柔性與剛性機翼微型飛行器氣動特性差異研究

摘 要：設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、穩定飛行。

關鍵詞：微型飛行器 柔性機翼 氣動特性

中圖分類號：V211.7 文獻標識碼：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家布魯諾·W·奧根斯坦于1992年提出[1]。與傳統的飛行器相比，微型飛行器具有尺寸小、重量輕、結構簡單、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注。國際上對MAV的研究已經取得了一定得進展，佛羅里達大學的Wei Shyy，Yongsheng Lian和Peter Ifju等開展了一些列的實驗和數值模擬工作[2～4]。國內南京航空航天大學、西北工業大學和中國航天空氣動力技術研究院等有研究者進行了相關的風洞實驗研究和試飛[5]，但我國起步較晚，離國際上還有較大差距。微型飛行器飛行環境處于大氣底層，大氣的流動極不穩定，使機身面積微小的微型飛行器飛行穩定性不足。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，卻具有極高的穩定性。因此，受鳥類的啟發，我們將微型飛行器的機翼設計成像飛鳥的羽毛那樣的柔性機翼，研究其抵抗不穩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，設計研制了結構和布局相同的柔性機翼和剛性機翼MAV來驗證。

1 實驗設備

1.1 實驗模型

國內外相關研究表明：齊莫曼和反齊莫曼外形具有三角翼的優良特點，具有良好的氣動性能[6]。同時，國內研究者發現，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構。模型用碳纖維布為填料、環氧樹脂為基體的復合材料制作。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果帶來的影響。

1.2 實驗風洞

實驗中使用的風洞是非定常風洞。這座風洞是南航設計、制造的低紊流度、低噪音的低速回流開口式風洞。該風洞能夠產生非定常的自由來流。該風洞主要技術指標為：長×寬×高為1.7 m×1.5 m×1 m，最大風速35 m/s，最小穩定風速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數即不同來流速度對氣動力的影響；不同模型的構型對氣動力的影響。實驗中，模型的迎角變化范圍為：-2°～36°，角度間隔為2°。考慮Re數對氣動力的影響時，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 不同模型結構對氣動力的影響

如圖3給出了來流速度為11 m/s時的升力系數、阻力系數、升阻比隨迎角變化的曲線以及極曲線。11 m/s的來流速度對應的Re數依次為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。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，升力系數增加的同時使得阻力系數也同時增加，在失速前的大迎角的范圍內，3號模型的升阻比特性不如其他模型。

1號和2號模型的升力系數在較小迎角的時候，它們的升力系數幾乎是相等的，與剛性模型的差別也不大。而當迎角變大到較大的迎角范圍內的時候（失速前），2號模型的升力系數要小于1號模型，并且兩者的升力系數都要明顯小于剛性模型。三個模型在失速前的阻力系數差別并不非常明顯。實驗中觀察發現，1號和2號模型采用的肋條的結構，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，對氣動力產生的影響比較微弱。而當迎角增大的時候，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減小，變形量越多，升力減小得越多。

柔性翼的升力系數在失速迎角前后的變化值都較剛性翼的平緩一些，3號模型的升力系數在失速迎角附近最為平緩，在失速前升力系數出現平臺，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也出現一個平臺，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，其結果就是延遲失速。從升阻比曲線中可以發現，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，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到了36°。在32°以后，出現了一個有趣的現象：隨著迎角的繼續增加，模型的升力系數也隨之增加。3號柔性翼模型和剛性翼在迎角為36°時的升力系數比失速時的最大升力系數還大。

2.2 不同雷諾數對氣動力的影響

實驗中，對同一模型進行了不同雷諾數的實驗，Re數分別為：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下的升力系數曲線和升阻比曲線。

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，這可能與雷諾數過小有關。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。升力系數曲線在不同雷諾數下幾乎一致，只是在失速區升力系數略有不同。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的增加而有所增大。

3 結論

本文通過制作了四個不同的模型，進行了常規風速下的測力實驗，通過比較各個模型的氣動力的變化，我們發現柔性機翼對失速有延遲作用。結果表明，柔性模型的柔性變形是導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等動態條件下的氣動特性，此外，針對本文中出現的在定常風速下，模型迎角超過32°后其升力系數繼續增加的現象作更完整的研究，找到其中的物理原因。

參考文獻

[1]STEVEN Ashley.Palm-size spy plane[J].Mechanical Engineering，1998，11（3）74-78.

[2]Wei Shyy，Peter Ifju，Dragos Viieru.Membrane Wing-Based Micro Air Vehicles.Applied Mechanics Reviews[J]，2005，58：283-301.

[3]Peter G Ifju，David A Jenkins，Scott Ettinger，et al.Flexible-Wing-Based Micro Air Vehicles[R].2002，AIAA，2002-0705.

[4] Yongsheng Lian，Wei Shyy，Dragos Viieru，Baoning Zhang.Membrane Wing Aerodynamics for Micro Air Vehicles.Progress in Aerospace Sciences[J]，2003，39：425-465.

[5]劉志強.微型飛行器陣風響應特性的風洞實驗研究[D].中國，南京：南京航空航天大學，2009.

[6]Steven E.Boughton，Taher Attari，Jeffrey Kozak.Comparison and Validation of Micro Air Vehicle Design Methods[R].2004，AIAA-2004-0406.

[7]詹慧玲，白鵬，陳錢，等.雙翼布局微型飛行器氣動特性實驗研究[J].實驗流體力學，2009，23（3）：24-30.