小型飞行器空气动力学

第34卷第2期力学进展Vol 34 No. 22004年5月ADVANCES IN MECHANICSMay25,2004小型飞行器空气动力学omas J. Muller James D. Delaurier21Hessert Center for Aerospace Research, Department of Aerospace and Mechanical Engineering, University of Notre Dame, NotreDame, Indiana 46556: emailr 1@nd. edu2Institute for Aerospace Studies, University of Toronto, Downsview, Ontario, Canada M3H 5T6; email: jdd@utiasutoronto.ca摘要对小型飞行器设计中涉及的空气动力学问题进行了综述.描述了雷诺数和展弦比对固定翼飞行器的设计以及飞行性能的影响.在低雷诺数飞行范围,翼型上边界层的特性对飞行器的设计尤为关键.本文讨论了大量有关层流边界层(包括层流分离泡影响)的实验,作为例子,列举了几个此飞行雷诺数范围的小型低空无人驾驶飞行器(UAⅤs),此外,对扑动翼推进的理论模型进行了简述;其范围涵盖了早期的准定常附着流模型,以及后来计及非定常尾涡、流动分离以及气动弹性等效应的模型.文中还介绍了那些与理论互补并最终导致扑翼机设计成功的实验关键词低雷诺数,固定翼,扑翼,小型无人驾驶飞行器1引言限度的降低翼表面积对这类飞行器的封装、携带和预发射操作也是非常重要的过去的25年中,小型无人驾驶飞行器(小型UAV)的设计和发展得到了越来越多的关注.其应用包括侦察、通讯中继链接、舰船诱饵及生化或者核被音737物质探测等,无论遥控型还是自控型小型UAVs都极000CESSNA 180常包括:以2010m1(2~82ml)的速度长10小型U航时飞行;3~300m(10~1000f)的巡航高度;低自重以及全天候的飞行能力.人们对小型UAVs的定义并不十分严格,通常把展长小于6m(20f),质量o Black widowO Microbat低于25kg(551b)的飞行器都归为此类.另外,由于10-4足安近年来传感器、摄像机以及控制硬件的微小型化,质量低于80g(280z)且尺度小于15cm(6inch)的微雷诺数型飞行器(MAVs)业已研发成型,并能在一定程度上图1飞行器质量与雷诺数的关系执行上述特殊任务低速和小尺度共同决定了小型飞行器的飞行雷尽管人们十分期望小型UAVs可以在强风状态诺数很低(1500050000基于机翼弦长的雷诺数下飞行,但迄今为止仍没有见到探讨该问题的文献定义为巡航速度与弦长的乘积再除以空气动力黏性事实上,若不包括扑翼飞行器的有关研究,则可以系数图1为不同飞行器总重与雷诺数的对应关系,说:与小型UAvs直接相关的非定常、低雷诺数气从中可以看出小型UAV(包括MAVs)的飞行雷诺数动特性的定量研究是在近几年才得到关注的.在范围要远低于传统飞行器而更接近于鸟类和航模.许多情况下,由于产权问题,一些已经完成的风洞实这些飞行器所采用的低雷诺数翼型必须在恶劣环境验并中国煤化工有很多有关翼型定常下仍能保持良好的气动性能,且对于风切变、阵风以气动UAVs的设计具有重及由降水引起的表面粗糙都不十分敏感.同时,最大要的CNMHG(NRL)一直是固定Annual Review Fluid Mechanics惠允版权翻译此文( Published with kind permission from Annual Review Fluid Mechanicsc 2003 by Annual Reviews)270翼小型UAvs的设计先驱,文中提到的许多飞行器装备了全球定位系统(GPS),是一种全自控单人便携皆引自他们发表的文献.另外,也出现了不少与扑翼式UAV.设计要求这种电驱飞行器应有适当的尺寸UAvs有关的非定常空气动力学方面的研究.在下面(以便于用标准储物箱存放)、能携带不同的负载,并的章节中,我们将着重描述几种成型的固定翼和扑翼以91km/h(56mle/l的巡航速度飞行近2h7.虽飞行器,同时介绍与这些飞行器的设计和性能有关的然这种飞行器已成功地飞行,但其辅助系统尚未研制流体力学问题完成图4所展列的 Dragon Eye(又名空中传感系统)2小型UAVs和MAvs的范例具有几项独特的性能.这种小型UAv可以完全不用工具地组装和拆卸,并能够被放置在仅18cm×38cm图2列出了图1中所提到的小型UAVs和38cm(7inch×15inch×15inch)的箱子中,像背包MAs的翼展和质量的对应关系,其中既包括了固定样随身携带閃.这种自控型飞行器由单人操作,由翼又包括了扑翼飞行器.虽然在这一范围还有许多其GPS导航. Dragon Eye系列也是由电能驱动,可以它种类的飞行器,但是由于资料的匮乏而未能一一列在64km/h(40mile/h)的速度下飞行(30~60)min出.图2中尺寸最大的是 LAURA系列,这是一种专它还可以使用一些可互换的现存设备,如日间、低亮门用来作舰船诱饵的长航时小型UAVs26.图3列度或者红外线的成像系统和鲁棒通讯连接装置.目举的4种 LAURA系列飞行器都具有相同的机身、前, Dragon Eye正由 Arro viroment公司和BAI有效载重、起落架和动力推进系统,其推进系统由活 ecosystems公司生产塞发动机和位于机身尾部的推进螺旋桨组成.它们均为试验机型,主要用于研究机翼的布局和低雷诺数翼型波音737CESSNA 1801Oo- R UAVs■LAURMAVs&10。0MITE 2Black widow质量/kg图2小型UAvs和MAVs的展长与质量的对应关系图4近期小型固翼UAVs草图图4中的MITE2是MAV研发系列中专为近战中的短程任务设计的低值、可一次性消耗的隐蔽传感平台,翼展为36cm(14inch)(参阅文⑨).它是由电能驱动的双发飞行器,能够承载有效军用载荷在联合布局32km/h(20mile/h)的速度下飞行约20min图4中尺寸最小却能承载有效载荷的是由AeroViroment公司研制的 Black widow10.它由电能驱动,最大尺寸约152cm(6inch),总重约20g(280z)从列布局双尾桁布局能承载r凵中国煤化工km/h(32mil/h)的速度CNMHGCk Widow的载重图3 LAURA系列的4种机翼布局草箱约68kg(15b),其中还包∫充气型发射台和个具有10cm(4inch)液晶显示器的便携式飞行控制图4中的 SENDER采用了 Selig SD7032翼型,终端271弗罗里达大学的科研人员将柔性翼概念应用于行器的航时公式如下MAV的设计中a1-1,所设计的最小飞行器尺度仅为152cm(6inch),总重52g(1.802),用活塞发动机航时=c CD(2pS)1/2(W-1/2驱动,可以携带一个摄像机和传送器以(24~40)km/h(15~25mile/h)的速度飞行15min(图4).他们对翼这里p为空气密度,S为机翼面积.为了得到最大展大于254cm(10imh)的飞行器的飞行测试表明,航时,必须使C2/CD达到最大.需要指出的是方柔性翼在飞行中表现出更为出色的稳定性和可操纵程(1)和(2)并不适合计算重量始终保持不变的电能性驱动飞行器的航程和航时.对于电驱飞行器,设计目近年来,人们对小型UAVs和MAVs的设计兴标是在给定的飞行条件下尽可能降低电池总的输出趣更多集中于机械式扑翼机扑翼的一个显著优点是电能,在这种情况下,航时即为电池总的储备能量与在较小的尺度和重量下可产生足够的升力和推力(参每小时所消耗能量的比值,航程则为航时与巡航速度阅文14,1)为使飞行器达到类似昆虫或鸟类的飞的乘积行性能,科研人员正集中研究这些动物翅膀的动力学对于飞行器,其阻力可用下面的公式表示特性和非定常空气动力学特性.鸟类和昆虫充分利用翅膀的气弹变形来提高气动性能,还通过扑动翅膀在Cp= Cp.+丌(AR)e不增加前飞速度的情况下有效地增大雷诺数.然而,目前人们对其飞行气动特性的了解仍然有限这里CD为零升阻力系数,Hari/ Delaurier无线电控制型扑翼机。是作r(APe为伴随升力产为概念飞行器研制的.它采用了 Selig设计的S1020生的诱导阻力和部分废阻.这一方程表明应该尽可能翼型,该翼型在很大的攻角范围内流动都不会发生分地减小飞行器的任何非升力部分的废阻(包括表面摩离.扑翼机由活塞发动机驱动,以3Hz左右的扑动擦阻力和压差阻力)频率在54km/h(34mle/h)的飞行速度下飞行了近增大展弦比(AR,其定义为机翼展长的平方与机3min,其有效载重约2278(80x),有关其非定常气动翼水平投影面积的比值)或者增大 Oswald系数(e)特性将在以后的章节中详细地阐述(见第4节).都可以降低丌(AR)e另外以中等速度飞行也可以降Microbat系列扑翼机则由电能驱动,总重约12g低诱导阻力(即升致阻力)然而由于最大升阻比对应04230x)该飞行器的加减速、升降和方向舵均为攻角通常小于最大升力系数的对应攻角,而 Oswald手控,其有效载重为零,曾以12Hz的扑动频率在系数又不易增大,所以降低ABe常是通过增19km/h(12mile/h)的速度下飞行6min.有关Mcrobat的设计研究工作,最早是由 Pornsin-Sirirak大AR来实现的等17在2000年发表的31边界层性能众所周知,专为雷诺数(基于弦长)大于500000固定翼飞行器的空气动力学特性而设计的翼型在雷诺数低于该值时,由于边界层的分离其气动性能会随着雷诺数的降低而急剧恶对所有的飞行器而言,气动力由机翼产生,翼型化19-21.而且,三维机翼(即有限翼展机翼)的性和翼平面形状对飞行性能有着十分重要的影响因能,其由(CL/CD)lnax衡量,要比翼型的更糟由于此,在实现稳定性和可操控性的前提下获得最佳气小型UAVs的雷诺数范围为300000,因此设动效率是所有小型UAVs设计的根本目标飞行器的计高效能的机翼和翼型至关重要气动效率取决于机翼的升阻比.绝大多数小型UAV虽然 Carmichael2对于低雷诺数翼型的评述写的设计是在给定巡航速度的前提下尽可能实现最大于20多年之前,但对于本文探讨低雷诺数范围的翼的航程或航时1.对于螺旋桨型活塞发动机驱动的型绕流,其仍是个很不错的起点.下面对3000飞行器,其最大航程取决于最大升阻比, Brequet给Re<500000流动区域的讨论就是基于 Carmichael出的航程公式如下的工作,只略作了调整航程=CL(1)300002000时由于分离泡变短变小,和LA2573A翼型间.其中FX63137最初是由Fx与之相应的废阻降低,从而极大地提高了翼型的性 Wortmann2专为全尺寸高性能滑翔机设计的应用能.鸟类的翱翔、大型无线电控制航模和人力驱动的于 LAURA系列飞行器后,在巡航速度下其 Cl max模型飞机等的飞行经验都印证了这一点14.而RF-1165FB(美国海军研究院R.Foch设32分离泡计)和LA2573A(波音公司的R. Liebeck设计)的分析层流边界层分离后的流动特性可以对低雷CL分别为0.85和0.68.虽然在制造上FX63诺数下翼型性能的恶化给出解释.此恶化主要表现137比其它两种翼型要困难得多,但在低雷诺数下在阻力的增加和升力的降低.在这种流态下,翼型上(Re≤100000,它却有着缓慢失速的特性.采用最小压力点下游的边界层通常仍可保持层流流动,然FX63-137的 LAURA系列半尺寸模型做了风洞试后分离形成自由剪切层.当Re<50000时,分离剪验,而全尺寸飞行器做了飞行试验.风洞实验结果表切层不会发生再附而当Re>50000时分离剪切明最大升阻比在20~27之间,其中联合布局机翼的层发生转捩.如果逆压梯度不很大,流动可通过夹带升阻比最小,而可变展长机翼布局的升阻比最大由作用从外流获取足够的能量从而再附于翼型表面,于FX63-137在低雷诺数范围的出色性能,人们对这这就形成一个如图5所示的时均回流区23.由于分种翼型进行了广泛深入的研究.除了对其升阻比特性的研究26,27,科研人员还利用FX63-137做了下离泡的作用相当于边界层的湍流拌线,因而通常又列研究工作:翼型上的层流分离泡228展弦比为被称为转捩分离泡.在低雷诺数情况下,转捩分离泡30~54的机翼的性能四2;非定常流动对边界层和几乎占据了翼型表面的15‰~40%,因而也称其为长分离泡的影响2530,31.Khan和 Muller3)还进行了泡.分离泡对翼型的失速特性(如升力骤减和阻力激增)有显著影响.在高雷诺数的情况下,当有分离泡FX63-137机翼前缘涡对下游同形翼型影响的实验,形成时,升力将随攻角线性增加,直至失速发生,而 Scharpf和 Muller3亦对近距串列翼的相互干扰问题进行了研究分展流线分离的湍流剪切层绝大多数的第二代小型UAVs都采用了针对其用途而专门设计的翼型. eppler34, Eppler&边界层外缘Somers336以及 Drela[37分别给出了人们常用的两种低雷诺数翼型的设计方法Eppler可以自由流直接提供最新版本的 Epper源程序( Richard Ep.Arenler Airfoil Program System: Profile 00). foDrela的源程序(XFOL)也可以通过以下网址获回流涡得http://raphael.mitedu/xfoil/.Selig和他的分离的层流剪切层再发展的流边界层合作者采用上述两种设计方法,为高性能滑行机、层流边界层“死水”区无线电控的航模和小型叶轮设计并测试了大量低雷诺数翼型阝8∞42.其中许多已被成功应用于小型图5转捩分离泡的时均特征( Horton1968)UAVs. Selig系列和其它许多翼型的测试都是在Re下,如果有长泡形成失速通常发生在长泡扩展到尾成为么0500范围内进行的4,这些工作为6000这种失速通常称为短泡的破裂而在低雷诺数的情况士上中国煤化工缘的时候对某些翼型而言,分离泡的特性是出现迟34小CNMHG滞效应的原因之一,在分离泡顶部,见图5中T点低苗诺数下小展弦比机翼(即展弦比AR<20即流动向湍流转捩的点)2425的下游,流动是非定的机翼)的气动性能尚未得到太多关注.以往人们仅常的;而在该点上游,现有的流动显示和热线实验都对高雷诺数下亚、跨、超音速的三角翼形式小展比机273翼作了广泛的研究,主要着重于大攻角下三角翼或类41理论研究似三角翼的小展弦比机翼的气动性能.最简单的扑动翼气动模型认为流动是准定常尽管如此,还是存在一些非三角翼形式的小展的,即假设流动在翼型运动的每一个时间步里,对于弦比机翼的实验资料的,这些研究主要是20世纪30当时的边界条件,都瞬时达到平衡,且包括机翼前缘年代~50年代进行的. zimmerman(414, Bartlett在内,流动是完全附着的(没有小尺度的局部分离和Ⅴtal4以及 Wallin等在Re>5000的这样就存在100%的前缘吸力根据 Kutta-Joukowski情况下对小展弦比机翼进行了实验研究.Blay4,定理间可知:升力矢量是垂直于相对速度的,分解Weig4,Bea和 Suresh, Polhamusle12以及升力可得到其在水平方向的分量,即推力通过这种Rajn和 Shashidhar对小低展弦比机翼气动特模型, Kuechemann和 von holst2在对扑动翼的性在理论解和解析解方面进行了一些尝试.最近,研究中给出了有限展长机翼在做上下振动运动时推Pelletier和 Mueller与 Mueller6研究了Re在进效率的表达式60000200000下厚度为2%的小展弦比矩形平板和推力·速度1具有弯度的机翼的气动性能.这些风洞试验还同时输入功1+2/AR研究了风洞湍流度和后缘形状对气动性能的影响有关弯度对机翼气动性能影响的进一步研究可参见其中AB为机翼的展弦比这是一种理想化的结果文[56]忽略了流动分离和其它的黏性效应.但由上式知,通过提高AR可以使推进效率接近100%,这为进一步在两卷有关升、阻力的丛书中, doerner和探索扑翼飞行提供了令人鼓舞的开端Hoerner& boost。对小展弦比机翼进行了较为完准定常模型的计算简单、直接,并且已被推广到整的分析和综述 Hoerner对非三角形的小展弦比运动较为复杂的情形,例如,由俯仰振荡,上、下振荡机翼的理论进行了综述,给出了理论分析及一些关及拍动复合而成的运动,这一模型被 norberg和联函数并与当时的实验数据做了对比尽管 Hoerner Ellington等6动物学家应用于他们对动物飞行的所研究的雷诺数范围高于MAV涉及的雷诺数,但研究中.而 Betteridge和 Order在对大展弦比扑Torres和 Mueller以及Tors都表明其气动理动翼推进效率和垂直振荡力的研究中给出了一个更论在MAV中应用的可行性这种理论成功地预测为精致的准定常模型, Jonesi将这一模型进一步到,有限翼展机翼在产生升力的同时其翼稍会形成拓展,表明优化展向环量分布可能提高推进效率反向旋转的旋涡.这些涡会随着攻角的增大而逐渐准定常模型仅是用于较高的前进比(X)的情加强对于小展弦比机翼,其翼稍涡可能覆盖机翼的况,前进比的定义如下大部分面积,从而在很大程度的影响翼的气动性能一般而言,AR<1.5的机翼存在线性和非线性两种前飞速度U升力.线性升力由环绕翼型的环量产生,这与大展弦弦长·扑动频率cf比机翼产生的升力相同而非线性升力是由前缘涡在当然,这一条件与飞行器的飞行力学中用的准定常气上翼面形成的低压区所产生,这与三角翼在大攻角状动模型的条件是类似的但是,对于动物和扑翼机的态下所产生的涡升力一致非线性效应升力线斜率随飞行在大多数情况下该条件不能满足.原因在于,即攻角的增大而提高这也是机翼具有高失速攻角的原便对于高巡航速度的飞行(最大前进比可达10的量因级),非定常气动力的影响也较大在对做上下和俯仰运动的薄翼的研究中,4振翼推进系统的非定常气动力garrick7首次对非定常推力的产生做出了有意义的分析.这是一个建立在 Theodorsen8的非定常翼几乎所有最初的微小飞行物(包括昆虫类,蝙蝠型解析解和 von Karman& burgers的推力预估和鸟类)都具有扑动翼.这归因于自然界中肌肉操作法基础上的线化无黏解.其假设尾涡面与翼型在同方式的局限,机械飞行中并非一定要这样做事实平面上,从而限制了该理论应用在高前进比情况上,正是将升力和推力两种功能分开的概念,将人们下的准确性.但前缘吸力的作用还是得到清晰地阐从徒劳的仿生飞行中解脱出来.然而,多年来一些著明,中国煤化工程.因为假设流动名研究者对扑翼飞行的理论模化及具体实现始终热是完情不减;尤其是近来人们对低雷诺数微小飞行器的并没CNMHG弱前缘吸力的效应世疋, an rick的方程中加上前兴趣,又进一步激励了人们去研讨在这一尺度下扑缘吸力的效应并不难(详见下文)动翼产生优越气动特性的可能性.通过推导可知,推进效率是折合频率倒数的函274方方数据数,折合频率的倒数为同运动的机翼(其展弦比与扑动翼的相同)的相应单1U A(6)元上的流动相同该模型的另一个特征是各个单元在挥动周期中允许按 Prouty7的动态失速准则发生失这里凵为振荡频率,单位是弧度/s,c为弦长.对于速.显然,这种修正过的叶素理论仍然包含了很大程纯拍动无翻转机翼,在前进比为0时,推进效率为度的假设.例如,机翼上某一部分发生的失速,是一50%,而当前进比超过45后,推进效率则大于90%定要影响其它部分的气动力的,尾迹的处理也存在类Fairgrieve& Delaurierl将 Garrick的振荡翼型似的问题.不过,上述模型是为某扑翼机的设计而建模型拓展到求解非平面尾流、非正弦振荡的周期运动立的,其需要简洁而便于应用的模型.随后的风洞实中.他们工作的出发点是不等时上扑和下扑的运动验证明了机翼的性能很接近于理论估计作为进一步及扑动速度型不是纯正弦曲线的运动可能在一定程的评估, Winfield将这一模型的结果与非定常尾度上提高推力或者推进效率.然而,他们研究的例子涡模型进行了对比,两者十分吻合(参见图7)中,无一能够比纯简谐运动(上扑和下扑等时的正弦运动)有明显的优势;而且直到前进比低为6时,平dNA(dNe)sep面尾流解与固定波形尾流解和随时间变化的波形尾流解仍然十分吻合.Hll& Halll71对具有固定尾零升力线r3/4翼弦流和自由尾流的翼型的研究也得到了类似的结果cAmberGarrick模型也被用于有关扑翼机机翼的研究扑动轴中2.其物理模型的基础是,将机翼分为一个个的“单元”(叶素理论),作用于每一个单元上的法向力、俯仰力矩和弦向的力(包括前缘吸力)与该单元的上、图6翼型上的气动力及运动参数下和俯仰运动有关(图6)图中还包括了以下影响因这一模型还被应用于结构变形研究中,从而素:攻角、弯度、表现质量和局部前缘吸力效应(由可估算机翼拍动时翼的弯、扭变形(图8).通过给定前缘吸力效率参数来给出)此外,非定常尾流的作沿翼展方向各剖面的外形、惯性(质量分布),弹性的用是通过采用 Jonest对 Theodorsen非定常翼型理和气动参数,可以预估升力、推力和弯矩以及扑动扭论在有限机翼上的拓展来计及的.这就需要做以下假矩和所需输入动力.因此,人们可以进行反复迭代计设扑动翼上某一单元上的流动与一作与该单元相算,直至得到一个具有最优飞行性能的机翼16移动涡模型移动涡模型o改进的叶素理论o改进的叶素理论eR3Hz07移动涡模型与叶素理论结果比较应用于扑翼机上的拍动机翼通过铰链连接在一进效率与针对螺旋桨定义的类似,推进效率为79个刚性中央机翼上,中央机翼按设计需要做上下往复对于所研究的模型的尺度而言,这是个较为合理的数运动以驱动拍翼(图9(a)这种设计同时还可以平衡值;此推进效率还将随扑翼机尺寸增大而增加,这是传递到机身的竖直方向的非定常加速度.上述模型已由于在较高雷诺数下前缘吸力效应可达10%.应该被拓展四,可包含中央机翼的影响,从而使整个机强调的凵中国煤化工自前缘吸力作用翼气动性能都可以被估算出来.由此得出的推进效率在这项CNMHGSelig专门设计了为54%,应该看到这个推进效率未计及由于机翼诱导个相对厚反为17时奚型(DI20),并采用了扭转阻力而产生的能量损失,所以真实的推进效率应该远机翼,旨在降低翼型的有效攻角使之在扑动中处于不大于这个数值.加上这一能量损失后(这里定义的推失速状态.这种翼型与鸟类和蝙蝠的翼型大不相同,275鸟类和蝙蝠的翼型很薄,有一定的弯度且具有更尖的装置可以有任意的安装角,但在周期性扑动中攻前缘,其前缘吸力甚小,对它们而言,翅膀的扭转是角不能变化他测量了瞬时的推力和升力(不包括推为了使法向力产生一个水平分量,以作为推力动效率,得到的推力为负值,原因可能是拍动周期中扑动轴流动分离的影响(如果在拍动中攻角可按一定方式变化,则可以抑制分离).实验结果和准定常理论模型的结果对比不十分吻合Delaurier harris14随后对一个刚性机翼做了风洞实验,其AR=4,翼型为NACA0012.上、下振弹性轴荡和俯仰振荡皆为正弦函数无形变位置h= ho sin wt, 8=0o sin(wt +8(7)图8机翼结构形变模型这里,ho=0.625c;θ0=0.0,5.7°,8.4°,12.1°6=60°,75°,90°,105°,120°.当60=0.0时,未显示支撑杆部件折合频率k为0.045~0.16;6为其它值时,k为007~016.平均推力系数Cr由下式定义平均推力[(p/2)U2S(2hmax/c)21(8)这里hmax为翼型上任意一点在垂直方向的最大振幅.Cr对于k几乎呈线性变化,最大Cr(≈0.023)出现在6=121°和相角δ在60°~909之间时.但是由于实验设备的限制,仍不能测量推进效率1 ft(a) Harris/ Delaurier扑翼机俯视图Ba=6,U=45 ft/s, Freq =3 Hz0.00.2理论推力/b实验推力/b为使结构清晰未画外部和垂向链接构造频率/Hz(b) Harris/ Delaurier扑翼机侧向及正视图42实验研究振荡机翼和扑动机翼的实验中,由于惯性力较大,而要测量的推力相对甚小,获取满意的实验数据2一理论升力/b实验升力/有相当的挑战性.因此,该问题的在实验研究方面的文献要明显少于理论研究. Archer等在风洞中研究了绕根部挥动的弹性机翼,测得的推力和推进Ba=6,U=45 ft/s, Freq =3 Hz效率与他们用准定常模型得到的结果基本吻合.然中国煤化工3而,要获取足够的实验数据来验证理论解的所有结CNMHG果仍不大可能Fejtek& Neher也在风洞中研究了一个绕根图10扑翼机的各项性能部挥动的刚性机翼,其剖面为有弯度的厚翼.尽管这276方方数据人们还对上述扑翼机的一些备选机翼进行了实和附着流假设,从而只能用于高前进比运动的飞行验( Delaurierl).在这些实验中,实验段顶部安装器.这种假设对于作低速和悬停飞行的飞行器是不了悬线平台,机翼被连接在这个载有电动马达的平适用的,在这些状态下,尾流为非平面流,且脱落的台上,由马达驱动其挥动.这种安装方式使机翼在平前缘涡对于推进效率和升力影响显著.这些也恰恰是行于实验段上部的方向是自由的.平台还装备了标准当前人们在MAVs设计中关注的焦点.纵观飞行的应力测量器以获得升力、推力和机翼的转动力矩历史,我们的看法是:要在微尺度上取得优良飞行性已被扑翼机所采用的Mark设计是最为成功的能,应向动物借鉴,即仿生学是解决问题的关键机翼设计(见图9).图10给出了该机翼的风洞实致谢作者非常感谢美国海军研究院的A.Cos,R验数据与理论估算值的对比,二者的平均推力非常相och,J.elog;空间环境研究院的J. Grasmeyer和近不过,升力的实验值比估算的结果要大一些,其弗罗里达大学的Pu与 W. Shyy在筹备这篇论文原因可能在于翼根处的壁面效应有趣的是无论理论时所提供的帮助同时,我们对加拿大自然科学与工估算还是实验结果,平均升力在不同挥动频率下都基程研究中心的支持一并致谢本保持常数.这一点对于扑翼机如何配平,以便有飞行稳定性是十分重要的换言之,对于这类机翼,其参考文献尾翼面积和静稳定裕度的标准可以汲取固定翼飞行1 Broeren A P, Bragg M B. Unsteady stalling characteristics器的成熟经验of thin airfoils at low Reynolds number. In: Mueller T J扑翼机的飞行试验验证了机翼的风洞实验结果ed. Fixed and Flapping Wing Aerodynamics for Micro Air(图11),其飞行稳定性和操作性都相当出色.总之,Vehicle Applications. Reston, VA: AIAA, 2001. 191-2132 Cross A Captive carry testing of remotely piloted vehicles.扑翼机的飞行性能与预估结果十分接近In: Mueller T J, ed. Low Reynolds Number AerodynamicsGermany: Springer-Verlag, 1989. 394 406Evangelista R, McGhee R J, Walker B S Correlation of the-ory to wind-tunnel data at Reynolds numbers below 500 000.In: Mueller T J, ed. Low Reynolds Number Aerodyna4 Foch R J, Toot P L. Flight testing Navy low Reynoldsnumber (LRN) unmanned aircraft. In: Mueller T J, edNumber aerodyverlag,1989.407~4175 Siddiqi S, Evangelista R, Kwa T S. The design of a lowReynolds number RPV. In: Mueller T J, ed. Low ReynoldNumber Aerodynamics, Germany: Springer-Verlag, 1989381~3936 Foch R J, Ailinger K G. Low Reynolds number, long en-durance aircraft design. AlAA, Aerosp Design Conf, AIAAIrvine,CA,1992.92~26图11飞行中的扑翼机7 Foch R J. A low cost airobotic platform. In: Proc AUVSIFlorida. Arlington V A: Assoc Unmanned Veh Syst Int1996.863~8685结论8 Foch R J, Dahlburg J P, McMains Jw, Bovais C S, Car-ruthers S L, et al. Dragon Eye, an airborne sensor systemfor small units. In: Proc Unmanned Systems. Florida. St固定翼飞行器的气动性能与雷诺数和展弦比有Louis, MO: Mira CD-Rom Publ, 2000. 1-13很大关系.现有的翼型设计通过控制翼型边界层状9 Kellogg J, Bovis c, Dahlberg J, Foch R, Gardner J, et al态以降低层流分离泡产生的负面效应,在Re低至The NRL Mite air vehicle.Proc Int Conf UnmannedAir Veh Syst, 16th, Bristol, UK, Bristol, UK: Univ. Bristol,200000时也可以给出性能较好的翼型.当AR<1.52001.1~14时,由翼尖涡引起的非线性升力起主导作用,尤其是10 Grasmeyer J M, Kennon M T. Development of the Black在大攻角情况下尤为突出因此,MAVs的巡航攻 adow micro-air vehicle. In: Mueller I J,角将高于大展弦比的飞行器.从本文所述的小型固定cations. Reston, VA: AIAA, 2001, 519 535翼式UAVs和MAVs可以看出,人们已经有足够的1 Shyy W,, Berg M, jungavist D. Flapping and flexible经验来设计高性能的小型飞行器for中国煤化工针对设计的扑翼理论可用于确定扑翼机的机翼12LeviCNMHGalow Reynolds num-布局.但应指出,如果能在保留局部流动的分离特erluenuraue,Comput Model Eng Sci,2001,2:523~536性的同时减少“叶素法”的局限性,该理论将得到很131uPG, Jenkins D A, Ettinger S, Lian Y,Shyw,etal大程度上的完善.另外,这一理论仍局限于平面尾流Flexible-wing-based micro air vehicles. In: AIAA AerospSci Meet Exhibit, 40th, Reno, AIAA 2002-0705, Virginia: 36 Eppler R, Somers D M. A computer program for the designAIAA,2002.1~13and analysis of low-speed airfoils. Suppl. NASA-(14 DeLaurier J D, Harris J M. Experimental study of1980scillating-wing propulsion. J Aircr, 1982, 19: 368 37337 Drela M. An analysis and design system for low Reynolds15 Kellogg J, Bovais C, Cylinder D, Dahlburg J, Foch R, etnumber airfoils. In: Mueller T J, ed. Low Reynolds NumberNon-conventional aerodynamics for MAVs. In: Proc IntAerodynamics, Germany: Springer-Verlag, 1989. 1x12Conf Unmanned Air Veh Syst, 16th, Bristol, UK, Bristol, 38 Selig M S, Maughmer M D. Generalized multipoint inverseUK. Univ Bristol, 2001. 1 12airfoil design. AIAA J, 1992. 30: 2618 262516 DeLaurier j D, harris Jstudy of mechanical flapping 39 Selig M S, Donovan J F, Fraser D B. Airfoils at Low Speedswing flight. Aeronaut J,97:277~286149. Virginia Beach: HA Stokely. 1989. 62-6317 Pornsin-Sirirak T N, Lee S W, Nassef H, Grasmeyer J, Tai 40 Selig M S, Guglielmo J J, Broeren A P, Giguere P SummaryY C, et al. MEMS wing technology for a battery-poweredof Low-Speed Airfoil Data, Vol 1. Virginia Beach: Soar Techornithopter. In: Int Conf Micro Electro Mech Syst, IEEE,Publ,1995.29218th, Miyazaki, Japan, 200041 Selig M S, Lyon C A, Giguere P, Ninham C P, Guglielmo18 Anderson J D. Introduction to Flight. Boston: McGrawJJ. Summary of Low-Speed Airfoil Data, Vol 2. VirginiaHill,2000.766Beach: Soar Tech Publ, 199619 McMasters J H, Henderson M L. Lowspeed single-clement2 Selig M S, Gopalarathnam A, Giguere P, LyonC A System-foil synthesis. Tech Soar, 1980, 6: 1w21atic airfoil design studies at low Reynolds numbers. Broeren20 Lissaman P B S. Low-Reynolds-number airfoils. Annu Re& Bragg,2001,143~167Fluid Mech,1983,15:223~3943 Lyon C A, Broeren A P, Giguere P, Gopalarathnam A, Selig21 Mueller T J. Low Reynolds number vehicles. In: ReshotkoMS Summary of Low-Speed Airfoil Data, Vol 3. VirginiaE, ed. Advisory Group for Aerospace Research and Develop-Beach: SoarTech Publ. 1997. 417ment AGARD-AG-288. Essex: Spec Print Serv Ltd, 19844 Zimmerman C H. Characteristics of Clark Y airfoils of smallaspect ratios. NACA Tech Rep TR, 1932. 43122 Carmichael B H Low Reynolds number airfoil survey. Vol 45 Zimmerman C H. Characteristics of several airfoils of lowaspect ratio. NACA Tech Note, 1935. 53946 Bartlett G E, Vidal R Experimental investigation of in-23 Horton H P Laminar separation bubbles in two and three-dimensional incompressible flow. [PhD thesis]. Univ Lonfluence of edge shape on the aerodynamic characteristics oflow aspect ratio wings at low speed. J Aeronaut Sci, 19442:517~53324 Brendel M, Mueller T J Boundary layer measurements on 47 Wadlin K L, Ramsen J A, Vaughan V L Jr. The hydro-airfoil at low Reynolds numbers. AIAA J Aircr, 1988,dynamic characteristics of modified rectangular fat plateshaving aspect ratios of 1.00, 0. 25, and 0. 125 and operating25 Brendel M, Mueller T J. Transition phenomenon on airfoilsnear a free water surface. NACA Tech Rep TR, 1955. 1246operating at low chord Reynolds numbers in steady and un- 48 Bollay w. A non-linear wing-theory and its application tosteady flows. In: Cebeci T, ed. Numerical and Physicalrectangular wings of small aspect ratio. Z Angew MathAspects of Aerodynamic Flows IV. Berlin: Springer-VeMech,1938,19:21~3590.333~34426 Althaus D, Wortmann F X. Stuttgarter Profilkatalog I. 49 Weinig F. Lift and drag of wings with small span. NACABraunschweig, Ger: E Hunold, 1981Tech. Rep, TM-1151, 194727 Althaus D. Profilpolaren fuer den Modellflug. Germany: CF 50 Bera R K, Suresh G. Comments on the Lawrence equationfor low-aspect-ratio wings. J Aircr, 1989, 26: 883-885Mueller, 1980. 17651 Polhamus E C. Ae28 Fitzgerald E J, Mueller T J. Measurements in a separationdelta wings based on a leading-edge-suction analogy NASAbubble on an airfoil using laser velocimetry. AlAA J, 1990Tech Res TND-3767, 196628:584~59252 Polhamus E C. Predictions of vortex-lift characteristics by29 Bastedo WG Jr, Mueller T J. The span wise variation ofa leading-edge-suction analogy. J Aircr, 197, 18: 193 19slaminar separation bubbles on finite wings at low Reynolds 53 Rajan S C, Shashidhar S. Exact leading-term solution forumbers. AIAA J Flight, 1986, 23: 687 694low aspect ratio wings, J Aircr, 1997, 34: 571-57330 Brendel M, Mueller T J. Boundary layer measurements on 54 Pelletier A Mueller T J. Low Reynolds number aerodynaman airfoil at a low Reynolds number in an oscillating freeics of low-aspect-ratio, thin /fat/cambered plate wings. Jtream.AIAA J, 1988. 26: 257.AircT, 2000,5~8321 Ellsworth R H, Mueller T J. Airfoil boundary layer mea- 55 Mueller T J. Aerodynamic measurements at low Reynoldsurements at low Re in an accelerating flow from a nonzeronumbers for fixed wing micro-air vehicles. In Developmentvelocity. Exp Fluids, 1991, 11: 368-374and Operation of UAVs for Military and Civil Application32 Khan F A, Mueller T J. Tip vortex/airfoil interaction for aQuebec: Can Commun Group Inc, 2000. 302low Reynolds number canard wing configuration. AlAA J 56 Brown C A. The effect of camber on thin plate low aspectAircr,1991,28:181~186ratio wings at low Reynolds numbers: [MS Thesis]. Univ33 Scharpf D F, Mueller T J. Experimental study of a lowReynolds number tandem airfoil configuration. AlAA J 57 Ho中国煤化工 Brick Town,NJ:HoAircr,1992,29:231~236CNMHG34 Eppler R. Airfoil Design and Data. Berlin: Springer-Verlaglamic Lift. Brick TownN]: Hoerner Fluid Mech, 1975nd analysis of low-speed airfoil.A program for the design 59 Torres G E, MuellerT J. Aerodynamic characteristics of low35 Eppler R, Somers D M. A computerASA-TM-80210,1980aspect ratio wings at low Reynolds numbers. In: Mueller T278方方数据J, ed. Fixed and Flapping Wing Aerodynamics for Micro Air 70 Fairgrieve J D, DeLaurier J D. Propulsive performanceVehicle Applications. Reston, VA: AIAA, 2001.115/141of two-dimensional thin airfoils undergoing large-amplitude60 Torres G E. Aerodynamics of low aspect ratio wings at lowpitch and plunge oscillations, Univ of Toronto Inst AerospReynolds numbers with applications to micro air vehicle deStudies Tech Note 226, 1982Notread optimization: [PhD thesis. Univ Notre Dame, 71 Hall K C, Hall S R. A rational engineering analysis of theefficiency of flapping fight. In: Mueller T J, ed. Fixed and61 Kuethe A M, Chow C-Y. Irrotational incompressible flowFlapping Wing Aerodynamics for Micro Air Vehicle Appli-about two-dimensional bodies. In: Foundations of Aerodycations, Progress in Aeronautics and Astronautics. Restonnamics. New York: wiley Sons, 1998. 104-110VA:AIAA,2001.249~27462 Kuechemann D, von Holst E. Aerodynamics of animal flight. 72 DeLaurier J D. An aerodynamic model for flapping-wingLuftwissen,1941,9:277~282fight. Aeronaut J, 1993, 97: 125 13063 Norberg U M. Evolution of vertebrate flight: an aerody- 73 Jones R T. The unsteady lift of a wing of finite aspect rationamic model for the transition from gliding to active flightNACA Tech Rep, 1940. 681Am Nat,1985,126:303~32774 Prouty R W. Airfoils for rotor blades. In: Helicopter Per-Ellington C P. The aerodynamics of hovering insect flightformance, Stability, and Control. Boston: PWS Eng, 1986L. The quasi-steady analysis. Philos Trans R Soc London397~409SerA,1984,305:1~1575 Winfield J F. A three-dimensional unsteady aerodynamic65 Betteridge D S, Archer R D. A study of the mechanics ofmodel with applications to flapping-wing propulsion: [MAfapping wings. Aeronaut Q, 1974, 25: 129 142Thesis. Univ. Toronto Ins, Aerosp Stud, Toronto, 1990. 18066 Jones R T. Wing flapping with minimum energy. NASa 76 DeLaurier J D. The development of an efficient ornithopterTMJ81174,1980wing, Aeronaut J, 1993, 97: 153-16267 Garrick I E Propulsion of a flapping and oscillating airfoil. 77 DeLaurier J D. An ornithopter wing design. Can AeronautNACA Tech Rep, 1936. 567Space J,1994,40:10~1868 Theodorsen T. General theory of aerodynamic instability 78 Archer R D, Sapuppo J, Betteridge D S Propulsion characnd the mechanism of flutter. NACA Tech Rep, 1935. 496teristics of flapping wings. Aeronaut J, 1979, 83: 355-37169 von Karman T, Burgers J M. Problems of non-uniform and 79 Fejtek I, Nehara J. Experimental study of flapping wing liftof curvilinear motion. In: Durand W F, ed. aerodynamicand propulsion. Aeronaut J, 1980, 84: 28 33heory: A General Review of Progress. Vol. II: Gen-(北京航空航天大学流体所于鑫孙茂译自eral Aerodynamic Theory, Perfect Fluids. Berlin: JuliusAerodynamics of small vehicle. Annu Rev Fluid Mech,Springer,1935.304~3102003,35:89~111,孙茂校)AERODYNAMICS OF SMALL VEHICLESThomas J MuellerI James D DeLaurier2IHessert Center for Aerospace Research, Department of Aerospace and Mechanical Engineering, University of Notre Dame, NotreDame, Indiana 46556; email: mueller. 1@nd. ed2Institute for Aerospace Studies, University of Toronto, Downsview, Ontario, Canada M3H 5T6; email: jdd@utiasutoronto.caAbstract In this review we describe the aerodynamic problems that must be addressed in order to designa successful small aerial vehicle. The effects of Reynolds number and aspect ratio(AR)on the design andperformance of fixed-wing vehicles are described. The boundary-layer behavior on airfoils is especially importantin the design of vehicles in this fight regime. The results of a number of experimental boundary-layer studiesincluding the influence of laminar separation bubbles, are discussed. Several examples of small unmannedaerial vehicles(UAVs) in this regime are described. Also, a brief survey of analytical models for oscillating andflapping-wing propulsion is presented. These range from the earliest examples where quasi-steady, attached flowis assumed, to those that account for the unsteady shed vortex wake as well as flow separation and aeroelasticbehavior of a fapping wing. Experiments that complemented the analysis and led to the design of a successfulrnithopter are also describKeywords low Reynolds number, fixed wing, flapping wing,H中国煤化工CNMHG