微型撲旋翼飛行器懸停的空氣動(dòng)力學(xué)研究

周 超，吳江浩

（北京航空航天大學(xué)交通科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

1 引 言

上世紀(jì)九十年代美國(guó)國(guó)防預(yù)先研究計(jì)劃局（DAPRA）首次提出了微型飛行器（Micro Air Vehicle，MAV）［1］的概念。MAV體積小，重量輕，具有良好的隱蔽性和機(jī)動(dòng)性，適于在較小的空間范圍內(nèi)飛行，并可在某些惡劣環(huán)境條件下完成偵察、通訊、勘探、協(xié)助救援等任務(wù)，因此在軍用及民用領(lǐng)域有諸多廣泛應(yīng)用。發(fā)展微型飛行器對(duì)未來國(guó)家安全和國(guó)民經(jīng)濟(jì)建設(shè)等方面將起到非常重要的作用，其概念一經(jīng)提出便得到了世界上許多國(guó)家的極大關(guān)注，并成為國(guó)際上的研究熱點(diǎn)。

過去的二十年間MAV得到了飛速的發(fā)展，諸多MAV飛行器原理樣機(jī)相繼問世。國(guó)內(nèi)外各大科研機(jī)構(gòu)通過對(duì)微型飛行器本體及其子系統(tǒng)研究，提出了多種氣動(dòng)布局概念。根據(jù)機(jī)翼布局形式及運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)的差別，大部分MAV可以歸為三種類型［2］：固定翼MAV、旋翼MAV以及撲翼MAV。三種典型MAV布局形式特點(diǎn)鮮明，其中固定翼MAV盡管航速高、航程遠(yuǎn)，但不能懸停，且在低雷諾數(shù)飛行條件下，其升力的產(chǎn)生和飛行器控制方面的缺點(diǎn)顯著；旋翼MAV和撲翼MAV被證明具有良好的氣動(dòng)效率［3］，但旋翼低雷諾數(shù)下氣動(dòng)性能惡化顯著，撲翼運(yùn)動(dòng)機(jī)理復(fù)雜、機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)困難。當(dāng)前，借鑒不同MAV氣動(dòng)布局的飛行原理，通過設(shè)計(jì)復(fù)合式氣動(dòng)布局充分發(fā)揮不同布局的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)也成為MAV設(shè)計(jì)的方法之一?；诖怂悸?，近年來提出了微型撲旋翼氣動(dòng)布局。

本文對(duì)過去十年國(guó)內(nèi)外微型撲旋翼懸停飛行的空氣動(dòng)力學(xué)方向的研究進(jìn)行綜述，著重介紹撲旋翼的概念及其發(fā)展，撲旋翼空氣動(dòng)力學(xué)研究的相關(guān)成果，并對(duì)未來發(fā)展撲旋翼MAV所需要著重解決的問題進(jìn)行展望。

2 微型撲旋翼的概念及發(fā)展

2.1 微型撲旋翼概念

自然條件下蜻蜓前飛時(shí)，如圖1（a），其一對(duì)豎直撲翅除產(chǎn)生豎直方向的升力平衡身體重力外，還產(chǎn)生沿前進(jìn)方向的推力以克服前飛阻力，如圖1（b）。受此啟發(fā)，如果我們將蜻蜓一對(duì)翅由平面對(duì)稱分布變?yōu)檩S對(duì)稱布置，如圖1（c），此時(shí)蜻蜓的一對(duì)翅仍能產(chǎn)生豎直方向的升力，但兩個(gè)翅所產(chǎn)生的推力不再是同向而變?yōu)榉聪颍瑥亩纬衫@身體縱向軸的旋轉(zhuǎn)力矩，該情況下蜻蜓及其一對(duì)翅在此旋轉(zhuǎn)力矩的作用下將實(shí)現(xiàn)繞身體縱軸旋轉(zhuǎn)，上述推斷意味著可以通過對(duì)系統(tǒng)輸入拍動(dòng)運(yùn)動(dòng)而收獲旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。上述仿生原理啟示我們，可以利用拍動(dòng)產(chǎn)生的推力驅(qū)動(dòng)翼旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)主動(dòng)拍動(dòng)、被動(dòng)旋轉(zhuǎn)的翼形式，該布局既保留了低雷諾數(shù)下?lián)湟磔^優(yōu)的氣動(dòng)特性，又可以利用旋翼氣動(dòng)效率較高的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)。

基于上述思路，英國(guó)克蘭菲爾德大學(xué)郭士均等［4］結(jié)合撲翼MAV和旋翼MAV的特點(diǎn)，提出了撲旋翼MAV的概念。撲旋翼的運(yùn)動(dòng)原理和空氣動(dòng)力學(xué)原理是：一對(duì)翼中心對(duì)稱安裝在一根豎直振蕩軸上，翼不僅可上下拍動(dòng)，又可繞振蕩軸水平旋轉(zhuǎn)。工作時(shí)，電機(jī)帶動(dòng)振蕩軸往復(fù)振蕩，驅(qū)動(dòng)雙翼上下?lián)鋭?dòng)，此時(shí)在對(duì)稱雙翼上產(chǎn)生水平對(duì)稱推力和部分豎直升力；作用在雙翼上的推力形成旋轉(zhuǎn)力矩，驅(qū)使雙翼繞中心軸同向旋轉(zhuǎn)，翼初始安裝時(shí)設(shè)置一定的攻角，旋轉(zhuǎn)的同時(shí)翼還可進(jìn)一步產(chǎn)生升力。撲旋翼融合了撲翼和旋翼的特點(diǎn)，在該布局上昆蟲翅拍動(dòng)產(chǎn)生高升力以及翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力的原理均得到應(yīng)用，但與旋翼不同的是，撲旋翼的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)是由翼拍動(dòng)過程中產(chǎn)生的氣動(dòng)推力矩驅(qū)動(dòng)的，該力矩相對(duì)模型是外力矩，這大大降低了撲旋翼反扭矩配平要求。同撲翼與旋翼MAV一樣，撲旋翼MAV也具有垂直起降和空中懸停飛行能力，同樣可在小空間內(nèi)使用。

圖1 撲旋翼概念來源及其原理樣機(jī)Fig.1 Flapping rotary wing concept and a flapping rotary wing protocol

2.2 撲旋翼飛行器發(fā)展過程

利用撲旋翼的概念，國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)和制作了多種形式的撲旋翼MAV模型［4-7］，圖2給出了撲旋翼MAV的發(fā)展過程。

自從Vandenberghe等［8］發(fā)現(xiàn)通過翼拍動(dòng)可以產(chǎn)生推力驅(qū)動(dòng)翼旋轉(zhuǎn)后，美國(guó)Maryland大學(xué)Brandon Fitchett等［7］便加工制作了一金屬機(jī)械模型“Flotor”。該機(jī)械模型上裝配兩個(gè)電機(jī)，兩個(gè)電機(jī)分別驅(qū)動(dòng)翼的拍動(dòng)運(yùn)動(dòng)和旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。當(dāng)該機(jī)械模型僅驅(qū)動(dòng)拍動(dòng)的電機(jī)工作時(shí)，翼便主動(dòng)拍動(dòng)、被動(dòng)旋轉(zhuǎn)。在撲旋翼的概念提出之前，人們普遍關(guān)注撲翼拍動(dòng)產(chǎn)生推力這一物理現(xiàn)象，并不關(guān)注該概念飛行器的氣動(dòng)特性及應(yīng)用前景。郭士均等［4］提出撲旋翼概念后，利用壓電材料制作了原理驗(yàn)證機(jī)［5］，該模型較小的拍動(dòng)幅度與旋轉(zhuǎn)速度使得該壓電模型平均升力極低，但盡管如此該原理驗(yàn)證機(jī)升力測(cè)試實(shí)驗(yàn)證實(shí)了撲旋翼布局用于MAV設(shè)計(jì)的可行性。

壓電式撲旋翼模型運(yùn)動(dòng)需要較高的驅(qū)動(dòng)電壓，這對(duì)外部能量供應(yīng)提出了較高的要求，據(jù)此研制可飛的模型顯然不現(xiàn)實(shí)，因此國(guó)內(nèi)外眾多研究機(jī)構(gòu)又相繼開展了機(jī)械式撲旋翼模型的研究。北京航空航天大學(xué)吳江浩等［6，9］研制了曲柄滑塊驅(qū)動(dòng)的機(jī)械式撲旋翼模型，北京理工大學(xué)王正杰［10］、賀媛媛等、西北工業(yè)大學(xué)李占科等［11］也分別進(jìn)行了撲旋翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的研究。2014年，Cranfield大學(xué)、北京航空航天大學(xué)以及北京理工大學(xué)的撲旋翼研究團(tuán)隊(duì)合作制作了一個(gè)3.5g左右的機(jī)械式撲旋翼（圖3），并實(shí)現(xiàn)了該類布局飛行器的首次垂直起降飛行［12］。2015年，北京航空航天大學(xué)李道春等［13］又設(shè)計(jì)制作了首個(gè)可帶動(dòng)力飛行的撲旋翼模型。

圖3 可垂直起降飛行的微型撲旋翼模型Fig.3 The micro flapping rotary wing model achieving vertically take-off flight

3 微型撲旋翼飛行器懸停的空氣動(dòng)力學(xué)

圖2 撲旋翼MAV發(fā)展歷程Fig.2 The development history of flapping rotary wing MAV

自撲旋翼的概念提出后，撲旋翼布局用于MAV設(shè)計(jì)的可行性很快通過實(shí)驗(yàn)得到證實(shí)［4-6］。之后的研究著重解決撲旋翼懸停飛行的空氣動(dòng)力學(xué)原理以完善飛行器研制的氣動(dòng)理論。這一方向的研究主要集中在獲取撲旋翼的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，探究撲旋翼基本氣動(dòng)特性［6，9，14-18］，揭示撲旋翼流動(dòng)機(jī)理［16-17］、探究撲旋翼相對(duì)其他氣動(dòng)布局的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)［12，17-18］以及增升控制［19］等。上述研究工作對(duì)理解撲旋翼的氣動(dòng)特性，弄清其中的物理機(jī)制起到了重要的作用，有力的推動(dòng)了撲旋翼MAV的發(fā)展。

3.1 撲旋翼運(yùn)動(dòng)規(guī)律

撲旋翼運(yùn)動(dòng)規(guī)律是研究撲旋翼氣動(dòng)特性的基礎(chǔ)，因此研究者首先測(cè)量了撲旋翼的運(yùn)動(dòng)及變形規(guī)律。

在早期的研究中，撲旋翼的振蕩頻率及旋轉(zhuǎn)速度通過對(duì)激光位移傳感器［9］（圖4）獲得。激光位移傳感器測(cè)量難以得到撲旋翼的拍動(dòng)及俯仰運(yùn)動(dòng)規(guī)律，因此，能夠獲得各瞬時(shí)撲旋翼運(yùn)動(dòng)變形圖像的高速攝像方法在之后的運(yùn)動(dòng)規(guī)律測(cè)量中得到了應(yīng)用。通過單臺(tái)相機(jī)拍攝撲旋翼運(yùn)動(dòng)圖像，結(jié)合圖像中撲旋翼的投影關(guān)系，郭士均等［12］獲得了多個(gè)周期內(nèi)撲旋翼的拍動(dòng)運(yùn)動(dòng)規(guī)律及攻角變化規(guī)律（圖5）。單臺(tái)相機(jī)無可避免的存在相機(jī)畸變，同時(shí)由于撲旋翼是旋轉(zhuǎn)的，在某些特殊情況下（如翼尖連線平行于相機(jī)軸時(shí)）撲旋翼的拍動(dòng)運(yùn)動(dòng)和俯仰運(yùn)動(dòng)測(cè)量便存在較大的誤差。為避免上述問題，吳江浩等［20-21］發(fā)展了基于多臺(tái)高速攝像機(jī)的撲旋翼運(yùn)動(dòng)測(cè)量裝置（圖4），利用三臺(tái)高速攝像機(jī)對(duì)預(yù)先涂有標(biāo)記點(diǎn)的撲旋翼進(jìn)行同步拍攝，通過圖像處理、標(biāo)記點(diǎn)識(shí)別和三維空間重構(gòu)，準(zhǔn)確獲取各個(gè)標(biāo)記點(diǎn)的三維位置坐標(biāo)，據(jù)此他們準(zhǔn)確獲得了撲旋翼的三維角運(yùn)動(dòng)及變形運(yùn)動(dòng)規(guī)律。這一規(guī)律的提取，為分析撲旋翼的運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)，進(jìn)而為探究撲旋翼的氣動(dòng)機(jī)理提供了運(yùn)動(dòng)輸入和依據(jù)。

圖4 撲旋翼運(yùn)動(dòng)測(cè)量裝置Fig.4 Setups used for kinematic measurement of flapping rotary wing

圖5 基于單相機(jī)拍攝圖像的撲旋翼運(yùn)動(dòng)規(guī)律測(cè)量Fig.5 Flapping rotary wing kinematic measurement based on images from single high-speed camera

邱健等［21］測(cè)量特定的撲旋翼模型運(yùn)動(dòng)規(guī)律發(fā)現(xiàn)，旋轉(zhuǎn)角隨時(shí)間呈線性增加，拍動(dòng)角隨時(shí)間的變化規(guī)律近似于三角波，且在下拍/上拍中存在高頻波動(dòng)。在一個(gè)拍動(dòng)周期內(nèi)，俯仰角隨時(shí)間在初始攻角附近發(fā)生劇烈變化，出現(xiàn)多個(gè)峰值。改變拍動(dòng)頻率對(duì)于拍動(dòng)角的影響較小，但會(huì)使拍動(dòng)幅度增加的趨勢(shì)明顯。拍動(dòng)頻率不變，增加初始攻角會(huì)帶來拍動(dòng)幅度和轉(zhuǎn)速的減小，但俯仰運(yùn)動(dòng)受初始攻角的變化影響較小?？傮w而言，初始攻角對(duì)翼運(yùn)動(dòng)的影響小于拍動(dòng)頻率。他們將拍動(dòng)頻率和轉(zhuǎn)速無量綱化，發(fā)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)Re與拍動(dòng)雷諾數(shù)Ref呈線性關(guān)系（如圖6所示），而與初始攻角無關(guān)。

3.2 撲旋翼基本氣動(dòng)特性

撲旋翼懸停狀態(tài)下基本氣動(dòng)特性研究主要是明確撲旋翼設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)其氣動(dòng)力的影響規(guī)律。撲旋翼的設(shè)計(jì)參數(shù)主要有運(yùn)動(dòng)參數(shù)和幾何參數(shù)，前者包括拍動(dòng)頻率、初始攻角及旋轉(zhuǎn)速度，后者主要包括翼的展弦比、根梢比及面積二階矩位置等。

圖6 撲旋翼運(yùn)動(dòng)規(guī)律Fig.6 Kinematics of flapping rotary wing

基于機(jī)械撲旋翼模型，周超等［6，9］實(shí)驗(yàn)測(cè)量了撲旋翼升力、被動(dòng)旋轉(zhuǎn)速度與撲翼拍動(dòng)頻率及初始安裝攻角之間的關(guān)系（見圖7）。研究表明，特定初始攻角下，初始階段增加拍動(dòng)頻率可提高撲旋翼轉(zhuǎn)速，但一旦拍動(dòng)頻率超過特定值，撲旋翼轉(zhuǎn)速反而保持不變，增加拍動(dòng)頻率會(huì)使翼平均升力隨之線性增加。撲旋翼最大平均升力值在15o～20o的初始攻角條件下取得，當(dāng)初始攻角大于失速攻角時(shí)，撲旋翼升力可以在較大的攻角范圍維持較高值而不顯著降低，這表明撲旋翼具有良好的失速特性。

吳江浩等［16，21］采用CFD方法又進(jìn)一步系統(tǒng)研究了Re、運(yùn)動(dòng)參數(shù)及幾何參數(shù)對(duì)撲旋翼氣動(dòng)特性的影響。研究發(fā)現(xiàn)，增加拍動(dòng)幅度和旋轉(zhuǎn)速度的比值雖然會(huì)增加撲旋翼平均旋轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，但也使翼平均升力系數(shù)降低，增加初始攻角的影響與增加拍動(dòng)幅度和旋轉(zhuǎn)速度比值的影響相反，增加俯仰幅度或Re能夠同時(shí)增加翼平均升力系數(shù)和旋轉(zhuǎn)力矩系數(shù)。改變翼的幾何參數(shù)（如二階矩半徑、扭轉(zhuǎn)角及展弦比）會(huì)改變翼氣動(dòng)力，采用中等大小面積二階矩、稍帶扭轉(zhuǎn)的中等展弦比撲旋翼可獲得較高升力。

圖7 撲旋翼升力隨拍動(dòng)頻率及攻角變化Fig.7 Lift of a flapping rotary wing varied with flapping frequency and wing angle of attack

實(shí)驗(yàn)研究與數(shù)值仿真研究均表明撲旋翼的俯仰運(yùn)動(dòng)可以顯著影響撲旋翼的升力?？紤]到實(shí)驗(yàn)研究中機(jī)械模型可實(shí)現(xiàn)的俯仰幅度較小，而數(shù)值仿真模型又未考慮翼旋轉(zhuǎn)速度穩(wěn)定的狀態(tài)，因此李豪［14］、周超等［18］均采用數(shù)值仿真的方法從更寬的俯仰運(yùn)動(dòng)參數(shù)空間來探究撲旋翼轉(zhuǎn)速平衡狀態(tài)下的氣動(dòng)特性，分別如圖8及圖9所示。研究發(fā)現(xiàn)平衡轉(zhuǎn)速隨初始攻角增加大致線性減小，但隨俯仰幅度的減小，平衡轉(zhuǎn)速隨初始攻角的梯度顯著增加，且平衡轉(zhuǎn)速對(duì)初始攻角的敏感程度不同，俯仰幅度越小，平衡轉(zhuǎn)速對(duì)初始攻角的變化越敏感，因此如果希望獲得較快的旋轉(zhuǎn)速度，應(yīng)該盡量使用較小的俯仰幅度。不同俯仰幅度下，升力系數(shù)隨平均攻角的變化近似呈現(xiàn)拋物線型，且升力峰值在15o～20o取得。結(jié)合先前機(jī)械模型測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果［13］，因此若撲旋翼要獲得高升力，撲旋翼初始攻角應(yīng)取15o～20o。俯仰幅度的減小在帶來平衡轉(zhuǎn)速增加的同時(shí)，也使得撲旋翼的升力大幅提高。但需要注意的是，由于在較小的俯仰運(yùn)動(dòng)幅度下攻角變化會(huì)導(dǎo)致翼升力發(fā)生顯著波動(dòng)，這會(huì)使微型飛行器的攻角選擇和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)面臨極大的困難，因此也需在設(shè)計(jì)時(shí)著重予以關(guān)注。

圖8 撲旋翼升力、功耗及效率隨攻角變化規(guī)律Fig.8 Lift，power consumption and efficiency of a flapping rotary wing varied with wing angle of attack

圖9 不同俯仰運(yùn)動(dòng)條件下的平衡轉(zhuǎn)速和平均升力Fig.9 Rotating Speed and mean lift at torque-balanced status varied with pitching kinematics

在明確了撲旋翼基本氣動(dòng)特性的基礎(chǔ)上，研究通過對(duì)撲旋翼周圍流場(chǎng)結(jié)構(gòu)演變的細(xì)致分析進(jìn)一步揭示撲旋翼氣動(dòng)力產(chǎn)生原理。吳江浩、王逗等［16］采用數(shù)值仿真方法計(jì)算了撲旋翼周圍流場(chǎng)演變，研究表明隨著撲旋翼的上下拍，其周圍渦有規(guī)律的生成和脫落，下拍生成緊致的前緣渦是導(dǎo)致?lián)湫懋a(chǎn)生高升力的主要因素。為了進(jìn)一步探究撲旋翼中旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)與拍動(dòng)運(yùn)動(dòng)的耦合影響，吳江浩、周超等［17］又進(jìn)一步計(jì)算并對(duì)比了撲旋翼與單純豎直撲翼的氣動(dòng)力及周圍的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，研究發(fā)現(xiàn)相比豎直撲翼，撲旋翼上拍有效攻角為正值，上拍時(shí)前緣渦在上翼面形成，因而撲旋翼上拍過程反而產(chǎn)生了正升力，而這是導(dǎo)致?lián)湫硐啾蓉Q直撲翼升力增加的主要原因。鑒于撲旋翼運(yùn)動(dòng)是旋轉(zhuǎn)、拍動(dòng)及俯仰運(yùn)動(dòng)的耦合，為了明確各種運(yùn)動(dòng)影響，吳江浩、陳隆等［22-23］又進(jìn)一步研究了旋轉(zhuǎn)-拍動(dòng)-俯仰耦合運(yùn)動(dòng)下翼的氣動(dòng)特性，研究發(fā)現(xiàn)在旋轉(zhuǎn)的基礎(chǔ)上耦合拍動(dòng)運(yùn)動(dòng)可以顯著減小翼的阻力，且阻力減小的程度與St數(shù)密切相關(guān)。在旋轉(zhuǎn)-拍動(dòng)運(yùn)動(dòng)的基礎(chǔ)上增加俯仰運(yùn)動(dòng)會(huì)進(jìn)一步減小翼的阻力矩，當(dāng)翼的平均攻角大于0o時(shí)，翼的升力也可以進(jìn)一步的增加。造成這一現(xiàn)象的主要原因在于俯仰運(yùn)動(dòng)引起前緣渦強(qiáng)度的增加且使得氣動(dòng)力向升力方向更多投影（圖10）。

3.3 與其它可懸停飛行器氣動(dòng)特性對(duì)比

當(dāng)前可用于微型飛行器設(shè)計(jì)的氣動(dòng)布局形式眾多，在飛行器初始設(shè)計(jì)階段如何進(jìn)行布局形式選擇尚缺乏統(tǒng)一的指導(dǎo)。撲旋翼作為一種新型微型飛行器設(shè)計(jì)布局形式，其相對(duì)其他氣動(dòng)布局的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)也尚不清楚，這也使得我們?cè)诎l(fā)展撲旋翼飛行器時(shí)并不清楚如何發(fā)揮其氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)。因此，過去還著重對(duì)比了撲旋翼氣動(dòng)特性與其他可懸停氣動(dòng)布局性能。

圖10 旋轉(zhuǎn)-拍動(dòng)-俯仰耦合運(yùn)動(dòng)的翼氣動(dòng)力及流場(chǎng)變化Fig.10 Wing aerodynamic forces and flow structures of pitching-flapping-perturbed revolving wing

撲旋翼提出不久，其升力產(chǎn)生能力是研究者關(guān)注的主要問題之一。撲旋翼中拍動(dòng)與旋轉(zhuǎn)的耦合運(yùn)動(dòng)是否能夠?yàn)閾湫韼砩Ξa(chǎn)生上的優(yōu)勢(shì)并不明確。為此，基于實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果（圖11），周超等［9］對(duì)比了撲旋翼和同轉(zhuǎn)速旋翼之間的升力發(fā)現(xiàn)，當(dāng)斯托羅哈爾數(shù)超過一定值，也就是拍動(dòng)產(chǎn)生的非定常效應(yīng)較強(qiáng)時(shí)，撲旋翼便能夠產(chǎn)生高于旋翼的氣動(dòng)升力。明確了撲旋翼的該特征后，后續(xù)研究關(guān)注的問題便是撲旋翼是否相對(duì)其他懸停氣動(dòng)布局，如撲翼和旋翼，在升力、氣動(dòng)效率方面存在優(yōu)勢(shì)。

圖11 撲旋翼與同轉(zhuǎn)速旋翼升力系數(shù)對(duì)比Fig.11 Lift coefficient comparison between flapping rotary wing and rotary wing with same rotating speed

對(duì)比各MAV氣動(dòng)布局氣動(dòng)性能通常采用兩種對(duì)比基準(zhǔn)及對(duì)應(yīng)的性能評(píng)價(jià)指標(biāo)。一是取各氣動(dòng)布局的翼尖Re作為對(duì)比基準(zhǔn)，在此基礎(chǔ)上比較各種氣動(dòng)布局的平均升力系數(shù)、平均功率系數(shù)以及功率因子等。保持Re相同是多數(shù)文獻(xiàn)［3，24-26］比較多種氣動(dòng)布局氣動(dòng)性能時(shí)通常采用的基準(zhǔn)條件。功率因子衡量的是翼產(chǎn)生相同平均升力系數(shù)時(shí)所付出的消耗。功率因子值越大，表示翼在產(chǎn)生相同平均升力系數(shù)時(shí)效率越高。二是取各氣動(dòng)布局產(chǎn)生特定的升力作為對(duì)比基準(zhǔn)，在此基礎(chǔ)上比較各種氣動(dòng)布局的功率消耗。

在相同Re的基準(zhǔn)條件下，李豪等［14］采用準(zhǔn)定常方法，周超等［17-18］采用CFD計(jì)算方法同時(shí)對(duì)比了四種布局（旋翼、水平撲翼、豎直撲翼以及撲旋翼）不同攻角條件下的氣動(dòng)力及升力效率（圖12、圖13），發(fā)現(xiàn)撲旋翼相比旋翼、水平撲翼、豎直撲翼存在兩方面的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)：一是在相同的Re條件下，它能產(chǎn)生比旋翼、水平撲翼、豎直撲翼更高的升力，因而在設(shè)計(jì)大載荷MAV時(shí)撲旋翼可以成為一種更優(yōu)的氣動(dòng)布局形式；二是撲旋翼高升力的產(chǎn)生狀態(tài)也是其氣動(dòng)效率較高的狀態(tài)，這意味著撲旋翼能夠以較高的氣動(dòng)效率產(chǎn)生高升力。

之后，周超等［18］又在升力固定的前提下系統(tǒng)的對(duì)比了撲旋翼、撲翼和旋翼的能耗情況。在相同目標(biāo)升力條件下，他們分析了兩種攻角狀態(tài)，即升力系數(shù)最大的攻角狀態(tài)及氣動(dòng)效率最高的攻角狀態(tài)。對(duì)比發(fā)現(xiàn)，旋翼采用效率最高的攻角狀態(tài)產(chǎn)生升力時(shí)其氣動(dòng)功耗最少，撲旋翼次之，最后是水平撲翼。

圖12 四種布局功率因子隨升力變化Fig.12 Power factor changing with lift of four MAV wing layouts in hovering flight

圖13 撲旋翼、昆蟲撲翼及旋翼氣動(dòng)效率及升力變化Fig.13 Power efficiency versus lift of flapping rotary wing, insect-like flapping wing and rotary wing

3.4 撲旋翼增升控制技術(shù)

圖14 開孔翼設(shè)計(jì)方案Fig.14 Intact wing and perforated wing

由于微型飛行器尺寸小、重量輕，撲旋翼MAV使用的動(dòng)力裝置及其輸出功率也極大受限，因此減重增升設(shè)計(jì)始終是撲旋翼設(shè)計(jì)的重點(diǎn)工作。撲旋翼下拍產(chǎn)生較大的正升力，但是上拍也產(chǎn)生明顯負(fù)升力，如果能減小上拍負(fù)升力而保持下拍正升力不變，那便可顯著增加撲旋翼升力。諸多撲旋翼增升控制方案都基于這一思路開展，但解決方案稍有區(qū)別。陳隆等［19］基于這一想法設(shè)計(jì)了開孔撲旋翼（圖14），該翼上開孔并覆蓋膜，上拍時(shí)孔打開卸載，下拍時(shí)孔關(guān)閉，升力維持。他們采用實(shí)驗(yàn)方法研究了開孔撲旋翼的基本氣動(dòng)特性，研究發(fā)現(xiàn)（圖15），初始攻角存在一個(gè)臨界值，當(dāng)初始攻角小于該臨界值時(shí)，開孔翼可以增加升力，升力最大增幅約35%，但當(dāng)初始攻角大于該臨界值時(shí)開孔翼平均升力反而比傳統(tǒng)非開孔翼要小。之后通過優(yōu)化開孔位置、開孔大小，研究進(jìn)一步獲得了使升力最大化的開孔設(shè)計(jì)方案。賀媛媛等［27］提出了弓形機(jī)翼的方案，初始狀態(tài)下機(jī)翼在繩的牽引下呈弓形，在下拍過程中受繩的拉拽，機(jī)翼承受氣動(dòng)載荷，產(chǎn)生較大升力，而在上拍過程中，機(jī)翼后緣在氣動(dòng)載荷的作用下向下變形，實(shí)現(xiàn)卸載，減小上拍的氣動(dòng)載荷，以此實(shí)現(xiàn)整個(gè)周期內(nèi)的氣動(dòng)升力增加。據(jù)悉，相關(guān)研究仍在進(jìn)行中。

4 研究展望

過去的研究針對(duì)懸停狀態(tài)撲旋翼等的氣動(dòng)特性展開，有利支持了可懸停的微型撲旋翼飛行器的研制。展望未來的研究，為實(shí)現(xiàn)真正工程可應(yīng)用的微型撲旋翼飛行器，仍需要在撲旋翼前飛的空氣動(dòng)力學(xué)、撲旋翼飛行器動(dòng)穩(wěn)定性及飛行控制方面開展深入的研究工作。

4.1 撲旋翼前飛的空氣動(dòng)力學(xué)研究

撲旋翼前飛是撲旋翼重要的飛行狀態(tài)之一，也是其完成任務(wù)必須經(jīng)歷的飛行狀態(tài)。撲旋翼本身是拍動(dòng)-俯仰-旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的耦合，其懸停狀態(tài)下的空氣動(dòng)力學(xué)問題本身就相當(dāng)復(fù)雜，而在前飛時(shí)，受前飛來流條件的影響，其上行和下行氣流的影響會(huì)使得氣動(dòng)力進(jìn)一步產(chǎn)生不對(duì)稱特性，這使得撲旋翼前飛空氣動(dòng)力學(xué)問題相比懸停時(shí)更為復(fù)雜。因此，探究撲旋翼前飛空氣動(dòng)力學(xué)問題，應(yīng)在過去研究旋翼和撲翼前飛氣動(dòng)特性的基礎(chǔ)上，著重關(guān)注前飛狀態(tài)撲旋翼的氣動(dòng)力及氣動(dòng)力矩變化規(guī)律并揭示其氣動(dòng)力產(chǎn)生原理，并基于此提取用于前飛飛行控制參數(shù)和飛行控制策略。

4.2 撲旋翼飛行器動(dòng)穩(wěn)定性及飛行控制問題研究

圖15 開孔翼與普通翼升力及旋轉(zhuǎn)速度對(duì)比Fig.15 Comparison of lift and rotating speed between perforated wing and intact wing

自然界中的昆蟲飛行是動(dòng)不穩(wěn)定的，其穩(wěn)定飛行需時(shí)刻進(jìn)行增穩(wěn)控制。撲旋翼結(jié)合了自然界中昆蟲撲動(dòng)與旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)，其本體穩(wěn)定性尚不清楚，因此需對(duì)其本體穩(wěn)定性進(jìn)行探究以為撲旋翼控制策略研究奠定基礎(chǔ)。在弄清其穩(wěn)定性之后，應(yīng)結(jié)合撲旋翼懸停及前飛空氣動(dòng)力學(xué)原理開展飛行控制方法、控制策略的研究工作，明確用于飛行姿態(tài)控制的變量，并計(jì)算控制量變化對(duì)控制力矩的影響規(guī)律，最終據(jù)此設(shè)計(jì)控制率。最后還需通過機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)上述控制運(yùn)動(dòng)，并開展試飛驗(yàn)證工作。

5 結(jié)束語

微型撲旋翼是近年來提出的一種新型仿生微型飛行器氣動(dòng)布局。該氣動(dòng)布局包含一對(duì)可繞中心軸旋轉(zhuǎn)的撲翼，翼上下拍動(dòng)產(chǎn)生的水平力矩驅(qū)動(dòng)翼被動(dòng)旋轉(zhuǎn)，在翼拍動(dòng)和旋轉(zhuǎn)的過程中產(chǎn)生克服重力的升力。過去的十年間，學(xué)術(shù)界針對(duì)微型撲旋翼懸停狀態(tài)下空氣動(dòng)力學(xué)開展了一系列研究，取得了一定的成果，為實(shí)現(xiàn)此類布局微型飛行器的成功飛行創(chuàng)造了條件。

過去的研究首先通過激光位移測(cè)量、高速攝像及空間重構(gòu)技術(shù)獲得了撲旋翼的運(yùn)動(dòng)及變形規(guī)律，從而為研究微型撲旋翼飛行器的基本氣動(dòng)特性并揭示其氣動(dòng)機(jī)理創(chuàng)造了條件。借助實(shí)驗(yàn)測(cè)量和數(shù)值仿真手段研究總結(jié)了微型撲旋翼飛行器拍動(dòng)頻率、初始攻角及旋轉(zhuǎn)速度對(duì)撲旋翼升力及氣動(dòng)能耗的影響規(guī)律，從渦的演變機(jī)制上解釋了撲旋翼氣動(dòng)力產(chǎn)生特點(diǎn)。上述原理的揭示為指導(dǎo)微型撲旋翼飛行器設(shè)計(jì)提供了一定的指導(dǎo)。為解決仿生微型飛行器初始設(shè)計(jì)階段氣動(dòng)選型，并挖掘撲旋翼氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)，系統(tǒng)對(duì)比了旋翼、撲翼及撲旋翼三類氣動(dòng)布局在升力產(chǎn)生及氣動(dòng)效率方面的差別，并明確了不同氣動(dòng)布局氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)的設(shè)計(jì)參數(shù)范圍。為進(jìn)一步增加撲旋翼的升力，研究還探索了機(jī)翼開孔等多種撲旋翼設(shè)計(jì)方案。

未來仍需要進(jìn)一步開展微型撲旋翼前飛狀態(tài)的空氣動(dòng)力學(xué)研究以及飛行控制研究，為實(shí)現(xiàn)工程可應(yīng)用的微型撲旋翼飛行器創(chuàng)造條件。