第34卷第2期力學(xué)進展Vol 34 No. 22004年5月ADVANCES IN MECHANICSMay25,2004小型飛行器空氣動力學(xué)omas J. Muller James D. Delaurier21Hessert Center for Aerospace Research, Department of Aerospace and Mechanical Engineering, University of Notre Dame, NotreDame, Indiana 46556: emailr 1@nd. edu2Institute for Aerospace Studies, University of Toronto, Downsview, Ontario, Canada M3H 5T6; email: jdd@utiasutoronto.ca摘要對小型飛行器設(shè)計中涉及的空氣動力學(xué)問題進行了綜述.描述了雷諾數(shù)和展弦比對固定翼飛行器的設(shè)計以及飛行性能的影響.在低雷諾數(shù)飛行范圍,翼型上邊界層的特性對飛行器的設(shè)計尤為關(guān)鍵.本文討論了大量有關(guān)層流邊界層(包括層流分離泡影響)的實驗,作為例子,列舉了幾個此飛行雷諾數(shù)范圍的小型低空無人駕駛飛行器(UAⅤs),此外,對撲動翼推進的理論模型進行了簡述;其范圍涵蓋了早期的準定常附著流模型,以及后來計及非定常尾渦、流動分離以及氣動彈性等效應(yīng)的模型.文中還介紹了那些與理論互補并最終導(dǎo)致?lián)湟頇C設(shè)計成功的實驗關(guān)鍵詞低雷諾數(shù),固定翼,撲翼,小型無人駕駛飛行器1引言限度的降低翼表面積對這類飛行器的封裝、攜帶和預(yù)發(fā)射操作也是非常重要的過去的25年中,小型無人駕駛飛行器(小型UAV)的設(shè)計和發(fā)展得到了越來越多的關(guān)注.其應(yīng)用包括偵察、通訊中繼鏈接、艦船誘餌及生化或者核被音737物質(zhì)探測等,無論遙控型還是自控型小型UAVs都極000CESSNA 180常包括:以2010m1(2~82ml)的速度長10小型U航時飛行;3~300m(10~1000f)的巡航高度;低自重以及全天候的飛行能力.人們對小型UAVs的定義并不十分嚴格,通常把展長小于6m(20f),質(zhì)量o Black widowO Microbat低于25kg(551b)的飛行器都歸為此類.另外,由于10-4足安近年來傳感器、攝像機以及控制硬件的微小型化,質(zhì)量低于80g(280z)且尺度小于15cm(6inch)的微雷諾數(shù)型飛行器(MAVs)業(yè)已研發(fā)成型,并能在一定程度上圖1飛行器質(zhì)量與雷諾數(shù)的關(guān)系執(zhí)行上述特殊任務(wù)低速和小尺度共同決定了小型飛行器的飛行雷盡管人們十分期望小型UAVs可以在強風(fēng)狀態(tài)諾數(shù)很低(1500050000基于機翼弦長的雷諾數(shù)下飛行,但迄今為止仍沒有見到探討該問題的文獻定義為巡航速度與弦長的乘積再除以空氣動力黏性事實上,若不包括撲翼飛行器的有關(guān)研究,則可以系數(shù)圖1為不同飛行器總重與雷諾數(shù)的對應(yīng)關(guān)系,說:與小型UAvs直接相關(guān)的非定常、低雷諾數(shù)氣從中可以看出小型UAV(包括MAVs)的飛行雷諾數(shù)動特性的定量研究是在近幾年才得到關(guān)注的.在范圍要遠低于傳統(tǒng)飛行器而更接近于鳥類和航模.許多情況下,由于產(chǎn)權(quán)問題,一些已經(jīng)完成的風(fēng)洞實這些飛行器所采用的低雷諾數(shù)翼型必須在惡劣環(huán)境驗并中國煤化工有很多有關(guān)翼型定常下仍能保持良好的氣動性能,且對于風(fēng)切變、陣風(fēng)以氣動UAVs的設(shè)計具有重及由降水引起的表面粗糙都不十分敏感.同時,最大要的CNMHG(NRL)一直是固定Annual Review Fluid Mechanics惠允版權(quán)翻譯此文( Published with kind permission from Annual Review Fluid Mechanicsc 2003 by Annual Reviews)270翼小型UAvs的設(shè)計先驅(qū),文中提到的許多飛行器裝備了全球定位系統(tǒng)(GPS),是一種全自控單人便攜皆引自他們發(fā)表的文獻.另外,也出現(xiàn)了不少與撲翼式UAV.設(shè)計要求這種電驅(qū)飛行器應(yīng)有適當(dāng)?shù)某叽鏤Avs有關(guān)的非定?？諝鈩恿W(xué)方面的研究.在下面(以便于用標準儲物箱存放)、能攜帶不同的負載,并的章節(jié)中,我們將著重描述幾種成型的固定翼和撲翼以91km/h(56mle/l的巡航速度飛行近2h7.雖飛行器,同時介紹與這些飛行器的設(shè)計和性能有關(guān)的然這種飛行器已成功地飛行,但其輔助系統(tǒng)尚未研制流體力學(xué)問題完成圖4所展列的 Dragon Eye(又名空中傳感系統(tǒng))2小型UAVs和MAvs的范例具有幾項獨特的性能.這種小型UAv可以完全不用工具地組裝和拆卸,并能夠被放置在僅18cm×38cm圖2列出了圖1中所提到的小型UAVs和38cm(7inch×15inch×15inch)的箱子中,像背包MAs的翼展和質(zhì)量的對應(yīng)關(guān)系,其中既包括了固定樣隨身攜帶閃.這種自控型飛行器由單人操作,由翼又包括了撲翼飛行器.雖然在這一范圍還有許多其GPS導(dǎo)航. Dragon Eye系列也是由電能驅(qū)動,可以它種類的飛行器,但是由于資料的匱乏而未能一一列在64km/h(40mile/h)的速度下飛行(30~60)min出.圖2中尺寸最大的是 LAURA系列,這是一種專它還可以使用一些可互換的現(xiàn)存設(shè)備,如日間、低亮門用來作艦船誘餌的長航時小型UAVs26.圖3列度或者紅外線的成像系統(tǒng)和魯棒通訊連接裝置.目舉的4種 LAURA系列飛行器都具有相同的機身、前, Dragon Eye正由 Arro viroment公司和BAI有效載重、起落架和動力推進系統(tǒng),其推進系統(tǒng)由活 ecosystems公司生產(chǎn)塞發(fā)動機和位于機身尾部的推進螺旋槳組成.它們均為試驗機型,主要用于研究機翼的布局和低雷諾數(shù)翼型波音737CESSNA 1801Oo- R UAVs■LAURMAVs&10。0MITE 2Black widow質(zhì)量/kg圖2小型UAvs和MAVs的展長與質(zhì)量的對應(yīng)關(guān)系圖4近期小型固翼UAVs草圖圖4中的MITE2是MAV研發(fā)系列中專為近戰(zhàn)中的短程任務(wù)設(shè)計的低值、可一次性消耗的隱蔽傳感平臺,翼展為36cm(14inch)(參閱文⑨).它是由電能驅(qū)動的雙發(fā)飛行器,能夠承載有效軍用載荷在聯(lián)合布局32km/h(20mile/h)的速度下飛行約20min圖4中尺寸最小卻能承載有效載荷的是由AeroViroment公司研制的 Black widow10.它由電能驅(qū)動,最大尺寸約152cm(6inch),總重約20g(280z)從列布局雙尾桁布局能承載r凵中國煤化工km/h(32mil/h)的速度CNMHGCk Widow的載重圖3 LAURA系列的4種機翼布局草箱約68kg(15b),其中還包∫充氣型發(fā)射臺和個具有10cm(4inch)液晶顯示器的便攜式飛行控制圖4中的 SENDER采用了 Selig SD7032翼型,終端271弗羅里達大學(xué)的科研人員將柔性翼概念應(yīng)用于行器的航時公式如下MAV的設(shè)計中a1-1,所設(shè)計的最小飛行器尺度僅為152cm(6inch),總重52g(1.802),用活塞發(fā)動機航時=c CD(2pS)1/2(W-1/2驅(qū)動,可以攜帶一個攝像機和傳送器以(24~40)km/h(15~25mile/h)的速度飛行15min(圖4).他們對翼這里p為空氣密度,S為機翼面積.為了得到最大展大于254cm(10imh)的飛行器的飛行測試表明,航時,必須使C2/CD達到最大.需要指出的是方柔性翼在飛行中表現(xiàn)出更為出色的穩(wěn)定性和可操縱程(1)和(2)并不適合計算重量始終保持不變的電能性驅(qū)動飛行器的航程和航時.對于電驅(qū)飛行器,設(shè)計目近年來,人們對小型UAVs和MAVs的設(shè)計興標是在給定的飛行條件下盡可能降低電池總的輸出趣更多集中于機械式撲翼機撲翼的一個顯著優(yōu)點是電能,在這種情況下,航時即為電池總的儲備能量與在較小的尺度和重量下可產(chǎn)生足夠的升力和推力(參每小時所消耗能量的比值,航程則為航時與巡航速度閱文14,1)為使飛行器達到類似昆蟲或鳥類的飛的乘積行性能,科研人員正集中研究這些動物翅膀的動力學(xué)對于飛行器,其阻力可用下面的公式表示特性和非定?？諝鈩恿W(xué)特性.鳥類和昆蟲充分利用翅膀的氣彈變形來提高氣動性能,還通過撲動翅膀在Cp= Cp.+丌(AR)e不增加前飛速度的情況下有效地增大雷諾數(shù).然而,目前人們對其飛行氣動特性的了解仍然有限這里CD為零升阻力系數(shù),Hari/ Delaurier無線電控制型撲翼機。是作r(APe為伴隨升力產(chǎn)為概念飛行器研制的.它采用了 Selig設(shè)計的S1020生的誘導(dǎo)阻力和部分廢阻.這一方程表明應(yīng)該盡可能翼型,該翼型在很大的攻角范圍內(nèi)流動都不會發(fā)生分地減小飛行器的任何非升力部分的廢阻(包括表面摩離.撲翼機由活塞發(fā)動機驅(qū)動,以3Hz左右的撲動擦阻力和壓差阻力)頻率在54km/h(34mle/h)的飛行速度下飛行了近增大展弦比(AR,其定義為機翼展長的平方與機3min,其有效載重約2278(80x),有關(guān)其非定常氣動翼水平投影面積的比值)或者增大 Oswald系數(shù)(e)特性將在以后的章節(jié)中詳細地闡述(見第4節(jié)).都可以降低丌(AR)e另外以中等速度飛行也可以降Microbat系列撲翼機則由電能驅(qū)動,總重約12g低誘導(dǎo)阻力(即升致阻力)然而由于最大升阻比對應(yīng)04230x)該飛行器的加減速、升降和方向舵均為攻角通常小于最大升力系數(shù)的對應(yīng)攻角,而 Oswald手控,其有效載重為零,曾以12Hz的撲動頻率在系數(shù)又不易增大,所以降低ABe常是通過增19km/h(12mile/h)的速度下飛行6min.有關(guān)Mcrobat的設(shè)計研究工作,最早是由 Pornsin-Sirirak大AR來實現(xiàn)的等17在2000年發(fā)表的31邊界層性能眾所周知,專為雷諾數(shù)(基于弦長)大于500000固定翼飛行器的空氣動力學(xué)特性而設(shè)計的翼型在雷諾數(shù)低于該值時,由于邊界層的分離其氣動性能會隨著雷諾數(shù)的降低而急劇惡對所有的飛行器而言,氣動力由機翼產(chǎn)生,翼型化19-21.而且,三維機翼(即有限翼展機翼)的性和翼平面形狀對飛行性能有著十分重要的影響因能,其由(CL/CD)lnax衡量,要比翼型的更糟由于此,在實現(xiàn)穩(wěn)定性和可操控性的前提下獲得最佳氣小型UAVs的雷諾數(shù)范圍為300000,因此設(shè)動效率是所有小型UAVs設(shè)計的根本目標飛行器的計高效能的機翼和翼型至關(guān)重要氣動效率取決于機翼的升阻比.絕大多數(shù)小型UAV雖然 Carmichael2對于低雷諾數(shù)翼型的評述寫的設(shè)計是在給定巡航速度的前提下盡可能實現(xiàn)最大于20多年之前,但對于本文探討低雷諾數(shù)范圍的翼的航程或航時1.對于螺旋槳型活塞發(fā)動機驅(qū)動的型繞流,其仍是個很不錯的起點.下面對3000飛行器,其最大航程取決于最大升阻比, Brequet給Re<500000流動區(qū)域的討論就是基于 Carmichael出的航程公式如下的工作,只略作了調(diào)整航程=CL(1)300002000時由于分離泡變短變小,和LA2573A翼型間.其中FX63137最初是由Fx與之相應(yīng)的廢阻降低,從而極大地提高了翼型的性 Wortmann2專為全尺寸高性能滑翔機設(shè)計的應(yīng)用能.鳥類的翱翔、大型無線電控制航模和人力驅(qū)動的于 LAURA系列飛行器后,在巡航速度下其 Cl max模型飛機等的飛行經(jīng)驗都印證了這一點14.而RF-1165FB(美國海軍研究院R.Foch設(shè)32分離泡計)和LA2573A(波音公司的R. Liebeck設(shè)計)的分析層流邊界層分離后的流動特性可以對低雷CL分別為0.85和0.68.雖然在制造上FX63諾數(shù)下翼型性能的惡化給出解釋.此惡化主要表現(xiàn)137比其它兩種翼型要困難得多,但在低雷諾數(shù)下在阻力的增加和升力的降低.在這種流態(tài)下,翼型上(Re≤100000,它卻有著緩慢失速的特性.采用最小壓力點下游的邊界層通常仍可保持層流流動,然FX63-137的 LAURA系列半尺寸模型做了風(fēng)洞試后分離形成自由剪切層.當(dāng)Re<50000時,分離剪驗,而全尺寸飛行器做了飛行試驗.風(fēng)洞實驗結(jié)果表切層不會發(fā)生再附而當(dāng)Re>50000時分離剪切明最大升阻比在20~27之間,其中聯(lián)合布局機翼的層發(fā)生轉(zhuǎn)捩.如果逆壓梯度不很大,流動可通過夾帶升阻比最小,而可變展長機翼布局的升阻比最大由作用從外流獲取足夠的能量從而再附于翼型表面,于FX63-137在低雷諾數(shù)范圍的出色性能,人們對這這就形成一個如圖5所示的時均回流區(qū)23.由于分種翼型進行了廣泛深入的研究.除了對其升阻比特性的研究26,27,科研人員還利用FX63-137做了下離泡的作用相當(dāng)于邊界層的湍流拌線,因而通常又列研究工作:翼型上的層流分離泡228展弦比為被稱為轉(zhuǎn)捩分離泡.在低雷諾數(shù)情況下,轉(zhuǎn)捩分離泡30~54的機翼的性能四2;非定常流動對邊界層和幾乎占據(jù)了翼型表面的15‰~40%,因而也稱其為長分離泡的影響2530,31.Khan和 Muller3)還進行了泡.分離泡對翼型的失速特性(如升力驟減和阻力激增)有顯著影響.在高雷諾數(shù)的情況下,當(dāng)有分離泡FX63-137機翼前緣渦對下游同形翼型影響的實驗,形成時,升力將隨攻角線性增加,直至失速發(fā)生,而 Scharpf和 Muller3亦對近距串列翼的相互干擾問題進行了研究分展流線分離的湍流剪切層絕大多數(shù)的第二代小型UAVs都采用了針對其用途而專門設(shè)計的翼型. eppler34, Eppler&邊界層外緣Somers336以及 Drela[37分別給出了人們常用的兩種低雷諾數(shù)翼型的設(shè)計方法Eppler可以自由流直接提供最新版本的 Epper源程序( Richard Ep.Arenler Airfoil Program System: Profile 00). foDrela的源程序(XFOL)也可以通過以下網(wǎng)址獲回流渦得http://raphael.mitedu/xfoil/.Selig和他的分離的層流剪切層再發(fā)展的流邊界層合作者采用上述兩種設(shè)計方法,為高性能滑行機、層流邊界層“死水”區(qū)無線電控的航模和小型葉輪設(shè)計并測試了大量低雷諾數(shù)翼型阝8∞42.其中許多已被成功應(yīng)用于小型圖5轉(zhuǎn)捩分離泡的時均特征( Horton1968)UAVs. Selig系列和其它許多翼型的測試都是在Re下,如果有長泡形成失速通常發(fā)生在長泡擴展到尾成為么0500范圍內(nèi)進行的4,這些工作為6000這種失速通常稱為短泡的破裂而在低雷諾數(shù)的情況士上中國煤化工緣的時候?qū)δ承┮硇投?分離泡的特性是出現(xiàn)遲34小CNMHG滯效應(yīng)的原因之一,在分離泡頂部,見圖5中T點低苗諾數(shù)下小展弦比機翼(即展弦比AR<20即流動向湍流轉(zhuǎn)捩的點)2425的下游,流動是非定的機翼)的氣動性能尚未得到太多關(guān)注.以往人們僅常的;而在該點上游,現(xiàn)有的流動顯示和熱線實驗都對高雷諾數(shù)下亞、跨、超音速的三角翼形式小展比機273翼作了廣泛的研究,主要著重于大攻角下三角翼或類41理論研究似三角翼的小展弦比機翼的氣動性能.最簡單的撲動翼氣動模型認為流動是準定常盡管如此,還是存在一些非三角翼形式的小展的,即假設(shè)流動在翼型運動的每一個時間步里,對于弦比機翼的實驗資料的,這些研究主要是20世紀30當(dāng)時的邊界條件,都瞬時達到平衡,且包括機翼前緣年代~50年代進行的. zimmerman(414, Bartlett在內(nèi),流動是完全附著的(沒有小尺度的局部分離和Ⅴtal4以及 Wallin等在Re>5000的這樣就存在100%的前緣吸力根據(jù) Kutta-Joukowski情況下對小展弦比機翼進行了實驗研究.Blay4,定理間可知:升力矢量是垂直于相對速度的,分解Weig4,Bea和 Suresh, Polhamusle12以及升力可得到其在水平方向的分量,即推力通過這種Rajn和 Shashidhar對小低展弦比機翼氣動特模型, Kuechemann和 von holst2在對撲動翼的性在理論解和解析解方面進行了一些嘗試.最近,研究中給出了有限展長機翼在做上下振動運動時推Pelletier和 Mueller與 Mueller6研究了Re在進效率的表達式60000200000下厚度為2%的小展弦比矩形平板和推力·速度1具有彎度的機翼的氣動性能.這些風(fēng)洞試驗還同時輸入功1+2/AR研究了風(fēng)洞湍流度和后緣形狀對氣動性能的影響有關(guān)彎度對機翼氣動性能影響的進一步研究可參見其中AB為機翼的展弦比這是一種理想化的結(jié)果文[56]忽略了流動分離和其它的黏性效應(yīng).但由上式知,通過提高AR可以使推進效率接近100%,這為進一步在兩卷有關(guān)升、阻力的叢書中, doerner和探索撲翼飛行提供了令人鼓舞的開端Hoerner& boost。對小展弦比機翼進行了較為完準定常模型的計算簡單、直接,并且已被推廣到整的分析和綜述 Hoerner對非三角形的小展弦比運動較為復(fù)雜的情形,例如,由俯仰振蕩,上、下振蕩機翼的理論進行了綜述,給出了理論分析及一些關(guān)及拍動復(fù)合而成的運動,這一模型被 norberg和聯(lián)函數(shù)并與當(dāng)時的實驗數(shù)據(jù)做了對比盡管 Hoerner Ellington等6動物學(xué)家應(yīng)用于他們對動物飛行的所研究的雷諾數(shù)范圍高于MAV涉及的雷諾數(shù),但研究中.而 Betteridge和 Order在對大展弦比撲Torres和 Mueller以及Tors都表明其氣動理動翼推進效率和垂直振蕩力的研究中給出了一個更論在MAV中應(yīng)用的可行性這種理論成功地預(yù)測為精致的準定常模型, Jonesi將這一模型進一步到,有限翼展機翼在產(chǎn)生升力的同時其翼稍會形成拓展,表明優(yōu)化展向環(huán)量分布可能提高推進效率反向旋轉(zhuǎn)的旋渦.這些渦會隨著攻角的增大而逐漸準定常模型僅是用于較高的前進比(X)的情加強對于小展弦比機翼,其翼稍渦可能覆蓋機翼的況,前進比的定義如下大部分面積,從而在很大程度的影響翼的氣動性能一般而言,AR<1.5的機翼存在線性和非線性兩種前飛速度U升力.線性升力由環(huán)繞翼型的環(huán)量產(chǎn)生,這與大展弦弦長·撲動頻率cf比機翼產(chǎn)生的升力相同而非線性升力是由前緣渦在當(dāng)然,這一條件與飛行器的飛行力學(xué)中用的準定常氣上翼面形成的低壓區(qū)所產(chǎn)生,這與三角翼在大攻角狀動模型的條件是類似的但是,對于動物和撲翼機的態(tài)下所產(chǎn)生的渦升力一致非線性效應(yīng)升力線斜率隨飛行在大多數(shù)情況下該條件不能滿足.原因在于,即攻角的增大而提高這也是機翼具有高失速攻角的原便對于高巡航速度的飛行(最大前進比可達10的量因級),非定常氣動力的影響也較大在對做上下和俯仰運動的薄翼的研究中,4振翼推進系統(tǒng)的非定常氣動力garrick7首次對非定常推力的產(chǎn)生做出了有意義的分析.這是一個建立在 Theodorsen8的非定常翼幾乎所有最初的微小飛行物(包括昆蟲類,蝙蝠型解析解和 von Karman& burgers的推力預(yù)估和鳥類)都具有撲動翼.這歸因于自然界中肌肉操作法基礎(chǔ)上的線化無黏解.其假設(shè)尾渦面與翼型在同方式的局限,機械飛行中并非一定要這樣做事實平面上,從而限制了該理論應(yīng)用在高前進比情況上,正是將升力和推力兩種功能分開的概念,將人們下的準確性.但前緣吸力的作用還是得到清晰地闡從徒勞的仿生飛行中解脫出來.然而,多年來一些著明,中國煤化工程.因為假設(shè)流動名研究者對撲翼飛行的理論模化及具體實現(xiàn)始終熱是完情不減;尤其是近來人們對低雷諾數(shù)微小飛行器的并沒CNMHG弱前緣吸力的效應(yīng)世疋, an rick的方程中加上前興趣,又進一步激勵了人們?nèi)パ杏懺谶@一尺度下?lián)渚壩Φ男?yīng)并不難(詳見下文)動翼產(chǎn)生優(yōu)越氣動特性的可能性.通過推導(dǎo)可知,推進效率是折合頻率倒數(shù)的函274方方數(shù)據(jù)數(shù),折合頻率的倒數(shù)為同運動的機翼(其展弦比與撲動翼的相同)的相應(yīng)單1U A(6)元上的流動相同該模型的另一個特征是各個單元在揮動周期中允許按 Prouty7的動態(tài)失速準則發(fā)生失這里凵為振蕩頻率,單位是弧度/s,c為弦長.對于速.顯然,這種修正過的葉素理論仍然包含了很大程純拍動無翻轉(zhuǎn)機翼,在前進比為0時,推進效率為度的假設(shè).例如,機翼上某一部分發(fā)生的失速,是一50%,而當(dāng)前進比超過45后,推進效率則大于90%定要影響其它部分的氣動力的,尾跡的處理也存在類Fairgrieve& Delaurierl將 Garrick的振蕩翼型似的問題.不過,上述模型是為某撲翼機的設(shè)計而建模型拓展到求解非平面尾流、非正弦振蕩的周期運動立的,其需要簡潔而便于應(yīng)用的模型.隨后的風(fēng)洞實中.他們工作的出發(fā)點是不等時上撲和下?lián)涞倪\動驗證明了機翼的性能很接近于理論估計作為進一步及撲動速度型不是純正弦曲線的運動可能在一定程的評估, Winfield將這一模型的結(jié)果與非定常尾度上提高推力或者推進效率.然而,他們研究的例子渦模型進行了對比,兩者十分吻合(參見圖7)中,無一能夠比純簡諧運動(上撲和下?lián)涞葧r的正弦運動)有明顯的優(yōu)勢;而且直到前進比低為6時,平dNA(dNe)sep面尾流解與固定波形尾流解和隨時間變化的波形尾流解仍然十分吻合.Hll& Halll71對具有固定尾零升力線r3/4翼弦流和自由尾流的翼型的研究也得到了類似的結(jié)果cAmberGarrick模型也被用于有關(guān)撲翼機機翼的研究撲動軸中2.其物理模型的基礎(chǔ)是,將機翼分為一個個的“單元”(葉素理論),作用于每一個單元上的法向力、俯仰力矩和弦向的力(包括前緣吸力)與該單元的上、圖6翼型上的氣動力及運動參數(shù)下和俯仰運動有關(guān)(圖6)圖中還包括了以下影響因這一模型還被應(yīng)用于結(jié)構(gòu)變形研究中,從而素:攻角、彎度、表現(xiàn)質(zhì)量和局部前緣吸力效應(yīng)(由可估算機翼拍動時翼的彎、扭變形(圖8).通過給定前緣吸力效率參數(shù)來給出)此外,非定常尾流的作沿翼展方向各剖面的外形、慣性(質(zhì)量分布),彈性的用是通過采用 Jonest對 Theodorsen非定常翼型理和氣動參數(shù),可以預(yù)估升力、推力和彎矩以及撲動扭論在有限機翼上的拓展來計及的.這就需要做以下假矩和所需輸入動力.因此,人們可以進行反復(fù)迭代計設(shè)撲動翼上某一單元上的流動與一作與該單元相算,直至得到一個具有最優(yōu)飛行性能的機翼16移動渦模型移動渦模型o改進的葉素理論o改進的葉素理論eR3Hz07移動渦模型與葉素理論結(jié)果比較應(yīng)用于撲翼機上的拍動機翼通過鉸鏈連接在一進效率與針對螺旋槳定義的類似,推進效率為79個剛性中央機翼上,中央機翼按設(shè)計需要做上下往復(fù)對于所研究的模型的尺度而言,這是個較為合理的數(shù)運動以驅(qū)動拍翼(圖9(a)這種設(shè)計同時還可以平衡值;此推進效率還將隨撲翼機尺寸增大而增加,這是傳遞到機身的豎直方向的非定常加速度.上述模型已由于在較高雷諾數(shù)下前緣吸力效應(yīng)可達10%.應(yīng)該被拓展四,可包含中央機翼的影響,從而使整個機強調(diào)的凵中國煤化工自前緣吸力作用翼氣動性能都可以被估算出來.由此得出的推進效率在這項CNMHGSelig專門設(shè)計了為54%,應(yīng)該看到這個推進效率未計及由于機翼誘導(dǎo)個相對厚反為17時奚型(DI20),并采用了扭轉(zhuǎn)阻力而產(chǎn)生的能量損失,所以真實的推進效率應(yīng)該遠機翼,旨在降低翼型的有效攻角使之在撲動中處于不大于這個數(shù)值.加上這一能量損失后(這里定義的推失速狀態(tài).這種翼型與鳥類和蝙蝠的翼型大不相同,275鳥類和蝙蝠的翼型很薄,有一定的彎度且具有更尖的裝置可以有任意的安裝角,但在周期性撲動中攻前緣,其前緣吸力甚小,對它們而言,翅膀的扭轉(zhuǎn)是角不能變化他測量了瞬時的推力和升力(不包括推為了使法向力產(chǎn)生一個水平分量,以作為推力動效率,得到的推力為負值,原因可能是拍動周期中撲動軸流動分離的影響(如果在拍動中攻角可按一定方式變化,則可以抑制分離).實驗結(jié)果和準定常理論模型的結(jié)果對比不十分吻合Delaurier harris14隨后對一個剛性機翼做了風(fēng)洞實驗,其AR=4,翼型為NACA0012.上、下振彈性軸蕩和俯仰振蕩皆為正弦函數(shù)無形變位置h= ho sin wt, 8=0o sin(wt +8(7)圖8機翼結(jié)構(gòu)形變模型這里,ho=0.625c;θ0=0.0,5.7°,8.4°,12.1°6=60°,75°,90°,105°,120°.當(dāng)60=0.0時,未顯示支撐桿部件折合頻率k為0.045~0.16;6為其它值時,k為007~016.平均推力系數(shù)Cr由下式定義平均推力[(p/2)U2S(2hmax/c)21(8)這里hmax為翼型上任意一點在垂直方向的最大振幅.Cr對于k幾乎呈線性變化,最大Cr(≈0.023)出現(xiàn)在6=121°和相角δ在60°~909之間時.但是由于實驗設(shè)備的限制,仍不能測量推進效率1 ft(a) Harris/ Delaurier撲翼機俯視圖Ba=6,U=45 ft/s, Freq =3 Hz0.00.2理論推力/b實驗推力/b為使結(jié)構(gòu)清晰未畫外部和垂向鏈接構(gòu)造頻率/Hz(b) Harris/ Delaurier撲翼機側(cè)向及正視圖42實驗研究振蕩機翼和撲動機翼的實驗中,由于慣性力較大,而要測量的推力相對甚小,獲取滿意的實驗數(shù)據(jù)2一理論升力/b實驗升力/有相當(dāng)?shù)奶魬?zhàn)性.因此,該問題的在實驗研究方面的文獻要明顯少于理論研究. Archer等在風(fēng)洞中研究了繞根部揮動的彈性機翼,測得的推力和推進Ba=6,U=45 ft/s, Freq =3 Hz效率與他們用準定常模型得到的結(jié)果基本吻合.然中國煤化工3而,要獲取足夠的實驗數(shù)據(jù)來驗證理論解的所有結(jié)CNMHG果仍不大可能Fejtek& Neher也在風(fēng)洞中研究了一個繞根圖10撲翼機的各項性能部揮動的剛性機翼,其剖面為有彎度的厚翼.盡管這276方方數(shù)據(jù)人們還對上述撲翼機的一些備選機翼進行了實和附著流假設(shè),從而只能用于高前進比運動的飛行驗( Delaurierl).在這些實驗中,實驗段頂部安裝器.這種假設(shè)對于作低速和懸停飛行的飛行器是不了懸線平臺,機翼被連接在這個載有電動馬達的平適用的,在這些狀態(tài)下,尾流為非平面流,且脫落的臺上,由馬達驅(qū)動其揮動.這種安裝方式使機翼在平前緣渦對于推進效率和升力影響顯著.這些也恰恰是行于實驗段上部的方向是自由的.平臺還裝備了標準當(dāng)前人們在MAVs設(shè)計中關(guān)注的焦點.縱觀飛行的應(yīng)力測量器以獲得升力、推力和機翼的轉(zhuǎn)動力矩歷史,我們的看法是:要在微尺度上取得優(yōu)良飛行性已被撲翼機所采用的Mark設(shè)計是最為成功的能,應(yīng)向動物借鑒,即仿生學(xué)是解決問題的關(guān)鍵機翼設(shè)計(見圖9).圖10給出了該機翼的風(fēng)洞實致謝作者非常感謝美國海軍研究院的A.Cos,R驗數(shù)據(jù)與理論估算值的對比,二者的平均推力非常相och,J.elog;空間環(huán)境研究院的J. Grasmeyer和近不過,升力的實驗值比估算的結(jié)果要大一些,其弗羅里達大學(xué)的Pu與 W. Shyy在籌備這篇論文原因可能在于翼根處的壁面效應(yīng)有趣的是無論理論時所提供的幫助同時,我們對加拿大自然科學(xué)與工估算還是實驗結(jié)果,平均升力在不同揮動頻率下都基程研究中心的支持一并致謝本保持常數(shù).這一點對于撲翼機如何配平,以便有飛行穩(wěn)定性是十分重要的換言之,對于這類機翼,其參考文獻尾翼面積和靜穩(wěn)定裕度的標準可以汲取固定翼飛行1 Broeren A P, Bragg M B. Unsteady stalling characteristics器的成熟經(jīng)驗of thin airfoils at low Reynolds number. In: Mueller T J撲翼機的飛行試驗驗證了機翼的風(fēng)洞實驗結(jié)果ed. Fixed and Flapping Wing Aerodynamics for Micro Air(圖11),其飛行穩(wěn)定性和操作性都相當(dāng)出色.總之,Vehicle Applications. Reston, VA: AIAA, 2001. 191-2132 Cross A Captive carry testing of remotely piloted vehicles.撲翼機的飛行性能與預(yù)估結(jié)果十分接近In: Mueller T J, ed. Low Reynolds Number AerodynamicsGermany: Springer-Verlag, 1989. 394 406Evangelista R, McGhee R J, Walker B S Correlation of the-ory to wind-tunnel data at Reynolds numbers below 500 000.In: Mueller T J, ed. Low Reynolds Number Aerodyna4 Foch R J, Toot P L. Flight testing Navy low Reynoldsnumber (LRN) unmanned aircraft. In: Mueller T J, edNumber aerodyverlag,1989.407~4175 Siddiqi S, Evangelista R, Kwa T S. The design of a lowReynolds number RPV. In: Mueller T J, ed. Low ReynoldNumber Aerodynamics, Germany: Springer-Verlag, 1989381~3936 Foch R J, Ailinger K G. Low Reynolds number, long en-durance aircraft design. AlAA, Aerosp Design Conf, AIAAIrvine,CA,1992.92~26圖11飛行中的撲翼機7 Foch R J. A low cost airobotic platform. In: Proc AUVSIFlorida. Arlington V A: Assoc Unmanned Veh Syst Int1996.863~8685結(jié)論8 Foch R J, Dahlburg J P, McMains Jw, Bovais C S, Car-ruthers S L, et al. Dragon Eye, an airborne sensor systemfor small units. In: Proc Unmanned Systems. Florida. St固定翼飛行器的氣動性能與雷諾數(shù)和展弦比有Louis, MO: Mira CD-Rom Publ, 2000. 1-13很大關(guān)系.現(xiàn)有的翼型設(shè)計通過控制翼型邊界層狀9 Kellogg J, Bovis c, Dahlberg J, Foch R, Gardner J, et al態(tài)以降低層流分離泡產(chǎn)生的負面效應(yīng),在Re低至The NRL Mite air vehicle.Proc Int Conf UnmannedAir Veh Syst, 16th, Bristol, UK, Bristol, UK: Univ. Bristol,200000時也可以給出性能較好的翼型.當(dāng)AR<1.52001.1~14時,由翼尖渦引起的非線性升力起主導(dǎo)作用,尤其是10 Grasmeyer J M, Kennon M T. Development of the Black在大攻角情況下尤為突出因此,MAVs的巡航攻 adow micro-air vehicle. In: Mueller I J,角將高于大展弦比的飛行器.從本文所述的小型固定cations. Reston, VA: AIAA, 2001, 519 535翼式UAVs和MAVs可以看出,人們已經(jīng)有足夠的1 Shyy W,, Berg M, jungavist D. Flapping and flexible經(jīng)驗來設(shè)計高性能的小型飛行器for中國煤化工針對設(shè)計的撲翼理論可用于確定撲翼機的機翼12LeviCNMHGalow Reynolds num-布局.但應(yīng)指出,如果能在保留局部流動的分離特erluenuraue,Comput Model Eng Sci,2001,2:523~536性的同時減少“葉素法”的局限性,該理論將得到很131uPG, Jenkins D A, Ettinger S, Lian Y,Shyw,etal大程度上的完善.另外,這一理論仍局限于平面尾流Flexible-wing-based micro air vehicles. In: AIAA AerospSci Meet Exhibit, 40th, Reno, AIAA 2002-0705, Virginia: 36 Eppler R, Somers D M. A computer program for the designAIAA,2002.1~13and analysis of low-speed airfoils. Suppl. NASA-(14 DeLaurier J D, Harris J M. Experimental study of1980scillating-wing propulsion. J Aircr, 1982, 19: 368 37337 Drela M. An analysis and design system for low Reynolds15 Kellogg J, Bovais C, Cylinder D, Dahlburg J, Foch R, etnumber airfoils. In: Mueller T J, ed. Low Reynolds NumberNon-conventional aerodynamics for MAVs. In: Proc IntAerodynamics, Germany: Springer-Verlag, 1989. 1x12Conf Unmanned Air Veh Syst, 16th, Bristol, UK, Bristol, 38 Selig M S, Maughmer M D. Generalized multipoint inverseUK. Univ Bristol, 2001. 1 12airfoil design. AIAA J, 1992. 30: 2618 262516 DeLaurier j D, harris Jstudy of mechanical flapping 39 Selig M S, Donovan J F, Fraser D B. Airfoils at Low Speedswing flight. Aeronaut J,97:277~286149. Virginia Beach: HA Stokely. 1989. 62-6317 Pornsin-Sirirak T N, Lee S W, Nassef H, Grasmeyer J, Tai 40 Selig M S, Guglielmo J J, Broeren A P, Giguere P SummaryY C, et al. MEMS wing technology for a battery-poweredof Low-Speed Airfoil Data, Vol 1. Virginia Beach: Soar Techornithopter. In: Int Conf Micro Electro Mech Syst, IEEE,Publ,1995.29218th, Miyazaki, Japan, 200041 Selig M S, Lyon C A, Giguere P, Ninham C P, Guglielmo18 Anderson J D. Introduction to Flight. Boston: McGrawJJ. Summary of Low-Speed Airfoil Data, Vol 2. VirginiaHill,2000.766Beach: Soar Tech Publ, 199619 McMasters J H, Henderson M L. Lowspeed single-clement2 Selig M S, Gopalarathnam A, Giguere P, LyonC A System-foil synthesis. Tech Soar, 1980, 6: 1w21atic airfoil design studies at low Reynolds numbers. Broeren20 Lissaman P B S. Low-Reynolds-number airfoils. Annu Re& Bragg,2001,143~167Fluid Mech,1983,15:223~3943 Lyon C A, Broeren A P, Giguere P, Gopalarathnam A, Selig21 Mueller T J. Low Reynolds number vehicles. In: ReshotkoMS Summary of Low-Speed Airfoil Data, Vol 3. VirginiaE, ed. Advisory Group for Aerospace Research and Develop-Beach: SoarTech Publ. 1997. 417ment AGARD-AG-288. Essex: Spec Print Serv Ltd, 19844 Zimmerman C H. Characteristics of Clark Y airfoils of smallaspect ratios. NACA Tech Rep TR, 1932. 43122 Carmichael B H Low Reynolds number airfoil survey. Vol 45 Zimmerman C H. Characteristics of several airfoils of lowaspect ratio. NACA Tech Note, 1935. 53946 Bartlett G E, Vidal R Experimental investigation of in-23 Horton H P Laminar separation bubbles in two and three-dimensional incompressible flow. [PhD thesis]. Univ Lonfluence of edge shape on the aerodynamic characteristics oflow aspect ratio wings at low speed. J Aeronaut Sci, 19442:517~53324 Brendel M, Mueller T J Boundary layer measurements on 47 Wadlin K L, Ramsen J A, Vaughan V L Jr. The hydro-airfoil at low Reynolds numbers. AIAA J Aircr, 1988,dynamic characteristics of modified rectangular fat plateshaving aspect ratios of 1.00, 0. 25, and 0. 125 and operating25 Brendel M, Mueller T J. Transition phenomenon on airfoilsnear a free water surface. NACA Tech Rep TR, 1955. 1246operating at low chord Reynolds numbers in steady and un- 48 Bollay w. A non-linear wing-theory and its application tosteady flows. In: Cebeci T, ed. Numerical and Physicalrectangular wings of small aspect ratio. Z Angew MathAspects of Aerodynamic Flows IV. Berlin: Springer-VeMech,1938,19:21~3590.333~34426 Althaus D, Wortmann F X. Stuttgarter Profilkatalog I. 49 Weinig F. Lift and drag of wings with small span. NACABraunschweig, Ger: E Hunold, 1981Tech. Rep, TM-1151, 194727 Althaus D. Profilpolaren fuer den Modellflug. Germany: CF 50 Bera R K, Suresh G. Comments on the Lawrence equationfor low-aspect-ratio wings. J Aircr, 1989, 26: 883-885Mueller, 1980. 17651 Polhamus E C. Ae28 Fitzgerald E J, Mueller T J. Measurements in a separationdelta wings based on a leading-edge-suction analogy NASAbubble on an airfoil using laser velocimetry. AlAA J, 1990Tech Res TND-3767, 196628:584~59252 Polhamus E C. Predictions of vortex-lift characteristics by29 Bastedo WG Jr, Mueller T J. The span wise variation ofa leading-edge-suction analogy. J Aircr, 197, 18: 193 19slaminar separation bubbles on finite wings at low Reynolds 53 Rajan S C, Shashidhar S. Exact leading-term solution forumbers. AIAA J Flight, 1986, 23: 687 694low aspect ratio wings, J Aircr, 1997, 34: 571-57330 Brendel M, Mueller T J. Boundary layer measurements on 54 Pelletier A Mueller T J. Low Reynolds number aerodynaman airfoil at a low Reynolds number in an oscillating freeics of low-aspect-ratio, thin /fat/cambered plate wings. Jtream.AIAA J, 1988. 26: 257.AircT, 2000,5~8321 Ellsworth R H, Mueller T J. Airfoil boundary layer mea- 55 Mueller T J. Aerodynamic measurements at low Reynoldsurements at low Re in an accelerating flow from a nonzeronumbers for fixed wing micro-air vehicles. In Developmentvelocity. Exp Fluids, 1991, 11: 368-374and Operation of UAVs for Military and Civil Application32 Khan F A, Mueller T J. Tip vortex/airfoil interaction for aQuebec: Can Commun Group Inc, 2000. 302low Reynolds number canard wing configuration. AlAA J 56 Brown C A. The effect of camber on thin plate low aspectAircr,1991,28:181~186ratio wings at low Reynolds numbers: [MS Thesis]. Univ33 Scharpf D F, Mueller T J. Experimental study of a lowReynolds number tandem airfoil configuration. AlAA J 57 Ho中國煤化工 Brick Town,NJ:HoAircr,1992,29:231~236CNMHG34 Eppler R. Airfoil Design and Data. Berlin: Springer-Verlaglamic Lift. Brick TownN]: Hoerner Fluid Mech, 1975nd analysis of low-speed airfoil.A program for the design 59 Torres G E, MuellerT J. Aerodynamic characteristics of low35 Eppler R, Somers D M. A computerASA-TM-80210,1980aspect ratio wings at low Reynolds numbers. In: Mueller T278方方數(shù)據(jù)J, ed. Fixed and Flapping Wing Aerodynamics for Micro Air 70 Fairgrieve J D, DeLaurier J D. Propulsive performanceVehicle Applications. Reston, VA: AIAA, 2001.115/141of two-dimensional thin airfoils undergoing large-amplitude60 Torres G E. Aerodynamics of low aspect ratio wings at lowpitch and plunge oscillations, Univ of Toronto Inst AerospReynolds numbers with applications to micro air vehicle deStudies Tech Note 226, 1982Notread optimization: [PhD thesis. Univ Notre Dame, 71 Hall K C, Hall S R. A rational engineering analysis of theefficiency of flapping fight. In: Mueller T J, ed. Fixed and61 Kuethe A M, Chow C-Y. Irrotational incompressible flowFlapping Wing Aerodynamics for Micro Air Vehicle Appli-about two-dimensional bodies. In: Foundations of Aerodycations, Progress in Aeronautics and Astronautics. Restonnamics. New York: wiley Sons, 1998. 104-110VA:AIAA,2001.249~27462 Kuechemann D, von Holst E. Aerodynamics of animal flight. 72 DeLaurier J D. An aerodynamic model for flapping-wingLuftwissen,1941,9:277~282fight. Aeronaut J, 1993, 97: 125 13063 Norberg U M. Evolution of vertebrate flight: an aerody- 73 Jones R T. The unsteady lift of a wing of finite aspect rationamic model for the transition from gliding to active flightNACA Tech Rep, 1940. 681Am Nat,1985,126:303~32774 Prouty R W. Airfoils for rotor blades. In: Helicopter Per-Ellington C P. The aerodynamics of hovering insect flightformance, Stability, and Control. Boston: PWS Eng, 1986L. The quasi-steady analysis. Philos Trans R Soc London397~409SerA,1984,305:1~1575 Winfield J F. A three-dimensional unsteady aerodynamic65 Betteridge D S, Archer R D. A study of the mechanics ofmodel with applications to flapping-wing propulsion: [MAfapping wings. Aeronaut Q, 1974, 25: 129 142Thesis. Univ. Toronto Ins, Aerosp Stud, Toronto, 1990. 18066 Jones R T. Wing flapping with minimum energy. NASa 76 DeLaurier J D. The development of an efficient ornithopterTMJ81174,1980wing, Aeronaut J, 1993, 97: 153-16267 Garrick I E Propulsion of a flapping and oscillating airfoil. 77 DeLaurier J D. An ornithopter wing design. Can AeronautNACA Tech Rep, 1936. 567Space J,1994,40:10~1868 Theodorsen T. General theory of aerodynamic instability 78 Archer R D, Sapuppo J, Betteridge D S Propulsion characnd the mechanism of flutter. NACA Tech Rep, 1935. 496teristics of flapping wings. Aeronaut J, 1979, 83: 355-37169 von Karman T, Burgers J M. Problems of non-uniform and 79 Fejtek I, Nehara J. Experimental study of flapping wing liftof curvilinear motion. In: Durand W F, ed. aerodynamicand propulsion. Aeronaut J, 1980, 84: 28 33heory: A General Review of Progress. Vol. II: Gen-(北京航空航天大學(xué)流體所于鑫孫茂譯自eral Aerodynamic Theory, Perfect Fluids. Berlin: JuliusAerodynamics of small vehicle. Annu Rev Fluid Mech,Springer,1935.304~3102003,35:89~111,孫茂校)AERODYNAMICS OF SMALL VEHICLESThomas J MuellerI James D DeLaurier2IHessert Center for Aerospace Research, Department of Aerospace and Mechanical Engineering, University of Notre Dame, NotreDame, Indiana 46556; email: mueller. 1@nd. ed2Institute for Aerospace Studies, University of Toronto, Downsview, Ontario, Canada M3H 5T6; email: jdd@utiasutoronto.caAbstract In this review we describe the aerodynamic problems that must be addressed in order to designa successful small aerial vehicle. The effects of Reynolds number and aspect ratio(AR)on the design andperformance of fixed-wing vehicles are described. The boundary-layer behavior on airfoils is especially importantin the design of vehicles in this fight regime. The results of a number of experimental boundary-layer studiesincluding the influence of laminar separation bubbles, are discussed. Several examples of small unmannedaerial vehicles(UAVs) in this regime are described. Also, a brief survey of analytical models for oscillating andflapping-wing propulsion is presented. These range from the earliest examples where quasi-steady, attached flowis assumed, to those that account for the unsteady shed vortex wake as well as flow separation and aeroelasticbehavior of a fapping wing. Experiments that complemented the analysis and led to the design of a successfulrnithopter are also describKeywords low Reynolds number, fixed wing, flapping wing,H中國煤化工CNMHG