柔性翼微型飛行器水平陣風響應特性實驗研究

史志偉,劉志強 ,丁 超

(南京航空航天大學航空宇航學院,南京 210016)

0 引 言

微型飛行器(Micro Air Vehicle,MAV)的概念起源于上世紀90年代[1]。美國國防高級研究計劃局(DARPA)最初考慮這項技術是源于軍事目的[2],根據DARPA提出的要求,微型飛行器的基本技術指標是：飛行器各項尺寸不超過15cm,重量為10～100g,續航時間20～60min,巡航速度30～60km/h,平臺有效載荷1～18g,飛行距離1～10km,能自主飛行,微型飛行器采用固定翼布局[3]。與常規無人飛行器相比,MAV具有體積小、重量輕、成本低的飛行平臺優勢,操縱方便、機動靈活、噪音小、隱蔽性好,因此它具有很高的軍用和民用價值。

微型飛行器的主要飛行環境為對流層底部,該層天氣環境復雜多變,對微型飛行器的穩定飛行有著很大影響,其中對微型飛行器影響最大的就是風,特別是陣風。陣風會使微型飛行器產生附加的氣動力和力矩,從而造成附加的過載,使微型飛行器出現縱向振蕩,橫航向搖擺甚至翻滾現象,同時容易引起結構疲勞損壞。國際上對微型飛行器抗陣風影響的研究已經取得了一定的進展。Wei Shyy等[4-5],對生物和MAVs柔性翼進行了較為系統的研究,并對多種柔性翼結構開展風洞試驗和飛行試驗研究,發現柔性翼結構可以明顯改善小展弦比機翼的大迎角特性。Yongsheng Lian等[6-7]開展了三維MAV薄膜柔性翼流-固耦合數值模擬,計算了薄膜翼的非線性流-固耦合問題。Roberto Albertani[8-9]完成了一種柔性翼的變形和氣動特性的測量,給出了機翼變形對氣動特性的影響關系。Peter G Ifju[10]完成了一種柔性機翼微型飛行器的設計和研制,并進行了風洞吹風實驗。通過進行試飛,認為柔性翼微型飛行器可以在更復雜的大氣環境下進行穩定飛行。這些研究工作都得到了相同的結論：柔性翼在復雜大氣環境下比剛性翼有更好的抗風能力和延遲失速的能力。目前這些研究成果都是在定常來流下獲得的,對于陣風環境下的非定常流動的研究還很少[11],因此缺乏在陣風環境下的非定常氣動數據,這對微型飛行器控制系統的設計是不利的。中國也有研究者進行了微型飛行器陣風特性的研究,以及柔性翼和剛性翼微型飛行器外場陣風環境對比飛行試驗研究[12-13]。結果表明：采用柔性翼的微型飛行器受擾動后產生的過載要大大低于采用剛性機翼的飛行器。由于中國在微型飛行器陣風特性方面的研究起步較晚,目前還沒有形成一套系統的研究方法和理論,特別是在風洞模擬實驗方面,還少有研究成果,因此需要在柔性翼微型飛行器陣風特性風洞實驗研究方面進行更深入、細致的研究。

為此,設計研制了一種飛翼布局的柔性翼和剛性翼微型飛行器,并在南航非定常風洞內研究了兩種微型飛行器在水平陣風作用下的非定常氣動特性,給出了柔性翼和剛性翼微型飛行器氣動特性的差別,并從流動結構上進行了分析。

1 試驗設備

1.1 非定常風洞

南航非定常風洞是一座自行設計、自行建造的低湍流、低噪聲的低速風洞[14]。該風洞的最大特點是可以對來流風速進行控制,產生非定常的自由來流。風洞開口試驗段的尺寸為1.5m×1.0m,最大風速35m/s,湍流度ε≤0.07%,俯仰方向氣流偏角|Δα|≤0.5°,偏航方向氣流偏角|Δ β|≤0.5°。

1.2 水平陣風的形成

通過控制風洞中非定常機構的運動,可以在試驗段中產生非定常的水平陣風。水平陣風的風速測量由動態壓力傳感器完成。圖1為典型余弦速度脈動變化曲線,其中對速度信號進行了無量綱化處理。無量綱速度表示為：

式中U(t)為實時風速,U∞為平均風速,R為無量綱幅值(R＜1),f為風速脈動頻率。

圖1 水平陣風速度變化曲線Fig.1 The velocity curve of the horizontal gust

1.3 試驗模型

試驗模型如圖2所示,均采用飛翼式齊莫曼翼外形,前后緣均為半橢圓(長短軸之比為5∶1)。模型參考面積S=0.0312m2,展長l=0.225m,平均氣動弦長bA=0.15m。剛性模型為碳纖維的剛性結構,機身采用S5010翼型狀硬質泡沫制作;柔性模型骨架為碳纖維剛性結構,機身采用S5010翼型狀硬質泡沫制作,機翼采用柔性結構,碳纖維條帶作為支撐筋,柔性蒙皮材料采用硅橡膠薄膜,厚度為0.25mm,施加少許的預緊力,均勻的粘貼在支撐筋上。試驗模型通過安裝在模型下后方的連接件與天平相連接。

圖2 試驗模型Fig.2 The test models

2 數據處理方法

在非定常試驗中,由于風速大小是隨時間變化的,因此對測量數據的處理,采用實時采集的風速大小來進行。

在動態試驗過程中,由于氣流分離引起流動的不重復性、氣流脈動時的慣性力變化、非定常分離流動引起的結構振動以及高頻電信號噪聲等造成測量數據離散性很大,有用信號淹沒在背景噪聲之中,無法獲得所需要的測量結果,因此需要進行特殊處理。首先在數據采集時采用低通濾波器,濾掉一些無用的高頻信號;同時數據采集過程采用多周期的鎖相采集,并對獲得的多周期測量數據進行相位平均處理;最后設計了數字濾波處理程序,以去除背景噪聲,消除數據的振蕩現象。如圖3所示,濾波前背景噪聲影響非常大,濾波后,既保持了原來的曲線特征,規律性也變得比較明顯。

圖3 原始數據與濾波數據的比較Fig.3 Comparison between the raw data and filter data

3 剛性翼和柔性翼的對比試驗結果

3.1 靜態試驗結果

首先測量了兩種模型的靜態氣動力數據,試驗風速為U∞=16m/s,對應的雷諾數Re=1.68×105。圖4所示為升力系數隨迎角變化曲線。

從圖中可以看出,兩個模型的升力系數在小迎角時差別很小,這是因為在小迎角時,柔性模型的變形不明顯,兩個模型的有效迎角幾乎是相同的,此時流動基本都是附著流動,微弱的柔性變形對流場的影響很微弱,所以升力系數基本沒有差別。柔性模型在迎角為18°左右時后緣開始出現比較明顯的變形,這時剛性模型和柔性模型的升力特性開始出現比較明顯的差別,柔性模型的升力系數斜率逐漸變小,同時量值開始逐漸小于剛性模型,這種現象一直持續到兩個模型都發生失速。同時從圖中可以看出,剛性模型的最大升力系數要大于柔性模型,柔性模型的失速迎角要比剛性模型的失速迎角大,這說明柔性翼有一定的延遲失速的能力。

圖4 升力系數隨迎角變化曲線Fig.4 The curve of CLvs α

3.2 PIV測量結果

圖5所示為兩種模型y/l=50%截面上不同迎角下PIV測量的速度矢量分布結果,其中l代表半展長。從圖中可以看出,在迎角較小時,兩個模型翼面上的流動在各個位置都是附著流動,并沒有產生明顯的流動分離現象,所以,此時兩個模型的升力系數也基本相同。在迎角較大時,兩個模型翼面上的流動都存在分離現象,但是兩個模型的分離程度有明顯的不同,剛性翼模型的分離位置要比柔性翼模型靠前,并且分離區明顯大于柔性翼模型,此時剛性翼已經失速,而柔性翼模型分離程度比較小,此時柔性翼模型沒有發生失速現象。

3.3 水平陣風響應試驗結果

參考靜態試驗的結果,選取動態試驗的迎角分別為 15°、22°、25°和 28°。風速變化規律為正弦運動,水平陣風平均風速U∞=12m/s左右,風速脈動頻率分別為 f1=0.2Hz、f2=0.5Hz,脈動幅值R=0.40。

圖6所示為剛性翼模型和柔性翼模型在風速脈動頻率0.5Hz時升力系數的對比試驗結果。在試驗過程中,隨著來流的加速,柔性模型后緣的變形量明顯增大,而隨著來流的減速,后緣變形量比較小,這種反復變形就會在柔性變形和非定常流場之間形成一種耦合,使之呈現出與在定常風速下不同的試驗現象。從圖中可以看出,模型在都沒有失速之前,柔性模型的升力系數明顯要比剛性模型的小,這與定常風速下的實驗結果有所不同。當兩個模型都失速之后,模型翼面上的流動都已呈完全分離狀態,兩個模型的升力系數的變化沒有明顯的差別。這也就表明,在失速迎角前,柔性翼有較強的減弱和緩和陣風的能力。

圖5 展向PIV對比測量結果(y/l=50%)Fig.5 PIV results comparison in span direction between the rigid and flexible wing

圖6 剛性翼和柔性翼的升力系數對比(f=0.5Hz)Fig.6 The comparison of lift coefficients between the rigid and flexible wing

4 結 論

筆者初步進行了柔性翼和剛性翼微型飛行器氣動特性的對比試驗研究。從靜態試驗結果可以看出,柔性模型的失速迎角比剛性模型大,這說明柔性模型有一定的延遲失速的能力。在非定常水平陣風環境下,柔性模型的升力要比剛性模型小,同時柔性模型的升力脈動量要比剛性模型小,這說明柔性模型有一定的陣風緩和能力。

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