柔性翼微型飛行器水平陣風(fēng)響應(yīng)特性實(shí)驗(yàn)研究

史志偉,劉志強(qiáng) ,丁 超

(南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院,南京 210016)

0 引 言

微型飛行器(Micro Air Vehicle,MAV)的概念起源于上世紀(jì)90年代[1]。美國國防高級研究計劃局(DARPA)最初考慮這項技術(shù)是源于軍事目的[2],根據(jù)DARPA提出的要求,微型飛行器的基本技術(shù)指標(biāo)是：飛行器各項尺寸不超過15cm,重量為10～100g,續(xù)航時間20～60min,巡航速度30～60km/h,平臺有效載荷1～18g,飛行距離1～10km,能自主飛行,微型飛行器采用固定翼布局[3]。與常規(guī)無人飛行器相比,MAV具有體積小、重量輕、成本低的飛行平臺優(yōu)勢,操縱方便、機(jī)動靈活、噪音小、隱蔽性好,因此它具有很高的軍用和民用價值。

微型飛行器的主要飛行環(huán)境為對流層底部,該層天氣環(huán)境復(fù)雜多變,對微型飛行器的穩(wěn)定飛行有著很大影響,其中對微型飛行器影響最大的就是風(fēng),特別是陣風(fēng)。陣風(fēng)會使微型飛行器產(chǎn)生附加的氣動力和力矩,從而造成附加的過載,使微型飛行器出現(xiàn)縱向振蕩,橫航向搖擺甚至翻滾現(xiàn)象,同時容易引起結(jié)構(gòu)疲勞損壞。國際上對微型飛行器抗陣風(fēng)影響的研究已經(jīng)取得了一定的進(jìn)展。Wei Shyy等[4-5],對生物和MAVs柔性翼進(jìn)行了較為系統(tǒng)的研究,并對多種柔性翼結(jié)構(gòu)開展風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)研究,發(fā)現(xiàn)柔性翼結(jié)構(gòu)可以明顯改善小展弦比機(jī)翼的大迎角特性。Yongsheng Lian等[6-7]開展了三維MAV薄膜柔性翼流-固耦合數(shù)值模擬,計算了薄膜翼的非線性流-固耦合問題。Roberto Albertani[8-9]完成了一種柔性翼的變形和氣動特性的測量,給出了機(jī)翼變形對氣動特性的影響關(guān)系。Peter G Ifju[10]完成了一種柔性機(jī)翼微型飛行器的設(shè)計和研制,并進(jìn)行了風(fēng)洞吹風(fēng)實(shí)驗(yàn)。通過進(jìn)行試飛,認(rèn)為柔性翼微型飛行器可以在更復(fù)雜的大氣環(huán)境下進(jìn)行穩(wěn)定飛行。這些研究工作都得到了相同的結(jié)論：柔性翼在復(fù)雜大氣環(huán)境下比剛性翼有更好的抗風(fēng)能力和延遲失速的能力。目前這些研究成果都是在定常來流下獲得的,對于陣風(fēng)環(huán)境下的非定常流動的研究還很少[11],因此缺乏在陣風(fēng)環(huán)境下的非定常氣動數(shù)據(jù),這對微型飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計是不利的。中國也有研究者進(jìn)行了微型飛行器陣風(fēng)特性的研究,以及柔性翼和剛性翼微型飛行器外場陣風(fēng)環(huán)境對比飛行試驗(yàn)研究[12-13]。結(jié)果表明：采用柔性翼的微型飛行器受擾動后產(chǎn)生的過載要大大低于采用剛性機(jī)翼的飛行器。由于中國在微型飛行器陣風(fēng)特性方面的研究起步較晚,目前還沒有形成一套系統(tǒng)的研究方法和理論,特別是在風(fēng)洞模擬實(shí)驗(yàn)方面,還少有研究成果,因此需要在柔性翼微型飛行器陣風(fēng)特性風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究方面進(jìn)行更深入、細(xì)致的研究。

為此,設(shè)計研制了一種飛翼布局的柔性翼和剛性翼微型飛行器,并在南航非定常風(fēng)洞內(nèi)研究了兩種微型飛行器在水平陣風(fēng)作用下的非定常氣動特性,給出了柔性翼和剛性翼微型飛行器氣動特性的差別,并從流動結(jié)構(gòu)上進(jìn)行了分析。

1 試驗(yàn)設(shè)備

1.1 非定常風(fēng)洞

南航非定常風(fēng)洞是一座自行設(shè)計、自行建造的低湍流、低噪聲的低速風(fēng)洞[14]。該風(fēng)洞的最大特點(diǎn)是可以對來流風(fēng)速進(jìn)行控制,產(chǎn)生非定常的自由來流。風(fēng)洞開口試驗(yàn)段的尺寸為1.5m×1.0m,最大風(fēng)速35m/s,湍流度ε≤0.07%,俯仰方向氣流偏角|Δα|≤0.5°,偏航方向氣流偏角|Δ β|≤0.5°。

1.2 水平陣風(fēng)的形成

通過控制風(fēng)洞中非定常機(jī)構(gòu)的運(yùn)動,可以在試驗(yàn)段中產(chǎn)生非定常的水平陣風(fēng)。水平陣風(fēng)的風(fēng)速測量由動態(tài)壓力傳感器完成。圖1為典型余弦速度脈動變化曲線,其中對速度信號進(jìn)行了無量綱化處理。無量綱速度表示為：

式中U(t)為實(shí)時風(fēng)速,U∞為平均風(fēng)速,R為無量綱幅值(R＜1),f為風(fēng)速脈動頻率。

圖1 水平陣風(fēng)速度變化曲線Fig.1 The velocity curve of the horizontal gust

1.3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D2所示,均采用飛翼式齊莫曼翼外形,前后緣均為半橢圓(長短軸之比為5∶1)。模型參考面積S=0.0312m2,展長l=0.225m,平均氣動弦長bA=0.15m。剛性模型為碳纖維的剛性結(jié)構(gòu),機(jī)身采用S5010翼型狀硬質(zhì)泡沫制作;柔性模型骨架為碳纖維剛性結(jié)構(gòu),機(jī)身采用S5010翼型狀硬質(zhì)泡沫制作,機(jī)翼采用柔性結(jié)構(gòu),碳纖維條帶作為支撐筋,柔性蒙皮材料采用硅橡膠薄膜,厚度為0.25mm,施加少許的預(yù)緊力,均勻的粘貼在支撐筋上。試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯ㄟ^安裝在模型下后方的連接件與天平相連接。

圖2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.2 The test models

2 數(shù)據(jù)處理方法

在非定常試驗(yàn)中,由于風(fēng)速大小是隨時間變化的,因此對測量數(shù)據(jù)的處理,采用實(shí)時采集的風(fēng)速大小來進(jìn)行。

在動態(tài)試驗(yàn)過程中,由于氣流分離引起流動的不重復(fù)性、氣流脈動時的慣性力變化、非定常分離流動引起的結(jié)構(gòu)振動以及高頻電信號噪聲等造成測量數(shù)據(jù)離散性很大,有用信號淹沒在背景噪聲之中,無法獲得所需要的測量結(jié)果,因此需要進(jìn)行特殊處理。首先在數(shù)據(jù)采集時采用低通濾波器,濾掉一些無用的高頻信號;同時數(shù)據(jù)采集過程采用多周期的鎖相采集,并對獲得的多周期測量數(shù)據(jù)進(jìn)行相位平均處理;最后設(shè)計了數(shù)字濾波處理程序,以去除背景噪聲,消除數(shù)據(jù)的振蕩現(xiàn)象。如圖3所示,濾波前背景噪聲影響非常大,濾波后,既保持了原來的曲線特征,規(guī)律性也變得比較明顯。

圖3 原始數(shù)據(jù)與濾波數(shù)據(jù)的比較Fig.3 Comparison between the raw data and filter data

3 剛性翼和柔性翼的對比試驗(yàn)結(jié)果

3.1 靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)果

首先測量了兩種模型的靜態(tài)氣動力數(shù)據(jù),試驗(yàn)風(fēng)速為U∞=16m/s,對應(yīng)的雷諾數(shù)Re=1.68×105。圖4所示為升力系數(shù)隨迎角變化曲線。

從圖中可以看出,兩個模型的升力系數(shù)在小迎角時差別很小,這是因?yàn)樵谛∮菚r,柔性模型的變形不明顯,兩個模型的有效迎角幾乎是相同的,此時流動基本都是附著流動,微弱的柔性變形對流場的影響很微弱,所以升力系數(shù)基本沒有差別。柔性模型在迎角為18°左右時后緣開始出現(xiàn)比較明顯的變形,這時剛性模型和柔性模型的升力特性開始出現(xiàn)比較明顯的差別,柔性模型的升力系數(shù)斜率逐漸變小,同時量值開始逐漸小于剛性模型,這種現(xiàn)象一直持續(xù)到兩個模型都發(fā)生失速。同時從圖中可以看出,剛性模型的最大升力系數(shù)要大于柔性模型,柔性模型的失速迎角要比剛性模型的失速迎角大,這說明柔性翼有一定的延遲失速的能力。

圖4 升力系數(shù)隨迎角變化曲線Fig.4 The curve of CLvs α

3.2 PIV測量結(jié)果

圖5所示為兩種模型y/l=50%截面上不同迎角下PIV測量的速度矢量分布結(jié)果,其中l(wèi)代表半展長。從圖中可以看出,在迎角較小時,兩個模型翼面上的流動在各個位置都是附著流動,并沒有產(chǎn)生明顯的流動分離現(xiàn)象,所以,此時兩個模型的升力系數(shù)也基本相同。在迎角較大時,兩個模型翼面上的流動都存在分離現(xiàn)象,但是兩個模型的分離程度有明顯的不同,剛性翼模型的分離位置要比柔性翼模型靠前,并且分離區(qū)明顯大于柔性翼模型,此時剛性翼已經(jīng)失速,而柔性翼模型分離程度比較小,此時柔性翼模型沒有發(fā)生失速現(xiàn)象。

3.3 水平陣風(fēng)響應(yīng)試驗(yàn)結(jié)果

參考靜態(tài)試驗(yàn)的結(jié)果,選取動態(tài)試驗(yàn)的迎角分別為 15°、22°、25°和 28°。風(fēng)速變化規(guī)律為正弦運(yùn)動,水平陣風(fēng)平均風(fēng)速U∞=12m/s左右,風(fēng)速脈動頻率分別為 f1=0.2Hz、f2=0.5Hz,脈動幅值R=0.40。

圖6所示為剛性翼模型和柔性翼模型在風(fēng)速脈動頻率0.5Hz時升力系數(shù)的對比試驗(yàn)結(jié)果。在試驗(yàn)過程中,隨著來流的加速,柔性模型后緣的變形量明顯增大,而隨著來流的減速,后緣變形量比較小,這種反復(fù)變形就會在柔性變形和非定常流場之間形成一種耦合,使之呈現(xiàn)出與在定常風(fēng)速下不同的試驗(yàn)現(xiàn)象。從圖中可以看出,模型在都沒有失速之前,柔性模型的升力系數(shù)明顯要比剛性模型的小,這與定常風(fēng)速下的實(shí)驗(yàn)結(jié)果有所不同。當(dāng)兩個模型都失速之后,模型翼面上的流動都已呈完全分離狀態(tài),兩個模型的升力系數(shù)的變化沒有明顯的差別。這也就表明,在失速迎角前,柔性翼有較強(qiáng)的減弱和緩和陣風(fēng)的能力。

圖5 展向PIV對比測量結(jié)果(y/l=50%)Fig.5 PIV results comparison in span direction between the rigid and flexible wing

圖6 剛性翼和柔性翼的升力系數(shù)對比(f=0.5Hz)Fig.6 The comparison of lift coefficients between the rigid and flexible wing

4 結(jié) 論

筆者初步進(jìn)行了柔性翼和剛性翼微型飛行器氣動特性的對比試驗(yàn)研究。從靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)果可以看出,柔性模型的失速迎角比剛性模型大,這說明柔性模型有一定的延遲失速的能力。在非定常水平陣風(fēng)環(huán)境下,柔性模型的升力要比剛性模型小,同時柔性模型的升力脈動量要比剛性模型小,這說明柔性模型有一定的陣風(fēng)緩和能力。

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