摘 要：設(shè)計并研制了一種布局形式的剛性機翼和柔性機翼的微型飛行器，在風(fēng)洞中研究了剛性機翼和柔性機翼微型飛行器的氣動特性，給出了剛性機翼和柔性機翼的氣動特性差別。研究結(jié)果表明：柔性機翼的氣動特性要比剛性機翼好，柔性機翼具有延遲失速的能力，有利于安全、穩(wěn)定飛行。

關(guān)鍵詞：微型飛行器 柔性機翼 氣動特性

中圖分類號：V211.7 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1672-3791（2012）12（a）-0001-03

微型飛行器（Micro Air Vehicle，MAV）的概念首先由美國科學(xué)家布魯諾·W·奧根斯坦于1992年提出[1]。與傳統(tǒng)的飛行器相比，微型飛行器具有尺寸小、重量輕、結(jié)構(gòu)簡單、機動靈活、噪音小，以及具有很強的隱蔽性能等特點，使得它在軍用上和民用上受到極大地關(guān)注。國際上對MAV的研究已經(jīng)取得了一定得進(jìn)展，佛羅里達(dá)大學(xué)的Wei Shyy，Yongsheng Lian和Peter Ifju等開展了一些列的實驗和數(shù)值模擬工作[2～4]。國內(nèi)南京航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)和中國航天空氣動力技術(shù)研究院等有研究者進(jìn)行了相關(guān)的風(fēng)洞實驗研究和試飛[5]，但我國起步較晚，離國際上還有較大差距。微型飛行器飛行環(huán)境處于大氣底層，大氣的流動極不穩(wěn)定，使機身面積微小的微型飛行器飛行穩(wěn)定性不足。但是自然界中的鳥類同樣是處于對流層中飛行，特征長度與微型飛行器的相當(dāng)，卻具有極高的穩(wěn)定性。因此，受鳥類的啟發(fā)，我們將微型飛行器的機翼設(shè)計成像飛鳥的羽毛那樣的柔性機翼，研究其抵抗不穩(wěn)定氣流的能力等方面的氣動特性。為了驗證柔性機翼的作用，設(shè)計研制了結(jié)構(gòu)和布局相同的柔性機翼和剛性機翼MAV來驗證。

1 實驗設(shè)備

1.1 實驗?zāi)Ｐ?/p>

國內(nèi)外相關(guān)研究表明：齊莫曼和反齊莫曼外形具有三角翼的優(yōu)良特點，具有良好的氣動性能[6]。同時，國內(nèi)研究者發(fā)現(xiàn)，齊莫曼失速迎角明顯大于反齊莫曼[5，7]，所以模型采用齊莫曼結(jié)構(gòu)。模型用碳纖維布為填料、環(huán)氧樹脂為基體的復(fù)合材料制作。模型前后緣為半橢圓（長短軸之比為5∶1），弦長為c=180 mm，展長為l=225 mm，參考面積為S=31200 mm2，平均氣動弦長CA=150 mm，柔性機翼蒙皮采用硅橡膠膜。為了對比剛性機翼和柔性機翼，以及不同構(gòu)型的柔性機翼之間的氣動特性，實驗中共做了四個模型，如圖1所示。在模型中間加裝了一塊寬度為48 mm的、具有S5010翼型的木塊，作為模型的機身，用以將模型安裝在天平上，四個模型采用同一個機身，以減小機身的不同對實驗結(jié)果帶來的影響。

1.2 實驗風(fēng)洞

實驗中使用的風(fēng)洞是非定常風(fēng)洞。這座風(fēng)洞是南航設(shè)計、制造的低紊流度、低噪音的低速回流開口式風(fēng)洞。該風(fēng)洞能夠產(chǎn)生非定常的自由來流。該風(fēng)洞主要技術(shù)指標(biāo)為：長×寬×高為1.7 m×1.5 m×1 m，最大風(fēng)速35 m/s，最小穩(wěn)定風(fēng)速3 m/s，紊流度≤0.07%，俯仰方向氣流偏角≤0.5°，偏航方向氣流偏角小于等于0.5°。

2 定常測力實驗

四個模型在風(fēng)洞中的固定方式均如圖2所示，通過螺釘將模型固定在天平桿上。

在來流為定常速度的情況下，測量各個模型的氣動力。主要考慮的有：迎角對氣動力的影響；Re數(shù)即不同來流速度對氣動力的影響；不同模型的構(gòu)型對氣動力的影響。實驗中，模型的迎角變化范圍為：-2°～36°，角度間隔為2°?？紤]Re數(shù)對氣動力的影響時，選取了5組來流速度，分別為：5 m/s、8 m/s、11 m/s、14 m/s和17 m/s。

2.1 不同模型結(jié)構(gòu)對氣動力的影響

如圖3給出了來流速度為11 m/s時的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化的曲線以及極曲線。11 m/s的來流速度對應(yīng)的Re數(shù)依次為1.155×105。

從曲線中可以看到，在迎角為22°之前，3號模型的升力系數(shù)要大于其他三個模型。這是因為3號模型的整個柔性蒙皮在流場中會向上鼓起，而邊緣是固定不變的。這樣的變形方式增加了翼型的相對彎度，從而提高翼型的升力系數(shù)。同時3號模型升力線斜率略大于其他三個模型。在小迎角的時候（α<14°），3號模型的升阻比與其他三個模型的差別不大，但迎角增大以后，機翼變形量逐漸變大，鼓包變大，升力系數(shù)增加的同時使得阻力系數(shù)也同時增加，在失速前的大迎角的范圍內(nèi)，3號模型的升阻比特性不如其他模型。

1號和2號模型的升力系數(shù)在較小迎角的時候，它們的升力系數(shù)幾乎是相等的，與剛性模型的差別也不大。而當(dāng)迎角變大到較大的迎角范圍內(nèi)的時候（失速前），2號模型的升力系數(shù)要小于1號模型，并且兩者的升力系數(shù)都要明顯小于剛性模型。三個模型在失速前的阻力系數(shù)差別并不非常明顯。實驗中觀察發(fā)現(xiàn)，1號和2號模型采用的肋條的結(jié)構(gòu)，它們的變形形式是機翼后緣的向上翹起，這種變形方式主要的影響是減小了模型的有效迎角。由于1號和2號的肋條數(shù)目不同，因此機翼的柔度不同，相同情況下的機翼的變形量是不同的。因為在小迎角的時候（α<10°），兩個模型的變形量都不大，對氣動力產(chǎn)生的影響比較微弱。而當(dāng)迎角增大的時候，后緣變形量逐漸增加，此時對模型的氣動特性的產(chǎn)生了顯著的影響，改變了模型的氣動特性，使得模型的升力系數(shù)減小，變形量越多，升力減小得越多。

柔性翼的升力系數(shù)在失速迎角前后的變化值都較剛性翼的平緩一些，3號模型的升力系數(shù)在失速迎角附近最為平緩，在失速前升力系數(shù)出現(xiàn)平臺，很明顯的延遲了失速。1號和2號模型在失速迎角附近升力系數(shù)也出現(xiàn)一個平臺，在一定程度上也推遲了失速。接近失速的時候，迎角比較大，此時柔性翼的變形量也比較大。足夠的柔性變形減小了機翼表面上的逆壓梯度，從而抑制、推遲了氣流的分離，其結(jié)果就是延遲失速。從升阻比曲線中可以發(fā)現(xiàn)，1號模型的升阻比是所有模型中最好的，在大部分的迎角范圍內(nèi)，其升阻比的值都要大于其他的模型。本次實驗的最大迎角達(dá)到了36°。在32°以后，出現(xiàn)了一個有趣的現(xiàn)象：隨著迎角的繼續(xù)增加，模型的升力系數(shù)也隨之增加。3號柔性翼模型和剛性翼在迎角為36°時的升力系數(shù)比失速時的最大升力系數(shù)還大。

2.2 不同雷諾數(shù)對氣動力的影響

實驗中，對同一模型進(jìn)行了不同雷諾數(shù)的實驗，Re數(shù)分別為：5.25×104，8.4×104，1.155×105，1.47×105，1.785×105。圖4～7分別給出了各個模型在不同雷諾數(shù)下的升力系數(shù)曲線和升阻比曲線。

在來流速度為5 m/s的情況下，模型的氣動力特性曲線顯得不夠光滑，這可能與雷諾數(shù)過小有關(guān)。除了5 m/s外，其他的來流速度對各個模型的氣動力的影響不大。升力系數(shù)曲線在不同雷諾數(shù)下幾乎一致，只是在失速區(qū)升力系數(shù)略有不同。但從升阻比曲線中可以看出，各個模型的最大升阻比會隨著雷諾數(shù)的增加而有所增大。

3 結(jié)論

本文通過制作了四個不同的模型，進(jìn)行了常規(guī)風(fēng)速下的測力實驗，通過比較各個模型的氣動力的變化，我們發(fā)現(xiàn)柔性機翼對失速有延遲作用。結(jié)果表明，柔性模型的柔性變形是導(dǎo)致其氣動特性與剛性機翼不同的原因，柔性變形能夠有效地延遲失速、減小失速迎角。

本文今后還將繼續(xù)展開研究工作，重點研究機翼表面完全為柔性蒙皮、后緣沒有剛性固定邊條的柔性機翼的氣動性能。同時重點研究不同模型在陣風(fēng)等動態(tài)條件下的氣動特性，此外，針對本文中出現(xiàn)的在定常風(fēng)速下，模型迎角超過32°后其升力系數(shù)繼續(xù)增加的現(xiàn)象作更完整的研究，找到其中的物理原因。

參考文獻(xiàn)

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