扑动轨迹对扑翼气动特性影响的数值研究

国内外对扑翼飞行的气动性能进行了大量研究,这些研究大多针对特定运动轨迹下的扑翼,然而大量观察发现,昆虫在飞行时其翅膀会出现各种不同的运动形式,这些不同的翅膀运动方式必定对其气动性能产生重要影响。该文基于对昆虫的实验和数值模拟中常用的几种扑动轨迹模型分析,建立了三种具有相同准稳态气动力的扑翼扑动轨迹,并采用数值求解N-S 方程的方法,研究了前飞状态下不同扑动轨迹对扑翼气动特性产生的影响。结果显示扑动和转动均为简谐函数轨迹形式的扑翼具有较高的升举效率和推进效率。进一步通过对不同扑动轨迹扑翼流场分析得出,扑动轨迹不能改变扑翼产生的尾流性质,但可以影响涡的强度,从而使扑翼产生不同的气动性能。     

柔性扑翼气动性能的数值研究

国内外对扑翼飞行的气动特性进行了大量研究,这些研究大多基于简谐扑动的刚性翼,然而大量观察发现鸟或昆虫飞行时,翅膀存在明显的柔性变形,这种变形对其气动性能具有显著的影响。该文针对一简化的二维柔性扑翼模型,采用数值求解N-S方程并耦合扑翼柔性变形方程的计算方法,研究了扑翼柔性变形对其气动性能的影响。结果显示扑翼的柔性变形改变了扑翼周围的涡结构,从而影响扑翼的气动性能;适当的柔性变形能延迟前缘涡的脱落,从而有效地改善扑翼的推进效率,但同时减弱了扑翼在低雷诺数环境中产生高升力的尾迹捕捉机制。     

一种超低空飞行的仿生扑翼飞行器的设计及分析

为研制既具备一定的负载能力,又具有高隐蔽性的飞行器,依据鸟类的飞行方式,设计了一种可以超低空飞行的仿生扑翼飞行器。首先,计算了扑翼飞行器传动机构的自由度,从原理上确定了设计方案的可行性,并确定了飞行器各个构件的尺寸;其次,利用设计软件Creo绘制飞行器三维模型,通过运动仿真得出飞行器的扑动符合设计要求;然后,利用ADAMS （automatic dynamic analysis of mechanical system,机械系统动力学自动分析）软件对飞行器进行动力学仿真,得到飞行器在扑动过程中的扑动幅度和角速度变化情况,验证了飞行器三维模型设计的合理性,并计算了飞行器旋转关节处的平衡力矩;最后,制作了扑翼飞行器的样机,并进行了室内和户外飞行试验。动力学仿真分析和飞行试验表明,所设计的扑翼飞行器扑动稳定性良好,具有较强的飞行能力和仿生隐蔽性,飞行效果达到预期。该扑翼飞行器可以进行超低空飞行,应用前景较广。     

相对厚度对翼型气动特性的影响研究

为了更好地了解相对厚度对风力机翼型气动特性的影响,该文以NACA4412、NACA4415、NACA4418这3种不同厚度的翼型为研究对象,分析了翼型相对厚度对翼型升阻力系数、升阻比、流场和压力系数的影响。研究结果表明:在小攻角时,随着厚度的增大,翼型的升阻比逐渐减小;在大攻角时,NACA4415和NACA4418翼型仍能保持较高的升阻比,而NACA4412翼型升阻比较低;随着攻角的增大,3种翼型均出现气流分离并形成尾部涡,NACA4412翼型比NACA4415和NACA4418翼型的尾部涡分布范围大。研究结果为风力机叶片的设计以及优化提供了参考依据。     

仿生扑翼模态分析研究与优化设计

微型扑翼飞行器是微型飞行器和扑翼飞行器的结合,是飞行器设计领域的研究热点,但在低雷诺数下存在升力不足的现象。已有研究表明,扑翼的弯扭耦合对于提高升力有效,弯扭耦合可通过共振激励放大驱动机理来实现,但该机理对扑翼的模态提出要求。本文首先建立仿生扑翼有限元模型,对其进行模态分析,并提出1种适用于扑翼的模态种类判别方法。为满足模态要求,提出了2种改进方案,并进行了有限元仿真验证。结合两种改进方案,提出双斜梁-主梁变截面扑翼模型。基于PCL语言对该模型进行参数化建模,采用遗传算法对其进行尺寸优化,得到满足模态要求的相对理想的仿生扑翼,为仿生扑翼的设计和优化提供重要的科学依据和工程应用价值。     

四种扑动方式对水下扑翼推进性能影响数值分析

为了对比四种最常见的扑动方式对水下扑翼推进性能的影响规律,研究其对流场的影响机理,分别建立二自由度水下刚性扑翼计算模型。基于Realizable k-ε湍流方程,利用有限体积法（FVM）求解非定常雷诺平均N-S（URANS）方程,结合动网格技术对不同扑动方式下的扑翼非定常水动力性能展开数值计算,并对流场结构进行分析,揭示其影响规律。计算结果表明:四种扑动方式对扑翼推进性能的影响明显,方式3能够产生最大的平均推力,且整体不产生阻力,方式1次之,方式2与方式4不产生平均推力;四种扑动方式产生的平均升力均为0左右,但是方式1升力峰值最大,方式3升力峰值最小。     

仿生扑翼飞行器的气动效率研究

该文主要采用BLU-SGS混合动态网格隐式算法进行时间推进,空间离散采用二阶迎风格式的有限体积法。求解非定常Navier-Stokes方程,完成了二维不可压缩流场的数值模拟。在该基础上,通过积分计算的形式得到整个机翼平面的气动力,研究揭示了不同扑动频率、风速参数、减缩频率、雷诺数与飞行气动效率的关系,表明参数的合理调试对仿生扑翼飞行器的有效飞行起到重要影响。针对不同参数条件,研究分析了气动力以及气动效率结果,为后续气动特性问题的研究提供参考。     

翼型绕流分离的微楔控制

基于大涡模拟(LES, Large Eddy Simulation),结合3阶WENO(Weighted Essentially Non-Oscillatory)格式与沉浸边界法(IBM, Immersed Boundary Method),对NACA0012翼型在来流马赫数为Ma=0.5以及10°攻角下,有无微型三角楔涡流发生器作用的三维绕流进行了数值模拟,对比了两者的流场结构变化。数值结果表明,微楔能显著改变翼型绕流的尾涡结构,并能缩小其表面边界层的分离,提高升力,并对微型三角楔涡流发生器的流体分离抑制机理进行了讨论。     

流固耦合振动效应对机翼气动噪声辐射的影响研究

在常规气动声学研究中,机翼结构往往被视为不会与流体发生耦合作用的刚性体,认为流体压力不会引起机翼结构振动。但实际上机翼结构在外部流体激励作用下会产生振动,结构振动会起流场变化进而引起气动噪声变化。对于弹性较大的机翼结构忽略这种流固耦合振动噪声效应会导致数值模拟结果偏离实际情况。为了研究流固耦合振动效应对气动噪声预测结果的影响,以NACA0012翼型为对象,采用CFD/CSD耦合数值方法求解翼型流场和结构场的非定常响应,再通过FW-H方程评估翼型的远场辐射气动噪声。仿真结果表明考虑流固耦合效应时翼型的气动噪声要显著大于刚体模型情况,并且噪声声源指向性发生明显改变。对机翼表面涡量分析发现,机翼的振动改变了机翼表面压力分布,导致机翼表面湍流动能增强,进而造成机翼辐射气动噪声的增大;并且弹性机翼辐射的气动噪声随着机翼刚度降低呈增大趋势。     

扑翼空气动力学研究进展与应用

昆虫、鸟类与蝙蝠等生物具有高超的飞行能力,是扑翼飞行器的主要模仿对象。近年来,扑翼空气动力学领域的研究取得了很大进展,该文主要对其主要研究成果进行综述,重点介绍扑翼空气动力学各研究方向的最新进展,包括昆虫、鸟类与蝙蝠扑翼的主要升力机制,翅膀形态学参数与微观结构、翅膀柔性与动态变形、翼-翼干扰、翼-身干扰、个体间干扰及地面效应等对扑翼气动特性的影响。同时还对仿生扑翼飞行器气动研究的新进展进行了介绍,并提出了扑翼空气动力学所面临的主要问题和挑战。     

Approximate solution of inverse shock-free transonic airfoil problem at zero incidence

Summary The present work extends the approximate analytical solution of Niyogi [9] for shock-free transonic flow past thin symmetric airfoils at zero incidence, to the inverse problem for which the velocity distribution is prescribed and the airfoil shape is to be determined. The first step in the solution of the inverse problem leads to a singular integral equation of Betz's type solution of which has been improved iteratively using the transonic integral equation of Oswatitsch and satisfying the tangency boundary condition on the profile contour. Computational results have been presented for Nieuwland airfoils and a NACA 0012 airfoil, all of which indicate very good agreement with exact solutions.With 4 Figure     

Tests and Numerical Simulation of Aerodynamic Characteristics of Airfoils for General Aviation Applications

本文采用不同的方法验证了相对厚度对机翼气动特性的影响。首先进行机翼风洞试验;然后用数值仿真的方法进行计算,进一步验证了数值方法能够有效的用来评价机翼的气动特性;还将试验结果用经验公式校核,证实了其有效性。这些方法得到的结果一致证实产生升力的因素不是单纯的相对厚度,而是迎角、翼型相对弯度以及中弧线。在迎角为零时,由于零升力主要由机翼中弧线决定,相对厚度对升力几乎没有影响。在此研究基础上,可以改变外界环境条件（如含尘大气或湿空气环境）,用数值仿真来评定不同环境中机翼的气动特性。     

绕大攻角翼型加速流动的数值模拟

采用有限体积法对绕30o大攻角NACA0015翼型的粘性不可压缩加速流动进行了二维数值模拟,计算了水道中以50mm/s2和100mm/s2两个加速度下绕翼型的非定常流动,最终稳定流速都为100mm/s,对应雷诺数为8000。通过计算给出了从静止到稳定流速的加速过程和完成加速后的详细瞬态流动结构和演化过程,并分析了加速度对流动结构的影响。计算结果表明启动过程绕大攻角翼型的加速流动结构复杂,该瞬态过程的流动分离现象也明显区别于稳态过程自生和自维持的分离流动,并且启动加速度大小对流动的分离、漩涡结构和强度等都有直接影响。     

Computation of transonic viscous flow over airfoils with control by an elastic membrane and comparison with control by passive ventilation

Summary The performance of transonic wings can be influenced by control of the shock/boundary layer interaction (SBLI) using an adaptive surface in the shock region. This is achieved by inserting a cavity into the airfoil and covering it with an elastic membrane. The theoretical methods for the computation of transonic viscous flow around airfoils with control are presented. The zonal solution method consists of numerical and analytical parts. The influence of the adaptive wall on the flow field over a modern transonic airfoil has been investigated. The flow parameters have been varied up to off-design conditions to understand the physical effects of the control. Previous investigations of a second way of control, the passive ventilation, allow a comparison of these two methods.     

基于动态近似边界条件的气动弹性数值模拟

发展了一种利用欧拉方程计算非定常气动力的数值方法,通过在固定物面边界上满足动态近似边界条件计算出非定常气动力,避免了在每个时间步重新生成网格或需用动网格技术进行网格变形处理过程,提高了计算效率。运用这种方法计算了一系列非定常气动力算例,并与非结构动网格准确边界条件下的欧拉方程解和实验数据进行了比较,进一步分析了翼型俯仰角和马赫数对非定常气动力相对误差的影响。将气动力解算器与结构方程耦合进行气动弹性数值模拟,计算了跨音速具有S型颤振边界的二元气动弹性标准算例-Isogaiwing。算例结果表明,利用动态近似边界条件的欧拉方程具有简便、高效的特点,并能在小振幅情况下得到与精确边界条件精度相当的非定常流场解,还可以用于气动弹性分析。     

基于变弯度技术和协同射流的混合流动控制技术研究

现代飞机强调高速巡航特性且兼顾隐身特性,因此翼型往往采用厚度较小,前缘半径不大,弯度不大的薄翼型。这类翼型的低速气动性能较差,容易失速,限制了这类飞机的短距起降特性和载重能力,因此需要借助流动控制技术来改善低速特性。该文讨论新型的协同射流主动流动控制技术,同变弯度技术包括后缘变弯和前缘下垂技术等被动流动控制技术相结合,探索混合流动控制技术的流动控制机理和控制效果。基于数值模拟的结果发现:仅采用单一的流动控制技术在薄翼型上得到的控制效果有限,而将协同射流同变弯度技术结合的混合流动控制技术可同时发挥不同流动控制技术的优点(例如协同射流引起的后缘失速的推迟,下垂前缘带来的前缘失速推迟,后缘襟翼带来的零升迎角减小)。该文提供的混合流动控制方案可以将薄翼型的最大升力系数提升至C_Lmax=3.3127,相对原始构型提升了96%,具有广阔的工程应用前景。     

Influence of the Curvature of an Airfoil on the Structure of Transonic Flow

A study is made of the dependence of the pattern of transonic flow about an airfoil on the change in its shape and in the parameters of the incoming air flow. Consideration is given to a family of airfoils in a channel modeling the working section of a wind tunnel. The formation and propagation of weak shock waves in local supersonic regions near the central part of the airfoil has been investigated numerically. The finite-difference method based on a substantially nonoscillatory scheme of second order of accuracy has been employed to solve the Euler equations describing nonviscous gas flow. It has been shown that the sensitivity of the flow pattern to a change in the Mach number of the free flow substantially increases with decrease in the curvature of the airfoil.     

NACA0012翼型抖振现象实验研究

通过在风洞侧壁安装动态压力传感器测量侧壁脉动压力的方法针对NACA0012翼型开展了零攻角状态下跨声速抖振特性的实验研究,并测量了翼型沿弦向与展向的压力分布。从时域和频域两个方面分析了脉动压力结果,得到了NACA0012翼型的跨声速抖振起始马赫数和抖振频率等抖振特性。研究结果表明:风洞二维性较好,侧壁区域的压力情况能够反映核心流压力变化情况;抖振发生在实验马赫数Ma_exp = 0.88~0.89范围内;随着马赫数的增大,抖振频率有所增加。     

风力机翼型动态失速气动特性仿真

基于Beddoes-Leishman(B-L)半经验动态失速模型,从附着流、分离流和动态涡三个方面阐述了风力机翼型在动态失速情况下非定常气动力系数的计算方法。在此基础上根据风力机翼型工作时的实际特点对原B-L模型中分离流和动态涡气动力系数的计算进行了改进,并将模型扩充到适用于全范围攻角的动态失速计算。利用所编制的程序仿真了风力机翼型S809和NACA4415动态失速下的升力、阻力和力矩系数。计算结果与实验数据吻合良好。改进模型与原B-L模型计算结果的对比表明,改进后的模型提高了对非定常气动力系数计算的精确性和适用区间,能更好地预测动态失速气动力的变化。