柔性与刚性机翼微型飞行器气动特性差异研究

柔性与刚性机翼微型飞行器气动特性差异研究

作者：刘志强

来源：《科技资讯》2012年第34期

摘 要：设计并研制了一种布局形式的刚性机翼和柔性机翼的微型飞行器，在风洞中研究了刚性机翼和柔性机翼微型飞行器的气动特性，给出了刚性机翼和柔性机翼的气动特性差别。研究结果表明：柔性机翼的气动特性要比刚性机翼好，柔性机翼具有延迟失速的能力，有利于安全、稳定飞行。

关键词：微型飞行器 柔性机翼 气动特性

中图分类号：V211.7 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2012）12（a）-0001-03 微型飞行器（Micro Air Vehicle，MAV）的概念首先由美国科学家布鲁诺·W·奥根斯坦于1992年提出[1]。与传统的飞行器相比，微型飞行器具有尺寸小、重量轻、结构简单、机动灵活、噪音小，以及具有很强的隐蔽性能等特点，使得它在军用上和民用上受到极大地关注。国际上对MAV的研究已经取得了一定得进展，佛罗里达大学的Wei Shyy，Yongsheng Lian和Peter Ifju等开展了一些列的实验和数值模拟工作[2～4]。国内南京航空航天大学、西北工业大学和中国航天空气动力技术研究院等有研究者进行了相关的风洞实验研究和试飞[5]，但我国起步较晚，离国际上还有较大差距。微型飞行器飞行环境处于大气底层，大气的流动极不稳定，使机身面积微小的微型飞行器飞行稳定性不足。但是自然界中的鸟类同样是处于对流层中飞行，特征长度与微型飞行器的相当，却具有极高的稳定性。因此，受鸟类的启发，我们将微型飞行器的机翼设计成像飞鸟的羽毛那样的柔性机翼，研究其抵抗不稳定气流的能力等方面的气动特性。为了验证柔性机翼的作用，设计研制了结构和布局相同的柔性机翼和刚性机翼MAV来验证。 1 实验设备 1.1 实验模型

国内外相关研究表明：齐莫曼和反齐莫曼外形具有三角翼的优良特点，具有良好的气动性能[6]。同时，国内研究者发现，齐莫曼失速迎角明显大于反齐莫曼[5，7]，所以模型采用齐莫曼结构。模型用碳纤维布为填料、环氧树脂为基体的复合材料制作。模型前后缘为半椭圆（长短轴之比为5∶1），弦长为c=180 mm，展长为l=225 mm，参考面积为S=31200 mm2，平均气动弦长CA=150 mm，柔性机翼蒙皮采用硅橡胶膜。为了对比刚性机翼和柔性机翼，以及不同构型的柔性机翼之间的气动特性，实验中共做了四个模型，如图1所示。在模型中间加装了

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一块宽度为48 mm的、具有S5010翼型的木块，作为模型的机身，用以将模型安装在天平上，四个模型采用同一个机身，以减小机身的不同对实验结果带来的影响。 1.2 实验风洞

实验中使用的风洞是非定常风洞。这座风洞是南航设计、制造的低紊流度、低噪音的低速回流开口式风洞。该风洞能够产生非定常的自由来流。该风洞主要技术指标为：长×宽×高为1.7 m×1.5 m×1 m，最大风速35 m/s，最小稳定风速3 m/s，紊流度≤0.07%，俯仰方向气流偏角≤0.5°，偏航方向气流偏角小于等于0.5°。 2 定常测力实验

四个模型在风洞中的固定方式均如图2所示，通过螺钉将模型固定在天平杆上。 在来流为定常速度的情况下，测量各个模型的气动力。主要考虑的有：迎角对气动力的影响；Re数即不同来流速度对气动力的影响；不同模型的构型对气动力的影响。实验中，模型的迎角变化范围为：-2°～36°，角度间隔为2°。考虑Re数对气动力的影响时，选取了5组来流速度，分别为：5 m/s、8 m/s、11 m/s、14 m/s和17 m/s。 2.1 不同模型结构对气动力的影响

如图3给出了来流速度为11 m/s时的升力系数、阻力系数、升阻比随迎角变化的曲线以及极曲线。11 m/s的来流速度对应的Re数依次为1.155×105。

从曲线中可以看到，在迎角为22°之前，3号模型的升力系数要大于其他三个模型。这是因为3号模型的整个柔性蒙皮在流场中会向上鼓起，而边缘是固定不变的。这样的变形方式增加了翼型的相对弯度，从而提高翼型的升力系数。同时3号模型升力线斜率略大于其他三个模型。在小迎角的时候（α

1号和2号模型的升力系数在较小迎角的时候，它们的升力系数几乎是相等的，与刚性模型的差别也不大。而当迎角变大到较大的迎角范围内的时候（失速前），2号模型的升力系数要小于1号模型，并且两者的升力系数都要明显小于刚性模型。三个模型在失速前的阻力系数差别并不非常明显。实验中观察发现，1号和2号模型采用的肋条的结构，它们的变形形式是机翼后缘的向上翘起，这种变形方式主要的影响是减小了模型的有效迎角。由于1号和2号的肋条数目不同，因此机翼的柔度不同，相同情况下的机翼的变形量是不同的。因为在小迎角的时候（α

柔性翼的升力系数在失速迎角前后的变化值都较刚性翼的平缓一些，3号模型的升力系数在失速迎角附近最为平缓，在失速前升力系数出现平台，很明显的延迟了失速。1号和2号模型在失速迎角附近升力系数也出现一个平台，在一定程度上也推迟了失速。接近失速的时候，迎角比较大，此时柔性翼的变形量也比较大。足够的柔性变形减小了机翼表面上的逆压梯度，

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从而抑制、推迟了气流的分离，其结果就是延迟失速。从升阻比曲线中可以发现，1号模型的升阻比是所有模型中最好的，在大部分的迎角范围内，其升阻比的值都要大于其他的模型。本次实验的最大迎角达到了36°。在32°以后，出现了一个有趣的现象：随着迎角的继续增加，模型的升力系数也随之增加。3号柔性翼模型和刚性翼在迎角为36°时的升力系数比失速时的最大升力系数还大。

2.2 不同雷诺数对气动力的影响

实验中，对同一模型进行了不同雷诺数的实验，Re数分别为：5.25×104，8.4×104，1.155×105，1.47×105，1.785×105。图4～7分别给出了各个模型在不同雷诺数下的升力系数曲线和升阻比曲线。

在来流速度为5 m/s的情况下，模型的气动力特性曲线显得不够光滑，这可能与雷诺数过小有关。除了5 m/s外，其他的来流速度对各个模型的气动力的影响不大。升力系数曲线在不同雷诺数下几乎一致，只是在失速区升力系数略有不同。但从升阻比曲线中可以看出，各个模型的最大升阻比会随着雷诺数的增加而有所增大。 3 结论

本文通过制作了四个不同的模型，进行了常规风速下的测力实验，通过比较各个模型的气动力的变化，我们发现柔性机翼对失速有延迟作用。结果表明，柔性模型的柔性变形是导致其气动特性与刚性机翼不同的原因，柔性变形能够有效地延迟失速、减小失速迎角。

本文今后还将继续展开研究工作，重点研究机翼表面完全为柔性蒙皮、后缘没有刚性固定边条的柔性机翼的气动性能。同时重点研究不同模型在阵风等动态条件下的气动特性，此外，针对本文中出现的在定常风速下，模型迎角超过32°后其升力系数继续增加的现象作更完整的研究，找到其中的物理原因。 参考文献

[1] STEVEN Ashley.Palm-size spy plane[J].Mechanical Engineering，1998，11（3）74-78. [2] Wei Shyy，Peter Ifju，Dragos Viieru.Membrane Wing-Based Micro Air Vehicles.Applied Mechanics Reviews[J]，2005，58：283-301.

[3] Peter G Ifju，David A Jenkins，Scott Ettinger，et al.Flexible-Wing-Based Micro Air Vehicles[R].2002，AIAA，2002-0705.

[4] Yongsheng Lian，Wei Shyy，Dragos Viieru，Baoning Zhang.Membrane Wing Aerodynamics for Micro Air Vehicles.Progress in Aerospace Sciences[J]，2003，39：425-465.

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[5] 刘志强.微型飞行器阵风响应特性的风洞实验研究[D].中国，南京：南京航空航天大学，2009.

[6] Steven E.Boughton，Taher Attari，Jeffrey Kozak.Comparison and Validation of Micro Air Vehicle Design Methods[R].2004，AIAA-2004-0406.

[7] 詹慧玲，白鹏，陈钱，等.双翼布局微型飞行器气动特性实验研究[J].实验流体力学，2009，23（3）：24-30.