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特性進(jìn)行數(shù)值模擬，分別得到兩個位置的升阻力系數(shù)。計算結(jié)果表明，在翅翼撲動頻率、入口風(fēng)速剖面和迎角不變的情況下，地面粗糙度對撲翼飛行器升阻力系數(shù)的影響由撲翼飛行器相對于標(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；氣動特性

中圖分類號：V211.3 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號：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類和昆蟲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)動性強(qiáng)、飛行更節(jié)能的特點(diǎn)，能夠在戰(zhàn)場偵察、電網(wǎng)線路巡查、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)流場內(nèi)，該流場主要隨地貌條件的變化而呈現(xiàn)出不同的類型，而撲翼飛行器在實(shí)際應(yīng)用中難免會在復(fù)雜多樣的流場環(huán)境下執(zhí)行任務(wù)，為了能從容應(yīng)對，那么就需要對不同地貌條件下?lián)湟盹w行器的氣動特性進(jìn)行分析。

目前，國內(nèi)外專家和學(xué)者對撲翼飛行器的飛行機(jī)理、能源動力以及控制系統(tǒng)等方面進(jìn)行了重點(diǎn)研究[1-5]。張小俊等通過對撲翼飛行器翅翼的平面形狀對氣動力影響研究，發(fā)現(xiàn)前緣平直、后緣接近橢圓曲線的機(jī)翼形狀的氣動性能最佳。王建領(lǐng)等通過運(yùn)用Fluent對撲翼飛行器進(jìn)行非定?？諝鈩恿W(xué)分析，指出其仿真結(jié)果與氣動模型進(jìn)行定性分析的結(jié)果基本一致，驗證了Fluent對撲翼飛行器進(jìn)行非定?？諝鈩恿W(xué)分析的可行性。汪超等通過研究翼型厚度和彎度對前飛撲翼氣動性能的影響，得出不同來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。高飛等通過設(shè)計一種組合合頁式的撲翼飛行器，對組合合頁式撲翼在恒定速度下的低頻大行程往復(fù)運(yùn)動進(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)場的研究方面，主要以雷達(dá)天線、風(fēng)力機(jī)等為研究對象的居多，而撲翼飛行器在近地面風(fēng)場中的氣動特性研究資料更是少有。杜強(qiáng)等通過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，對比研究了這兩種不同環(huán)境下車載雷達(dá)天線的風(fēng)載特性，指出了大氣邊界層風(fēng)剖面與均一風(fēng)剖面對天線產(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。

本文通過以雙曲柄雙搖桿機(jī)構(gòu)作為撲動模型，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，并在不同高度處對撲翼飛行器氣動特性進(jìn)行數(shù)值計算，得到撲翼飛行器的升阻力系數(shù)的變化規(guī)律，為將來進(jìn)一步對撲翼飛行器姿態(tài)的實(shí)時控制設(shè)計提供參考。

1 撲翼飛行器翅翼模型及撲動方式

翅翼采用斷面翼型為S型的2032cjc，翼型的根部弦長為110mm，中部弦長為108mm，翼梢部分弦長為20mm，單邊翅翼長度為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。

通過觀察自然界鳥類的飛行不難發(fā)現(xiàn)，鳥類翅膀為左右對稱撲動，即左右翅翼上下?lián)鋭咏嵌?、時間完全一致。為滿足鳥類撲翼原理要求，雙曲柄雙搖桿機(jī)構(gòu)基本能夠還原鳥類撲動方式。雙曲柄雙搖桿機(jī)構(gòu)模型如圖2所示。

為在Fluent中采用動網(wǎng)格模擬翅翼運(yùn)動，需要編寫UDF程序，這就需要翅翼具體的撲動參數(shù)。基于滿足翅翼上下?lián)鋭有谐瘫葹?：3的撲動方式，計算各個部件的尺寸，通過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并在MATLAB中進(jìn)行曲線擬合，最終輸出角速度曲線方程。

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

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

2 撲翼飛行器的數(shù)值計算方法

2.1 網(wǎng)格生成及動網(wǎng)格設(shè)置

運(yùn)用ANSYS ICEM軟件對翅翼表面和三維流場進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，流場區(qū)域為10m×10m×10m的正方體計算域。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，需要對翅翼的面網(wǎng)格進(jìn)行微細(xì)劃分。在ICEM中共生成6094034個控制體，最小控制體體積為7.40571e-06，滿足最小體積為正值的要求。

本文采用Fluent滑移網(wǎng)格技術(shù)對翅翼運(yùn)動進(jìn)行模擬，通過單獨(dú)建立一個包裹翅翼在內(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網(wǎng)格技術(shù)比較，滑移網(wǎng)格具有更快的計算速度和更高的計算精度，而且不用擔(dān)心出現(xiàn)負(fù)體積網(wǎng)格，是目前運(yùn)動仿真模擬計算比較先進(jìn)高效的計算方法之一。指定翅翼的具體運(yùn)動必須使用Fluent提供的DEFINE宏并運(yùn)用基本的C語言知識編寫翅翼運(yùn)動的UDF程序。對于翅翼的剛性運(yùn)動，其中的DEFINE_CG_MOTION宏通過定義用戶指定的單位時間步長，并賦予給指定剛體區(qū)域的線速度與角速度來達(dá)到剛體區(qū)域的運(yùn)動。

2.2 邊界條件

入口邊界條件如下：來流為湍流，x方向風(fēng)速剖面滿足指數(shù)律為 ，Vb為標(biāo)準(zhǔn)參考高度處（我國規(guī)范取Zb=10m）的平均風(fēng)速，考慮到本文計算域的大小，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，翅翼撲動頻率為5Hz，計算時間步長設(shè)為0.001s，總共計算1000個步長，迭代20000次后，分別得到四類地貌條件下?lián)湟盹w行器距地面3m和9m高度處的升、阻力系數(shù)。在下拍過程中，不同地貌條件下翅翼周圍的流場分布具有相似性，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。從圖中翅翼周圍流場的分布情況也可清楚看到，不同高度處的流場分布是不同的，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)過長時間的計算，得到撲翼飛行器在不同地貌條件下的平均升、阻力系數(shù)。通過曲線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，其變化曲線如圖5所示。從曲線圖中可以看出，以標(biāo)準(zhǔn)參考高度（6m）為臨界線，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（9m），平均升力系數(shù)隨地面粗糙度指數(shù)的加大而越來越大，位于標(biāo)準(zhǔn)參考高度以下時（3m），平均升力系數(shù)隨地面粗糙度指數(shù)的減小而越來越小。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，風(fēng)速逐漸減小，位于標(biāo)準(zhǔn)參考高度以上時，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)的增加而越來越大，位于標(biāo)準(zhǔn)參考高度以下時，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，模擬計算的結(jié)果具有說服性，在風(fēng)速隨高度變化的流場內(nèi)，翅翼更容易獲得向上的升力，從而以此設(shè)計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，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，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，到達(dá)最大值。

（3）如今對撲翼飛行器的氣動研究通常是采用風(fēng)洞實(shí)驗吹出的均一風(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數(shù)據(jù)來進(jìn)行設(shè)計，本文也為進(jìn)一步對研究撲翼飛行器在大氣湍流的影響下其氣動特性分析提供參考。

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