前后双翼差相位扑动对升力的影响

以蜻蜓(Sympetrum sanguineum)为参考对象,通过求解Navier-Stokes方程,分析了蜻蜓前飞时前、后两对翼的相互作用对升力的影响.结果表明,蜻蜓以后翼扑动超前前翼90°相位的方式飞行时,前翼的升力相对于单翼增大约1/3,其主要产生于翼的下拍运动,而后翼的升力变化不大,蜻蜓以这种差相位扑动方式飞行有利于在整个扑动周期内提供一个相对持续稳定的升力.     

微型扑翼飞行器机翼气动特性研究

依据微型扑翼飞行器产生升力和推力的机理,设计了一套能够快速、有效求得扑翼飞行器机翼气动特性的计算方法。计算程序通过V isual Basic和Fortran语言混合编程来实现,核心部分是利用改进的片条理论方法估算扑翼机翼的气动性能。计算结果与在西北工业大学微型飞行器专用风洞中所进行的吹风试验结果吻合良好,证明了该方法的正确性和有效性。在此基础上,研究了不同机翼平面形状、不同展弦比、不同上下扑时间比对微型扑翼飞行器机翼气动性能的影响,这些参数对微型飞行器的设计有一定的指导和参考意义。     

微型扑翼飞行器机翼纵向力矩特性风洞试验研究

为了对微型扑翼飞行器机翼的纵向力矩特性进行研究,利用微型飞行器专用风洞对微型扑翼飞行器机翼进行了一系列吹风试验。试验中研究了迎角、扑动频率、风速对机翼的纵向力矩特性的影响。通过试验得到了关于微型扑翼飞行器机翼纵向力矩特性的基本规律,为进一步研究微型扑翼飞行器的稳定性和操纵性打下了基础,同时也为微型扑翼飞行器的总体设计提供参考。     

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。     

仿生扑翼微型飞行器动态避障策略

针对仿生扑翼微型飞行器飞行过程中的动态避障问题,提出了一种全局静态路径规划与局部动态路径规划相结合的避障路径规划策略。首先,综合考虑仿生扑翼微型飞行器的性能及其飞行环境,定义了路径规划的约束条件和代价函数,构建了全局静态避障的综合代价模型;其次,在此基础上考虑了动态障碍对其飞行性能的影响,提出基于时间窗口的碰撞约束,建立了融合局部动态避障规划的综合代价模型;最后,提出了改进蚁群算法,对综合全局静态路径规划与局部动态路径规划的避障路径规划进行优化求解。结果表明：本文综合动态避障路径规划策略可以有效地解决仿生扑翼微型飞行器在先验地图下的动态避障问题,一定程度上改进了动态障碍物下的避障路径寻优的不足;本文改进蚁群算法提升了动态路径寻优效率,保证了仿生扑翼微型飞行器避障控制的实时性要求。     

基于反馈补偿的扑翼微型飞行器姿态跟踪控制

为解决扑翼微型飞行器姿态控制问题,给出了其姿态控制系统的数学模型,并提出了一种新型连续状态反馈跟踪控制器．通过对扑翼微型飞行器动力学模型分析可知,姿态控制系统是一个多输人多输出的二阶非线性系统,其包含不确定性、多变量参数耦合及各种干扰．为此提出了一种积分反馈补偿策略,只要外部干扰和参数不确定性的微分上界已知,则可对其量值进行在线辨识和实时补偿,从而对姿态变化实施有效跟踪．分析了系统的李亚普诺夫稳定性,得出了辨识跟踪结果并进行了仿真研究,仿真结果证实了所提方法的有效性．该研究具有较大的理论价值和实用价值．     

微扑翼飞行器位置控制研究

研究了微扑翼飞行器位置控制系统设计.在完成气动力计算模型和运动参数(拍动平面夹角、拍动频率、拍动幅值、旋转幅值)对气动力影响基础上,建立了微扑翼飞行器纵向动力学模型,采用了切换控制策略,选择拍动平面夹角和拍动幅值作为控制参数,利用位置误差和速度误差线性组合作为反馈信号,计算平均力,确定切换参数,完成控制规律设计.对爬升和水平飞行的控制进行了仿真实验.仿真结果表明,在切换控制策略下,Y方向上经过0.13 s后进入平飞阶段,Z方向上经过5 s后进入平飞阶段,在一定的误差范围内,所设计的控制规律可以实现位置控制.     

扑翼式两翼飞行器的刚柔耦合分析

针对扑翼式两翼飞行器的结构设计和分析手段在军事及民用领域应用中存在的问题,本文根据一种飞行器结构,在合理的减少非线性变量的前提下,基于二阶线性有阻尼集中质量-弹簧系统理论,建立飞行器的动力学模型,并在Workbench平台上进行了仿真验证,形成一种基于Workbench的刚柔耦合分析方法,避免出现不合理干涉问题。仿真结果表明,飞行器在期望工况下机翼、机翼连接件与连杆的强度和变形容易满足要求但齿轮接触应力较大,齿轮接触区域的较大应力会导致塑性变形。该研究为飞行器结构设计改进提供了依据。     

仿蝙蝠折叠扑翼机构设计与分析

基于对蝙蝠飞行方式的研究,提出了一种仿蝙蝠扑翼飞行器设计方案,并且通过单一原动件驱动,既实现了拍动和折叠的耦合协调运动,又提高了系统的单位质量功率系数.设计的对称双翼拍动机构能保证左右翅膀同步运动,为飞行器的平稳飞行提供了保证.采用凸轮机构来控制翅翼的伸展和收缩,通过调整凸轮外轮廓线和初始相位角可以控制蝙蝠翅翼的折叠状况.拍动机构和翅翼折叠机构的协调耦合,可以实现翅翼空间运行轨迹的规划.建立了翅膀拍动和折叠的数学模型,在此基础上编写了仿真程序,仿真结果达到了预期的目标.     

翼型厚度和弯度对前飞扑翼气动性能的影响

扑翼飞行器是一种模仿鸟类和昆虫飞行方式的新型飞行器.翼型参数设计对提高扑翼飞行器性能至关重要,为研究扑翼翼型厚度和翼型弯度对前飞扑翼气动性能的影响,基于自然界中飞行生物的实验观测结果建立了前飞扑翼气动特性计算模型,针对不同厚度和弯度的NACA系列标准翼型,采用计算流体力学方法求解二维不可压缩非定常Navier-Stokes方程,基于有限体积法并结合动态网格技术,分析了低雷诺数条件下对应不同来流速度的刚性前飞扑翼气动力、能耗、气动效率以及周围流场结构随翼型厚度和弯度的变化规律.结果表明,不同来流速度条件下扑翼推力和能耗均随翼型厚度的增大而逐渐减小,随着翼型厚度的增大,扑翼推进效率最大降幅达15.9%;翼型厚度的增加,降低了前缘涡强度并延迟了前缘涡的脱落.翼型弯度可以改变翼型的有效气动攻角,翼型弯度的增加可以显著提高翼型升力和升举效率,并促使尾流中心线向右下方倾斜;正向弯度扑翼在下扑行程能产生更大的升力,而负向弯度扑翼则在上挥行程中产生了更大的推力.     

Numerical simulations of leading-edge vortex core axial velocity for flow over delta wings

Numerical simulations have been performed to investigate the characteristics of leading-edge vortex core axial velocity over two delta wings with leading edge swept angles Λ =50°and 76°, respectively. It is obtained that Reynolds number has the most important effect on the axial velocity of the primary leading-edge vortex core. At Reynolds numbers larger than 105, the jet-like flow of the vortex core is the most common type for both the large and the moderate swept delta wings. While if Reynolds number decr...     

扑翼柔性变形对悬停气动特性影响的数值研究

为研究扑动飞行器悬停时扑翼的变形给气动力及周围流场带来的影响,通过求解二维Navier-Stokes方程,分析了扑翼气动力及其周围流场结构随扑翼柔性变形的变化规律.结果显示,当扑翼在悬停扑动时,适当的柔性变形可以提高升力,增大升阻比,有效地改善气动特性.但是,过度的柔性变形会使扑翼的气动特性恶化,升力和升阻比随着过度的变形而减小.     

非定常拍动翼的水动力性能研究

拍动翼推进方式为水下机器人推进提供了更有效地选择,为了探究拍动翼的水动力性能,采用基于速度势的面元法对非定常拍动翼在特定运动规律下产生的水动力进行了计算,通过与相关实验数据的对比,同时采用计算流体力学FLUENT软件进行了计算并且将结果进行比较,结果的变化趋势一致,最小误差只有11%,充分验证了面元法计算的可靠有效性.通过对拍动翼水动力计算结果的研究,分析了各个运动参数包括来流速度、运动幅值、相位差和运动频率对拍动翼水动力性能的影响.     

结构参数对仿生翅片翼气动性能影响

为提高翼型气动性能,提出一种仿生翅片翼型.以NACA0018为例,在翼型吸力面布置固定仿生翅片翼,分析翅片翼的相对位置、相对长度结构参数及两者综合效应对仿生翅片翼改变翼型气动特性的能力的影响,并从流场角度分析仿生翅片翼的作用机理.数值计算结果表明:以翅片翼的最佳控制效果作为衡量标准,靠近前缘处翅片翼对大分离流动效果显著,靠近尾缘的翅片翼对于中度的流动分离效果较好;相对长度与翅片翼气动性能呈非线性关系,且长度过短时无法对分离层产生有效分割,过长时影响分离层上方的流体.当翅片翼末端刚好接触分离层的边缘时,控制效果最佳;仿生翅片翼的气动性能是由翅片翼的相对位置、相对长度共同决定的,单变量的研究难以准确地解释其中的规律.     

微型扑翼绕流的N-S方程数值模拟

基于广义无限插值理论生成了适用于模拟微型扑翼粘性绕流的三维C-0型网格,应用有限体积法结合双时间推进技术求解了微型扑翼在低速、低雷诺数下的粘性绕流.控制方程采用预处理后的三维可压缩非定常N-S方程组,有效地克服了低速流动条件下求解常规可压缩N-S方程遇到的刚性问题.通过与参考文献结果的比较验证了文中方法的正确性,并研究了扑翼相关参数对其气动特性的影响.文中所得到结论对扑翼的气动设计具有指导意义.     

某仿蝉翅膀气动功率特性的分析

针对某一特定形状仿蝉微飞行器的翅膀,进行了瞬时功率特性以及平均功率特性的分析.通过仿真,分析了翅膀在3种典型转动模式下的瞬时功率特性、平均功率与攻角幅值的关系,以及最大功率 平均功率比值与攻角幅值之间的关系.结果表明,该型翅膀超前模式下的平均转动气动功率对攻角幅值的变化比较敏感;滞后模式下转动气动功率最大峰值 平均值的比值对攻角幅值的变化也比较敏感;而平均拍动气动功率和攻角幅值之间的关系可近似地认为与模式无关;拍动气动功率最大峰值 平均值的比值和攻角幅值之间的关系也可近似地认为与模式无关.     

近平板圆柱绕流的边界元分析

应用边界元方法,对低雷诺数粘性不可压流体的半无界近平板圆柱绕流问题进行数值模拟,得到圆柱表面的压力、面力分布规律,给出数值模拟的圆柱绕流的注场,数值计算与理论分析和实验结果比较完全一致。