矩形直机翼,绕距前缘0125c 的轴转动,运动规律:α(t )=3°+10cos (ω0t )β(t )=0减缩频率k =011,Δt =c U ∞.计算所得的C L ,C M 随迎角变化的曲线如图8所示,可以看出计算结果与实验结果基本一致.图8　计算结果与实验结果的比较2)挥舞运动采用展弦比AR =8的平板矩形直机翼,绕x 轴转动,α0=αmax =0°,βmax =15°,<α=90°,<β=0°,减缩频率k =011.图9和图10分别是β0=0°和β0=4°时的计算结果,与参考文献[1]的结果比较,符合较好;相比之下,本方法所用时间大大减少.215　低雷诺数下的微型飞行器的气动实验研究为了验证、改进、提高西北工业大学研制的×××微型飞行器的气动性能,对该微型飞行器进行了探索性风洞试验.试验迎角为:-5°、-215°、0°、215°、5°、715°、10°、15°、20°、25°、30°.其升力系数曲线和升阻比曲线分别如图11、12所示,与NAS A 类似试验结果比较接近(NAS A 的试验结果参见参考文献[2]).041系统工程理论与实践2005年9月图9　β0=0°　图10　β=4°图11　升力系数曲线图12　升阻比曲线3　结束语本文关于微型飞行器空气动力学问题的研究对微型飞行器的发展(如总体设计、气动布局设计等)具有重要的参考价值和指导意义.微型飞行器是一个包含多种交叉学科的高、精、尖技术,空气动力学问题仅是微型飞行器发展面临的关键技术问题和难点之一.此外,微型飞行器还面临动力、能源、飞控、导航、数据传输和系统集成等方面许多关键技术问题和难点[3],只有这些问题和难点真正得到解决,微型飞行器的发展才能迈上一个新台阶,才能真正走向实用化.参考文献:[1]　Delaurier J D.An aerodynamic m odel for flapping2wing flight[J].The Aeronautical Journal,1993,4:125-130.[2]　Martin R,Luther N.Jenkins.S tability and C ontrol Properties of an Aeroelastic Fixed Wing M icro Aerial Vehicle[R].AI AA20124005,2001.[3]　李占科,宋笔锋,宋海龙.微型飞行器的研究现状及其关键技术[J].飞行力学,2003,21(4):1-4.141第9期微型飞行器空气动力学研究。