微型扑翼飞行器虚拟设计与飞行仿真系统开发

介绍微型扑翼飞行器虚拟设计与仿真系统的总体结构和各功能模块的实现.根据拟合的仿生公式进行微扑翼飞行器的仿生学初步设计,进而建立了飞行器的三维结构模型,并根据飞行器的结构与扑翼运动规律进行了运动仿真.由飞行器的几种典型任务确定飞行模式,在建立飞行器动力学模型的基础上进行飞行姿态控制.采用随机分形技术生成具有真实感的地形,由此讨论了飞行器虚拟飞行过程中的静态与动态模拟方法.     

昆虫飞行高升力的一种新解释——柔性楔形效应

以探索仿生扑翼飞行机器人研制为目的,在研究"柔性楔形效应"的基础上,将昆翅视为柔性翅,提出用"柔性楔形效应"解释昆虫飞行高升力的观点.指出了用"柔性楔形效应"解释昆虫飞行高升力的仿生学意义.根据该观点,翅翼在自适应变形状态下施以简单的节律运动将是未来仿生扑翼飞行机器人翅翼驱动方式的发展趋势.仿生运动的模拟越简单越容易稳定地实现,实验小组已设计制作了仿生扑翼飞行机器人样机,并成功进行了多次室外放飞.     

仿生蝙蝠扑翼飞行器设计及气动特性分析

研究仿生蝙蝠扑翼飞行器扑翼过程中的气动特性,分析蝙蝠扑翼飞行周期的扑动流程为展开—下扑—收缩—抬升,将飞行器翅翼主要分为驱动机构及折叠机构.运用UG软件进行三维建模后建立数学模型,并利用ADAMS软件仿真验证,分析得到扑翼飞行器运动参数.采用ADAMS-XFlow联合仿真,考察不同翼型、来流速度和扑动频率对气动特性的影响.仿真结果表明,本文设计的扑翼飞行器半椭圆翼飞行参数优于矩形翼;3 m/s的飞行速度为最佳飞行速度;扑动频率应控制在2 Hz.仿真结果能够为扑翼飞行器结构设计选型、飞行环境及飞行参数设定等提供理论参考.     

微飞行器前后同频双扑动翼的推进效果

为了解微飞行器前后双扑动翼的推进效果,该文通过在动态网格上求解Navier-Stokes方程,对前翼扑动后翼静止、前后翼同相扑动和前后翼反相扑动3种运动方式的流场进行了数值模拟和气动干扰的分析.前翼扑动后翼静止,其推力系数和推进效率比单翼扑动分别增加65%和44%;前后翼同相扑动时产生的推力甚至超过单翼扑动的2倍;但前后翼反相扑动时,推力大大减小,不足同相扑动的一半.结果表明,处于前翼扑动尾流中的后翼对气动特性影响很大.     

组合合页式扑翼在悬停状态下的三维仿真分析

通过观察鸟类扑翼飞行的运动特征,研究了一种新型组合合页式扑翼推进技术.介绍了组合合页式扑翼推进技术的基本原理,建立了其运动学和动力学模型;在此基础上,通过联合求解动力学方程和三维纳维斯托克斯方程,对组合合页式扑翼在恒定速度下的低频大行程往复运动进行仿真,以分析组合合页式扑翼在2自由度运动时的运动特征和空气动力学特性.结果表明:所提出的扑翼推进方式在悬停状态下能够产生持续的正升力;在相同的往复速度下,增大运动行程可以降低1个周期内过渡状态所占的比例,但平均升力系数随之减小;当运动频率约为2Hz时,其平均升力系数可以达到3.0以上.     

扑翼不同的运动方式对其获能影响的数值模拟

翼型在风或水流中扑动既可以作为一种推进方式也可以在改变运动参数后从中获取能量. 通过控制波形参数得到扑翼的升沉和俯仰运动波形, 并利用非定常数值模拟来研究St数、俯仰幅值和升沉俯仰运动的波形对其获能效率的影响. 同时, 还研究了不同的扑动俯仰轴位置对扑翼获能效率的影响. 研究结果表明, 在获能参数域内俯仰运动的波形和俯仰轴位置会对扑翼获能产生较大的影响, 而升沉运动的波形对扑翼获能的影响有限, 且当St=1.332,θ₀=76.3, β_t和β_r分别为1.13 (此时的俯仰波形为接近正弦波)和0.67时, 翼型扑动获能的效率最高, 为41%.     

三维扑翼鸟在自主飞行中俯仰角的控制和数值模拟

鸟类向前直飞的飞行状态主要取决于鸟体受到的升力、驱动力和鸟体的俯仰角.选择适当的翅膀拍动和旋转规律可以帮助鸟类获得足够的升力和驱动力,伴随着会产生一定的转动力矩,影响鸟体的俯仰角.本文通过对三维扑翼鸟在黏性不可压流体中自主飞行的数值模拟,揭示了起始俯仰角度和尾巴与躯干所成角度分别对飞行过程中鸟体俯仰角的影响:前者的主要影响限于起飞后的一段时间内,而后者的影响则贯穿整个自主飞行过程.这里使用了一个三维计算流体力学软件包,其中函括了浸入边界法(IBM)、体积函数法(VOF)、自适应多重网格有限体积法和游动与飞行的控制机制.     

基于空间曲柄摆杆机构的扑翼飞行器驱动机构设计与分析

为了提高扑翼飞行器的飞行性能，借鉴生物的飞行运动特征，设计了一种基于空间摆杆机构的新型多自由度扑翼机构.通过运动学分析建立了扑翼飞行器驱动机构的运动学模型，利用Matlab对驱动机构运动学方程进行求解分析.结果表明：所设计的驱动机构通过单自由度驱动，就能够完成扑动、扭转耦合运动，其中上扑动幅度为64.098°，下扑动幅度为-64.098°，扭转角度为69.422°~99.327°，并且能够输出与生物飞行时翅翼相同的“8”字型轨迹，具有良好的气动性能.     

基于四杆机构对仿生蜻蜓扑翼飞行器的设计优化与仿真

本文基于四连杆机构提出了一种齿轮连杆运动机构设计方案,用于模仿蜻蜓翅翼的运动,并研究了扑翼机构各参数变化对机构运动轨迹的影响,归纳总结出一些规律,从而为选择出合适的机构参数提供了依据。采用基于优化的机构设计方法对仿生微扑翼机构进行优化设计,确定出各杆件参数和运动参数。然后利用CATIA来对扑翼机构进行运动仿真分析,模拟机构的运动过程,仿真结果与设计要求基本吻合,验证了机构的可行性。     

非正弦俯仰运动对扑翼自主推进的影响

采用数值仿真耦合求解流体动力方程与扑翼运动方程,建立扑翼-流体耦合的自主推进计算模型,数值模拟了非正弦俯仰运动下扑翼在前进方向及侧向的自主推进,研究在静水中不同运动波形及俯仰频率对自主推进速度、自主推进效率及流场结构的影响.结果表明:非正弦波形调节参数K和俯仰频率对自主推进前进速度、前进距离影响很大,提高K或频率,可增...     

柔性翼微型飞行器的稳定特性

为提高微型飞行器(M AV)的抗风扰动飞行稳定性,需要遵循仿生学原理,效仿自然界中的鸟类和昆虫,探讨抗风飞行的新方法。提出了柔性仿生机翼的概念,阐述了其设计思想与工作原理,并导出了大气扰动下柔性机翼气动力的解析表达。为验证柔性仿生机翼的实际性能,设计和制作了柔性仿生机翼M AV原理样机,并在风中进行了飞行试验。试验结果表明:采用柔性机翼能够显著改善有风条件下M AV的飞行品质,突风过载可降低40%左右,大大减弱了大气扰动对飞行的影响,有效提高了M AV的飞行稳定性。     

扑旋柔性翼飞行器驱动机构的设计及动力学建模

为解决传统旋翼飞行器在结构上需要尾梁、尾桨等来平衡扭矩装置所带来的飞行器结构复杂,升力与自身重量之比低,飞行性能不突出等问题,提出了一种扑旋翼结构设计方法,以及利用此方法设计的微小型扑旋翼飞行器.采用电磁铁吸合驱动装置,通过电流方向控制电路实现电流规律正反向变化,从而产生交变电磁力驱动扑翼扑动.同时分析这种扑翼结构的特性,建立扑旋翼机构的结构模型,并应用拉格朗日方程分析建立扑旋翼驱动装置的动力学模型.仿真实验结果表明,采用某一频率的交变电磁力时机翼会产生共振现象,在同等作用力下机翼的扑动角会有一定的增大.     

柔性扑翼的模型建立及其功率研究

在原有匀速刚性模型的基础上,提出考虑了扑翼扑动速率变化和形状变化的柔性扑翼模型,使之更接近鸟翼真实扑动情况.模拟计算了时柔性扑翼气动功率及扑动效率随着扑动角、来流速度等参数的变化,从气动角度解释了为何鸟在不同的飞行阶段扑翼规律各不相同,为柔性扑翼飞行器的设计提供了理论依据.     

Effect of flapping trajectories on the dragonfly aerodynamics

Insects cannot provide enough lift force to keep them afloat according to the conventional aerodynamics. But in fact they can not only perform the free flight, but also perform the maneuver activities such as fast take-off, suspending, back flight, etc. D…     

约束条件下机翼的多目标响应面优化方法

本文提出一种在较强的工程约束条件下,开展机翼优化设计的高效率多目标方法。文中综合升力线理论和RANS的流场计算方法以及数学近似的响应面方法,研究在多种工程约束条件下,巡航设计点中升阻比和翼根弯矩的多目标优化问题。采用分步嵌套优化的方法,首先,固定平面形状外形,优化展向的扭转角分布;然后优化固定拓扑形式下的平面形状参数,对于每一个平面外形,展向扭转角分布的优化为平面形状优化的内迭代;最后通过响应面的结果得到双目标的近似Pareto锋面。该方法对完成特定约束条件下的气动设计具有参考价值。     

提高微型高度计分辨率的一种设计方法

介绍一种适用于微型飞行器的新型微型高度计的设计技术。利用标准气压高度公式推导得到了简化的气压高度微分式。系统包括微型气压计、微处理器、差压放大器、模数转换器和数模转换器。微处理器负责气压信号的采样、基准电压的调整和温度补偿,并最终计算输出高度值。设计的微型高度计样机质量小、功耗低,经测定,在标准大气压环境中其相对高度测量的分辨率为0.1m,精度为0.6m。现已应用于微型飞行器的自主飞行控制系统。     

高海况机翼波浪地面效应数值模拟与分析

针对三维等直机翼型(NACA0015),采用计算流体动力学(CFD)分析方法,以非定常不可压缩流动N-S方程和2阶RNGk-ε湍流模型,对高海况波浪地面效应进行了数值模拟与分析.首先在二维情况下数值模拟分析了波浪地面效应,讨论了计及当地风速和波浪行进速度的必要性,同时分析了高海况下波浪地面效应翼型气动力系数随飞行高度变化趋势及原因.在此基础上,计算分析了三维情况下,等直机翼在不同航向与风向角时的气动力系数及滚转力矩的变化,并重点对侧风影响下的滚转力矩产生机理及变化特点进行了论述.通过数值模拟,初步探讨了高海况下波浪地面效应对等直机翼气动特性的影响规律,为深入研究高海况对地效飞行器设计的影响提供了依据.     

The effects of span-wise and chord-wise flexibility on the aerodynamic performance of micro flapping-wing

The flexibility of flapping-wing strongly affects the aerodynamic performance of Flapping-wing Micro Air Vehicle (FMAV),and the deformations in span-wise and chord-wise directions are coupled together in flight.In this study,the flexible deformation is formulated in span-wise and chord-wise separately in order to analyze its effects on aerodynamic behavior.The preconditioned Navier-Stokes equations based on chimera grid are used in the computational fluid dynamics method to study the aerodynamic effects caused by flexible deformation,and the simulation results are compared with experimental test to illustrate the capability of above method.Based on our results,it is clearly showed that the span-wise flexible deformation should be limited in a small range to achieve higher aerodynamic performance and the chord-wise deformation could enhance the aerodynamic performance.The results also suggest that FMAV designers should design the flapping-wing with high stiffness leading edge to limit the span-wise deformation,and more flexible chord ribs to keep chord-wise deformation in suitable range.     

一种折叠翼飞行器动态仿真分析与实验设计

 探讨折叠翼飞行器在飞行过程中的特性,设计一种全尺寸折叠翼飞行器.利用Abaqus软件对该飞行器不同折叠角度状态的模态和动态响应进行分析,结果表明,折叠翼的折叠角度小于90°时,其第3、第4阶模态表现为弯扭组合变形,容易在亚声速条件下发生颤振现象.利用实验方法,设计、制作了试验机并进行试飞,结果发现该试验机后掠角较大,机翼展开后飞行器焦点也相应前移,因此该飞行器在机翼折叠状态下飞行更稳定.