地貌條件對(duì)撲翼飛行器氣動(dòng)特性的影響分析

胡洪彬　余波　杜強(qiáng)

摘 要：為更加真實(shí)可靠地反映撲翼飛行器在大氣邊界層中的飛行狀態(tài)，采用基于標(biāo)準(zhǔn)的k-ε湍流模型，以大氣邊界層中四種具體地貌的風(fēng)速剖面為入口邊界條件，結(jié)合Fluent的滑移網(wǎng)格技術(shù)，分別對(duì)撲翼飛行器位置高度在標(biāo)準(zhǔn)高度以上和以下位置的氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值模擬，分別得到兩個(gè)位置的升阻力系數(shù)。計(jì)算結(jié)果表明，在翅翼?yè)鋭?dòng)頻率、入口風(fēng)速剖面和迎角不變的情況下，地面粗糙度對(duì)撲翼飛行器升阻力系數(shù)的影響由撲翼飛行器相對(duì)于標(biāo)準(zhǔn)參考高度的位置決定。

關(guān)鍵詞：撲翼飛行器；大氣邊界層；滑移網(wǎng)格；氣動(dòng)特性

中圖分類(lèi)號(hào)：V211.3 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2019）03-0014-04

Abstract： In order to reflect the flying state of flapping-wing aircraft in atmospheric boundary layer more reliably， and using the standard k-ε turbulence model， in this paper， the aerodynamic characteristics of the flapping-wing vehicle position height above and below the normal height are numerically simulated with the wind velocity profile of four specific geomorphological in the atmospheric boundary layer as the inlet boundary condition， and the sliding mesh technology of fluent is combined. The aerodynamic characteristics of flapping-wing vehicle position height above and below the normal height are numerically simulated， and the lift and drag coefficients of two positions are obtained respectively. The results show that the effect of the ground roughness to the lift and drag coefficients of flapping-wing vehicle is decided by the position of flapping-wing aircraft relative to the normal height in the case of the wing flapping frequency， the inlet wind profile and the angle of attack.

Keywords： flapping-wing air vehicle； atmospheric boundary layer； sliding mesh； aerodynamic characteristics

引言

撲翼飛行器是仿照自然界中鳥(niǎo)類(lèi)和昆蟲(chóng)飛行方式的一種新型仿生機(jī)器人，相比現(xiàn)有的旋翼和固定翼飛行器而言，具有機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、飛行更節(jié)能的特點(diǎn)，能夠在戰(zhàn)場(chǎng)偵察、電網(wǎng)線(xiàn)路巡查、森林防護(hù)等方面發(fā)揮重要作用。在實(shí)際飛行中，撲翼飛行器是身處在風(fēng)速隨高度變化的近地面梯度風(fēng)流場(chǎng)內(nèi)，該流場(chǎng)主要隨地貌條件的變化而呈現(xiàn)出不同的類(lèi)型，而撲翼飛行器在實(shí)際應(yīng)用中難免會(huì)在復(fù)雜多樣的流場(chǎng)環(huán)境下執(zhí)行任務(wù)，為了能從容應(yīng)對(duì)，那么就需要對(duì)不同地貌條件下?lián)湟盹w行器的氣動(dòng)特性進(jìn)行分析。

目前，國(guó)內(nèi)外專(zhuān)家和學(xué)者對(duì)撲翼飛行器的飛行機(jī)理、能源動(dòng)力以及控制系統(tǒng)等方面進(jìn)行了重點(diǎn)研究[1-5]。張小俊等通過(guò)對(duì)撲翼飛行器翅翼的平面形狀對(duì)氣動(dòng)力影響研究，發(fā)現(xiàn)前緣平直、后緣接近橢圓曲線(xiàn)的機(jī)翼形狀的氣動(dòng)性能最佳。王建領(lǐng)等通過(guò)運(yùn)用Fluent對(duì)撲翼飛行器進(jìn)行非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)分析，指出其仿真結(jié)果與氣動(dòng)模型進(jìn)行定性分析的結(jié)果基本一致，驗(yàn)證了Fluent對(duì)撲翼飛行器進(jìn)行非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)分析的可行性。汪超等通過(guò)研究翼型厚度和彎度對(duì)前飛撲翼氣動(dòng)性能的影響，得出不同來(lái)流速度條件下推力和能耗均隨翼型厚度的增大而逐漸減小，并發(fā)現(xiàn)翼型彎度的增加可以顯著提高翼型升力。高飛等通過(guò)設(shè)計(jì)一種組合合頁(yè)式的撲翼飛行器，對(duì)組合合頁(yè)式撲翼在恒定速度下的低頻大行程往復(fù)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行仿真，得到所提出的撲翼推進(jìn)方式在懸停狀態(tài)下能夠產(chǎn)生持續(xù)的正升力。在大氣邊界層近地面風(fēng)場(chǎng)的研究方面，主要以雷達(dá)天線(xiàn)、風(fēng)力機(jī)等為研究對(duì)象的居多，而撲翼飛行器在近地面風(fēng)場(chǎng)中的氣動(dòng)特性研究資料更是少有。杜強(qiáng)等通過(guò)以大氣邊界層中具體地貌的風(fēng)速剖面和均一風(fēng)速剖面為入口邊界條件，對(duì)比研究了這兩種不同環(huán)境下車(chē)載雷達(dá)天線(xiàn)的風(fēng)載特性，指出了大氣邊界層風(fēng)剖面與均一風(fēng)剖面對(duì)天線(xiàn)產(chǎn)生的載荷有明顯不同，從而得到更加真實(shí)可靠的數(shù)據(jù)結(jié)果。

本文通過(guò)以雙曲柄雙搖桿機(jī)構(gòu)作為撲動(dòng)模型，采用四種不同地貌條件下的實(shí)際風(fēng)速剖面作為入口邊界條件，并在不同高度處對(duì)撲翼飛行器氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，得到撲翼飛行器的升阻力系數(shù)的變化規(guī)律，為將來(lái)進(jìn)一步對(duì)撲翼飛行器姿態(tài)的實(shí)時(shí)控制設(shè)計(jì)提供參考。

1 撲翼飛行器翅翼模型及撲動(dòng)方式

翅翼采用斷面翼型為S型的2032cjc，翼型的根部弦長(zhǎng)為110mm，中部弦長(zhǎng)為108mm，翼梢部分弦長(zhǎng)為20mm，單邊翅翼長(zhǎng)度為280mm，面積為252.36cm2的后緣漸變弧形剛性翅翼。翅翼三維模型如圖1所示。

通過(guò)觀察自然界鳥(niǎo)類(lèi)的飛行不難發(fā)現(xiàn)，鳥(niǎo)類(lèi)翅膀?yàn)樽笥覍?duì)稱(chēng)撲動(dòng)，即左右翅翼上下?lián)鋭?dòng)角度、時(shí)間完全一致。為滿(mǎn)足鳥(niǎo)類(lèi)撲翼原理要求，雙曲柄雙搖桿機(jī)構(gòu)基本能夠還原鳥(niǎo)類(lèi)撲動(dòng)方式。雙曲柄雙搖桿機(jī)構(gòu)模型如圖2所示。

為在Fluent中采用動(dòng)網(wǎng)格模擬翅翼運(yùn)動(dòng)，需要編寫(xiě)UDF程序，這就需要翅翼具體的撲動(dòng)參數(shù)?；跐M(mǎn)足翅翼上下?lián)鋭?dòng)行程比為2：3的撲動(dòng)方式，計(jì)算各個(gè)部件的尺寸，通過(guò)UG軟件建立各部件的三維模型并組裝，運(yùn)用Adams View軟件仿真得到翅翼角速度曲線(xiàn)并在MATLAB中進(jìn)行曲線(xiàn)擬合，最終輸出角速度曲線(xiàn)方程。

由于機(jī)構(gòu)模型的對(duì)稱(chēng)性，因此，只需在Adams View中僅對(duì)機(jī)構(gòu)模型的一半進(jìn)行仿真。當(dāng)原動(dòng)件齒輪以360°/s的速度旋轉(zhuǎn)時(shí)，曲柄隨著齒輪一樣做旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。同時(shí)，曲柄又通過(guò)連桿帶動(dòng)搖桿做上下拍動(dòng)，從而也就實(shí)現(xiàn)了翅翼的撲動(dòng)。借助Adams View中的后處理機(jī)可以得到翅翼的角速度曲線(xiàn)如圖3所示。

通過(guò)Adams View中的后處理機(jī)得出的角速度曲線(xiàn)可導(dǎo)出隨時(shí)間變化的數(shù)據(jù)，將其導(dǎo)入Matlab的工作空間中，調(diào)用應(yīng)用程序里邊的曲線(xiàn)擬合工具箱，對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行曲線(xiàn)擬合，在其曲線(xiàn)顯示窗口觀察比較與原曲線(xiàn)是否吻合，這樣就得到比較精確的撲翼運(yùn)動(dòng)模型，翅翼角速度曲線(xiàn)方程如下。

2 撲翼飛行器的數(shù)值計(jì)算方法

2.1 網(wǎng)格生成及動(dòng)網(wǎng)格設(shè)置

運(yùn)用ANSYS ICEM軟件對(duì)翅翼表面和三維流場(chǎng)進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，流場(chǎng)區(qū)域?yàn)?0m×10m×10m的正方體計(jì)算域。其中，翅翼面向入口，距離入口4m。為了更好捕捉翅翼模型表面，需要對(duì)翅翼的面網(wǎng)格進(jìn)行微細(xì)劃分。在ICEM中共生成6094034個(gè)控制體，最小控制體體積為7.40571e-06，滿(mǎn)足最小體積為正值的要求。

本文采用Fluent滑移網(wǎng)格技術(shù)對(duì)翅翼運(yùn)動(dòng)進(jìn)行模擬，通過(guò)單獨(dú)建立一個(gè)包裹翅翼在內(nèi)的圓柱體的小型區(qū)域，該區(qū)域壁面為interface類(lèi)型，起到內(nèi)外區(qū)域數(shù)據(jù)傳遞的接口。與一般采用彈簧光順加上局部重劃的動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)比較，滑移網(wǎng)格具有更快的計(jì)算速度和更高的計(jì)算精度，而且不用擔(dān)心出現(xiàn)負(fù)體積網(wǎng)格，是目前運(yùn)動(dòng)仿真模擬計(jì)算比較先進(jìn)高效的計(jì)算方法之一。指定翅翼的具體運(yùn)動(dòng)必須使用Fluent提供的DEFINE宏并運(yùn)用基本的C語(yǔ)言知識(shí)編寫(xiě)翅翼運(yùn)動(dòng)的UDF程序。對(duì)于翅翼的剛性運(yùn)動(dòng)，其中的DEFINE_CG_MOTION宏通過(guò)定義用戶(hù)指定的單位時(shí)間步長(zhǎng)，并賦予給指定剛體區(qū)域的線(xiàn)速度與角速度來(lái)達(dá)到剛體區(qū)域的運(yùn)動(dòng)。

2.2 邊界條件

入口邊界條件如下：來(lái)流為湍流，x方向風(fēng)速剖面滿(mǎn)足指數(shù)律為 ，Vb為標(biāo)準(zhǔn)參考高度處（我國(guó)規(guī)范取Zb=10m）的平均風(fēng)速，考慮到本文計(jì)算域的大小，標(biāo)準(zhǔn)參考高度Zb取為6m。z為從零高度算起的垂直高度。

入口邊界的湍流特性由確定的k和ε值的方式定義如下：

3.2 撲翼飛行器氣動(dòng)特性分析

以標(biāo)準(zhǔn)高度處風(fēng)速15m/s為入口邊界條件，翅翼?yè)鋭?dòng)頻率為5Hz，計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)設(shè)為0.001s，總共計(jì)算1000個(gè)步長(zhǎng)，迭代20000次后，分別得到四類(lèi)地貌條件下?lián)湟盹w行器距地面3m和9m高度處的升、阻力系數(shù)。在下拍過(guò)程中，不同地貌條件下翅翼周?chē)牧鲌?chǎng)分布具有相似性，只是隨著地面粗糙度指數(shù)和翅翼所處高度的變化，壓力和速度的梯度變化值有所區(qū)別。圖4是地面粗糙度指數(shù)為0.12時(shí)不同高度處撲翼飛行器翅翼的壓力和速度分布云圖，從分布情況可以看到撲翼飛行器翅翼上表面的流速明顯比下表面的流速更快，根據(jù)流速快的地方壓強(qiáng)小的特性，導(dǎo)致上表面的壓強(qiáng)就小于下表面的壓強(qiáng)，這就形成了壓力差，從而就產(chǎn)生了向上的升力。從圖中翅翼周?chē)鲌?chǎng)的分布情況也可清楚看到，不同高度處的流場(chǎng)分布是不同的，這是由于入口風(fēng)剖面的風(fēng)速是隨高度變化而變化的，本文采用的是隨地面粗糙度呈指數(shù)變化，這樣與普遍采用的均一風(fēng)速剖面相比，更加接近真實(shí)的飛行環(huán)境。

經(jīng)過(guò)長(zhǎng)時(shí)間的計(jì)算，得到撲翼飛行器在不同地貌條件下的平均升、阻力系數(shù)。通過(guò)曲線(xiàn)擬合可以看出平均升、阻力系數(shù)隨地面粗糙度指數(shù)變化的規(guī)律，其變化曲線(xiàn)如圖5所示。從曲線(xiàn)圖中可以看出，以標(biāo)準(zhǔn)參考高度（6m）為臨界線(xiàn)，撲翼飛行器平均升力系數(shù)的變化規(guī)律有所不同，位于標(biāo)準(zhǔn)參考高度以上時(shí)（9m），平均升力系數(shù)隨地面粗糙度指數(shù)的加大而越來(lái)越大，位于標(biāo)準(zhǔn)參考高度以下時(shí)（3m），平均升力系數(shù)隨地面粗糙度指數(shù)的減小而越來(lái)越小。根據(jù)梯度風(fēng)剖面可以得到，隨著地面粗糙度的變化，位于標(biāo)準(zhǔn)參考高度以下時(shí)，風(fēng)速逐漸減小，位于標(biāo)準(zhǔn)參考高度以上時(shí)，風(fēng)速逐漸增大，而撲翼飛行器的升力大小又與風(fēng)速成正比關(guān)系。平均阻力系數(shù)隨地面粗糙度指數(shù)的增加而越來(lái)越大，位于標(biāo)準(zhǔn)參考高度以下時(shí)，平均阻力系數(shù)增大的幅度相比位于標(biāo)準(zhǔn)參考高度以上時(shí)的增大幅度平緩一些。這主要是由于高度的不同，相應(yīng)的風(fēng)速大小也就不同。風(fēng)速大，撲翼飛行器表面所受的阻力更大，相反，所受的阻力也就更小。

4 結(jié)論

本文以巡航飛行的撲翼飛行器為例，主要研究了以大氣邊界層中梯度風(fēng)剖面為入口邊界條件，數(shù)值模擬得到翅翼氣動(dòng)特性隨地貌條件的變化規(guī)律，所得結(jié)論如下。

（1）梯度風(fēng)剖面作為入口邊界條件符合撲翼飛行器的實(shí)際工作環(huán)境，模擬計(jì)算的結(jié)果具有說(shuō)服性，在風(fēng)速隨高度變化的流場(chǎng)內(nèi)，翅翼更容易獲得向上的升力，從而以此設(shè)計(jì)的撲翼飛行器更具有符合實(shí)際的參考性。

（2）以標(biāo)準(zhǔn)參考高度作為臨界高度，在其以上時(shí)，平均升力系數(shù)隨地面粗糙度指數(shù)的增加而增大，而在其以下時(shí)，平均升力系數(shù)隨地面粗糙度指數(shù)的增加而減小。平均阻力系數(shù)與撲翼飛行器所處的高度和地面粗糙度指數(shù)成正比關(guān)系，其中當(dāng)?shù)孛娲植诙戎笖?shù)為0.30時(shí)，到達(dá)最大值。

（3）如今對(duì)撲翼飛行器的氣動(dòng)研究通常是采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)吹出的均一風(fēng)剖面作為入口邊界條件，這樣并不能充分地模擬真實(shí)環(huán)境下?lián)湟盹w行器的工作狀態(tài)，也不能保證在實(shí)際飛行中運(yùn)行可靠，必須進(jìn)一步綜合考慮分析各項(xiàng)數(shù)據(jù)來(lái)進(jìn)行設(shè)計(jì)，本文也為進(jìn)一步對(duì)研究撲翼飛行器在大氣湍流的影響下其氣動(dòng)特性分析提供參考。

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