仿鸟复合振动的扑翼气动分析

根据绿头鸭飞行的录像片断，对其平飞时翅膀的扑动模型进行简化，提出了一种新的变速－折叠扑翼扑动模型，使之更符合鸟类翅膀的实际扑动规律。通过非定常涡格法的比较计算发现，以该新模型规律运动的扑动翼，在一个周期内的平均升力系数较原有的钭角速度刚性模型有了显著增加，更适用于设计微型扑翼机。本文较详细地计算分析了扑翼平均升力系数随着扑动幅度、俯爷幅度以及扑动频率等各种扑动参数的变化曲线，为微型扑翼机的设计提供了一定的参考依据。     

适合于柔性结构扑翼飞行器的空间非定常涡格法

推导了新的基于空间非定常涡格法的扑翼飞行器升力和推力的计算公式,然后分析了瞬时形状速度对它们的影响.与实验结果的对照表明,基于向量分析、考虑了飞行中的诱导阻力因素的新公式可以有效地估算升力和推力.由于结构的柔性使扑翼在扑动过程中存在变形,本文考虑了空间涡格法中扑翼的η/t对气动力的影响,提出了η/t的表达式,使之更接近真实扑动情况,并计算了其对扑翼飞行器升力和推力的影响.通过计算发现,升力系数和推力系数的正峰值和负峰值随η/t增大而增大,平均升力和平均推力也随η/t增大而增大,表明可以通过改变结构参数达到改善气动性能的目的,对扑翼飞行器的研制有一定的指导作用.     

微型扑翼飞行器的改进非定常涡格法

为在保证较高计算精度的前提下高效地进行扑翼飞行器(MAV)气动特性计算,提出了一种MAV非定常涡格法(UVLM)的改进算法.在算法中充分考虑翼面瞬时形变及诱导阻力等对MAV流场及气动力的影响,并在其尾涡模型中增加对尾迹涡环畸变及粘性耗散等的建模,使算法模型能更好地反映MAV的翼面气动状态.编程实现并通过实例验证了算法的有效性和快速性;为将UVLM引入MAV优化迭代,还研究了尾涡剔除对算法效率及精度的影响,结果表明在算法模型中剔除MAV尾部一定距离处的尾涡后,可在保证算法精度的前提下大幅减少运行时间,表明该算法在MAV结构优化中存在一定的潜力.     

微型仿生扑翼飞行器的尺度效应分析

微型仿生扑翼飞行器是一种新概念的微型飞行器。但它不是对传统飞行器的简单几何缩小,当其特征尺度缩小到一定尺度时,系统内各种因素的相对影响将产生质的变化。针对微型仿生扑翼飞行器的机械扑翼系统,包括微驱动器、仿生翅、运动系统和动力源等,本文进行了尺度效应分析。分析结果表明,当尺寸减小时,仿生飞行更容易实现:通过共振能实现高频运动,微静电、电磁和压电驱动器都能满足扑翼系统功率需求。这为设计和研制微型仿生扑翼飞行器提供了理论依据。     

扑翼式微型飞行器的风洞试验动态数据采集和处理

介绍了扑翼式微型飞行器的虚拟仪器测控系统结构,以及为避免多线程中死锁的关键问题,建立基于安全队列的多线程技术的动态实验测量系统.以微型飞行器风洞动态实验为对象,解释了基于安全队列的多线程技术应用于动态测控实验的优势.通过某扑翼式MAV进行吹风试验和频率谱计算,进一步验证了动态测量的正确性.     

前后双扑翼微型飞行器推力研究

为探讨前后双扑翼微型飞行器产生推力的机理和变化规律,通过在动态网格上求解Navier-Stokes方程,对前后双扑翼在不同水平距离、相位角、扑动频率和来流攻角下推力的变化进行了数值模拟和分析.总结出推力随各参数变化的规律,为前后双扑翼微型飞行器的设计提供了参考依据.     

一种新型三维仿生扑翼机构设计与分析

以昆虫翅膀运动机理为基础,提出了一种复合3种运动的仿生扑翼新机构。由于能使翼尖按8字形或香蕉形运动及机翼扭转,同时可保证两翼的运动对称,使扑翼运动更符合昆虫运动形态。为了实现生物运动轨迹,建立了机构参数的优化模型,并据此设计了扑翼微型飞行器样机,其扑动规律能更逼真地模拟昆虫翼的扑动形态,为新型微型飞行器的设计提供样机。     

扑翼飞行器机翼开孔对气动特性的影响研究

论述了扑翼飞行器扑动升力产生的基本原理,提出采用机翼开孔的方式获得扑动升力的方法.通过风洞试验研究了翼面开孔对机翼气动特性的影响,结果表明机翼开孔可以有效获得扑动升力,降低扑动功耗,但会损失一定的推力.采用正交实验方法对风洞实验进行设计,构建机翼气动力关于实验参量的二次响应面方程,并通过响应面方程对开孔机翼的气动特性进行评价.结果表明所设计的开孔机翼最大起飞重量与无孔机翼相当,但其低速飞行能力较好,功率消耗较少,有望实现悬停飞行.     

基于非定常涡格法的扑动频率对机翼涡和尾涡推力的影响

随着对非定常涡格法(UVLM)和低雷诺数空气动力学研究的不断深入,扑翼无人机(UAV)的发展已成为航空航天领域的研究热点。虽然以往的研究大多是关于扑翼无人机的俯仰和扑动运动,但为了更准确地仿真,需要研究机翼涡和尾涡对飞行器推力的气动影响。将三维非定常涡格法应用于扑翼飞行器模型,研究了不同扑动频率下机翼涡和尾涡产生的瞬时推力。结果表明:平均推力随着扑动频率的增加而增大,机翼涡产生的推力远大于尾涡;机翼涡和尾涡的推力比随扑动频率的增加而增大。本研究有助于了解生物的飞行机理,改进仿生扑翼飞行器的设计。     

微型扑翼的推进特性实验研究

为了研究微型扑翼的推力和推进效率特性,研制了基于虚拟仪器( Ⅵ)的微型扑翼风洞实验系统.该系统以西北工业大学现有微型风洞为基础,采用了高精度六分量天平、角度传感器.新型机翼扑动机构、可编程电源、工控机等设备,利用基于虚拟仪器(Ⅵ)的LabView软件对上述设备进行集中控制与数据处理.利用上述实验系统研究了风速、扑动频率、展弦比、根稍比及机翼扑动幅度对微型扑翼推力和推进效率的影响,总结出了微型扑翼推力及推进效率的基本规律,为微型扑翼飞行器机翼设计及飞行控制方式提供了参考.     

仿生微型扑翼飞行器中的空气动力学问题研究进展与挑战

对仿生微型扑翼飞行器相关的空气动力学问题的研究进展进行了综述,并分析了未来发展面临的机遇与挑战。与自然界的飞行生物相比,目前仿生扑翼飞行器的飞行能力还很笨拙,距离高仿生还有较大距离。其中,所涉及的低雷诺数非定常空气动力学问题成为研究者在深入研究时面临的一个主要难题,关键在于数值模拟和风洞实验均难以准确模拟飞行中的实际状态。具体面临的难题主要包括:(1)仿生微型扑翼飞行器所处的雷诺数为103~105量级,属于对转捩与湍流非常敏感的区域,相关的气动机理复杂;(2)柔性翼在飞行中密切相关的动气动弹性问题;(3)高机动飞行导致的动气动弹性耦合飞行力学问题;(4)扑翼飞行的复杂姿态对飞控系统的挑战及反馈耦合算法的设计等。这些层层深入的多学科耦合难题导致了目前具备的研究手段难以为仿生扑翼飞行器的研究提供定量的分析与改进设计。在解决上述难题的基础上,未来可进一步在高机动灵活飞行姿态方面进行深入研究,对仿生柔性翼的刚度分布开展详细设计,使仿生扑翼飞行器具有像自然界飞行生物一样的主动变形能力,可在复杂的环境下具备高机动飞行能力,最终实现高仿生外形和性能的人造飞鸟或人造飞虫。     

旋翼非定常气动载荷及瞬态气动响应计算

建立了一个用于定常和机动飞行状态下旋翼非定常气动特性计算的数值方法。该方法在时间步进自由尾迹方法的基础上,采用4阶精度的Adams-Bashforth-Moulton预测校正多步法对离散的旋翼尾迹进行求解,耦合了桨叶挥舞运动模型、旋翼配平模型,并采用Beddoes非定常气动模型来模拟桨叶的压缩、气流分离效应。应用该方法,开展了不同状态下旋翼非定常载荷及总距突增时的旋翼瞬态气动响应的计算,并结合试验结果进行了对比分析。结果表明,本文建立的方法不仅可以准确地求解定常飞行时旋翼的非定常气动载荷,捕捉其沿方位角的变化特征,并且也可以准确模拟总距突增时,旋翼的过冲、迟滞等瞬态气动响应过程。     

拍翼模型实验中一种控制实验模型运动的新方法

设计了一套运动机构和控制系统,利用单片机控制存储器以恒定速度读写来实现步进电机的位移脉冲,使实验模型按拍翼运动规律同步地平动和转动.叙述了实验装置的机械结构和控制系统组成,同时还对实验结果进行了分析.     

TW－1拖靶外形布局分析和气动力特性估算

本文从气动力特性、使用性、经济性及工艺性等方面分析和选定高亚音速ＴＷ－１拖靶的气动外形布局，并提供了工程估算拖靶外形气动力特性的方法．用此法计算了拱形头部及钝头部拖靶的气动力，其拱形头部拖靶的升力及力矩特性计算结果与风洞实验结果吻合很好（误差≤５％），零升阻力系数误差约在１０％～２０％之间。但就整个拖靶系统阻力（包括拖靶及拖索阻力）而言，拖靶本身的阻力只占到１０％左右。因此本文提供的估算方法能满足拱形头部一类拖靶的工程设计要求。     

超声速液体射流的气动特性

介绍了有关脉冲超声速水射流以及柴油射流气动特性的研究结果。水射流实验是在一台垂直设置的内径为8mm的火药枪设备上进行的。用出口直径为5mm的喷嘴,产生了速度为600m／s的水射流。用纹影仪观察了射流及激波形状,从而测量了激波与前体驻点之间的离开距离。柴油射流实验是在一台水平设置的高压氮气气枪设备上进行的。     

共轴刚性旋翼气动外形优化设计

采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的共轴刚性旋翼构型的直升机具有高速前飞的能力,然而大前飞速度带来的强桨尖压缩性等影响对桨叶气动外形提出了更高的要求。鉴于此,本文针对共轴刚性旋翼的气动布局进行了优化设计,通过改进桨叶平面外形提升旋翼前飞性能。基于雷诺平均NS(Reynold-saveraged Navier-Stokes,RANS)方程对共轴旋翼流场进行了气动性能数值模拟,在此基础上建立了代理模型结合遗传算法(Genetic algorithm,GA)的高效共轴旋翼气动布局优化方法,以前飞升阻比为目标函数进行优化,得到约束外形下的具有非线性弦长分布、尖削及后掠特征的桨叶外形。试验结果表明优化桨叶相比基准矩形桨叶升阻比得到明显的提升(前进比为0.6状态下升阻比提升约30%),证明了优化的有效性。     

非定常气动力辨识的模糊逻辑方法

提出了用内部函数和二次型隶属函数对非线性非定常气动力进行模糊逻辑建模与辨识的方法 ,分别用 F- 18和 F- 16飞机强迫振荡的实验数据建立了非线性非定常气动力模型 ,讨论了隶属函数导数的连续性对模糊逻辑模型精度的影响 ,并与已有的 Fourier模型和非线性代数模型进行了比较。结果表明 ,文中提出的建模方法能够给出更为满意的结果。