仿鳥撲翼流場(chǎng)的數(shù)值模擬與分析

仿鳥撲翼流場(chǎng)的數(shù)值模擬與分析

0空氣動(dòng)力學(xué)特性的數(shù)值研究隨著小型飛機(jī)的研究，攻擊飛機(jī)越來(lái)越受到重視。根據(jù)模仿和空氣動(dòng)力學(xué)的研究結(jié)果，假定攻擊飛機(jī)比固定翼和機(jī)翼更有效。近年來(lái),有關(guān)撲翼空氣動(dòng)力的研究,在理論、實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算方面都已逐步開展。在實(shí)體模型方面,能實(shí)現(xiàn)撲翼飛行的微型撲翼機(jī)也相繼研制出來(lái),較成功的有“MicroBat”,南京航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)的撲翼機(jī)等。目前研制成功的撲翼機(jī)大多都有一個(gè)共同的特點(diǎn):翅膀由前緣骨架輔以柔性薄膜構(gòu)成,體型尺寸和中等偏小的鳥類相差不多,撲動(dòng)方式也與該體型的鳥類類似,是仿鳥單對(duì)撲翼飛行。以仿鳥飛行為基礎(chǔ)的單撲翼是研究撲翼飛行器的基礎(chǔ),但即使是單撲翼,仿鳥撲翼的研究也仍然面臨相當(dāng)大的挑戰(zhàn):其一,很難研制出像鳥翅膀那樣的能彎折、變形、張開和收攏的符合空氣動(dòng)力學(xué)規(guī)律的羽翼;其二,鳥翼復(fù)雜的扭轉(zhuǎn)撲動(dòng)和柔性變形;其三,目前的仿鳥撲翼機(jī)在穩(wěn)定性、機(jī)動(dòng)性和效率等方面仍與鳥類相差很遠(yuǎn)。因此,撲翼的相關(guān)研究任重道遠(yuǎn),撲翼的空氣動(dòng)力原理及氣動(dòng)特性更是首先要探明的基礎(chǔ)問(wèn)題。隨著計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展,數(shù)值模擬在揭示撲翼氣動(dòng)機(jī)理方面發(fā)揮著重要作用。孫茂教授團(tuán)隊(duì)、Ramamurthi、Wang等在昆蟲撲翼高升力機(jī)理的數(shù)值研究方面做了大量的工作,并有不少重要的發(fā)現(xiàn)。仿鳥撲翼由于尺寸更大,速度更快,其雷諾數(shù)比昆蟲撲翼更高些。對(duì)仿鳥撲翼氣動(dòng)特性的數(shù)值模擬研究,比較有代表性的工作有,Roget等通過(guò)建立適當(dāng)?shù)膭?dòng)網(wǎng)格模型,數(shù)值研究了彎折變形撲翼的流場(chǎng);左德參等針對(duì)仿鳥剛性薄板撲翼、宋書恒、謝輝等針對(duì)剛性NACA0014矩形撲翼,考察了撲動(dòng)參數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響。這些研究都有力地推動(dòng)了撲翼非定?？諝鈩?dòng)力研究的進(jìn)展。但目前針對(duì)仿鳥撲翼的數(shù)值研究大多將撲翼假設(shè)為剛性不變形模型,不能反映柔性撲翼流場(chǎng)的真實(shí)情況;研究?jī)?nèi)容也主要著重于考察各撲動(dòng)參數(shù)對(duì)總氣動(dòng)力的影響,較少關(guān)心柔性參數(shù)的協(xié)調(diào)搭配和氣動(dòng)力能否配平撲翼機(jī)重力、前飛阻力問(wèn)題;撲翼機(jī)的功率消耗和效率問(wèn)題也較少涉及。本文以南京航空航天大學(xué)研制的某型撲翼微型飛行器為基礎(chǔ),建立適當(dāng)?shù)娜嵝該湟砟Ｐ?在非結(jié)構(gòu)可變形動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格上,數(shù)值模擬該仿鳥撲翼的低雷諾數(shù)非定常流場(chǎng),并以升力平衡重力、推力平衡阻力為條件,構(gòu)建重要撲動(dòng)參數(shù)之間的協(xié)調(diào)搭配關(guān)系,研究仿鳥柔性撲翼的升力推力產(chǎn)生機(jī)理和氣動(dòng)功率消耗,分析流場(chǎng)渦結(jié)構(gòu)的分布和發(fā)展情況,同時(shí)盡可能地將數(shù)值計(jì)算結(jié)果與相關(guān)實(shí)驗(yàn)比較,以期為柔性撲翼微型飛行器的研制和改進(jìn)提供必要的理論和技術(shù)支持。1仿鳥撲動(dòng)模型的運(yùn)動(dòng)規(guī)律研究的仿鳥撲翼微型飛行器由一對(duì)可上下?lián)鋭?dòng)的主翼和置于其后的固定的平尾、垂尾組成,以電機(jī)和機(jī)械組成的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)主翼的上下?lián)鋭?dòng)(如圖1所示)。為使數(shù)值計(jì)算和分析有針對(duì)性,這里以該撲翼微型飛行器為基礎(chǔ)建立計(jì)算模型,如圖2(a)所示。由于主翼?yè)鋭?dòng)引起的非定常流場(chǎng)才是我們關(guān)注的重點(diǎn),所以該計(jì)算模型只包括主翼和簡(jiǎn)化的機(jī)身,暫不考慮主翼后面的平尾和垂尾,撲翼也被簡(jiǎn)化成等厚度的薄板。要使數(shù)值結(jié)果能反映真實(shí)的流場(chǎng)情況,首先重要的一步是設(shè)定合適的和真實(shí)撲翼相符的運(yùn)動(dòng)規(guī)律。仿鳥撲翼微型飛行器翅膀的撲動(dòng)本質(zhì)上和鳥翼?yè)鋭?dòng)一樣是一種周期運(yùn)動(dòng),主要可以分解成兩個(gè)自由度方向的運(yùn)動(dòng):(1) 繞體軸線的上下?lián)鋭?dòng)。(2) 繞前緣或某一位置弦向的俯仰運(yùn)動(dòng)。撲動(dòng)參數(shù)的定義如圖2(b)所示。繞體軸線的展向撲動(dòng)相對(duì)簡(jiǎn)單,其撲動(dòng)角呈正弦或余弦變化的規(guī)律。弦向俯仰運(yùn)動(dòng)則與撲翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方式有關(guān)。目前大多數(shù)研制成功的仿鳥撲翼機(jī),包括本文的研究對(duì)象,撲翼都采用前緣骨架的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方式,同時(shí)翼根處固定于機(jī)身。弦向俯仰運(yùn)動(dòng)以撲翼前緣為軸,且沿展向各截面因相對(duì)氣流速度和所受氣動(dòng)力大小不同而不相同,弦向俯仰角翼根處為零,翼梢處最大,使得整個(gè)翼面沿展向呈現(xiàn)扭轉(zhuǎn)變形。各個(gè)展向截面處的俯仰角和撲動(dòng)角一樣呈正弦或余弦規(guī)律,已有實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,弦向俯仰運(yùn)動(dòng)與展向撲動(dòng)運(yùn)動(dòng)相差90°相位。需要說(shuō)明的是,撲動(dòng)過(guò)程中展向各截面的扭轉(zhuǎn)角度很大程度上由撲翼材料的柔性決定,材料越柔軟,扭轉(zhuǎn)角將越大,選擇合適柔軟度的材料用于撲翼非常重要?；谝陨戏治?可設(shè)定仿鳥撲翼模型的運(yùn)動(dòng)規(guī)律如下:繞體軸線的撲動(dòng)角度,Φ(t)=Φm+Φ0cos(2πft)(1)式中,Φm、Φ0分別為平均撲動(dòng)角度和撲動(dòng)幅度,f為撲動(dòng)頻率。各個(gè)截面繞前緣的弦向俯仰角度,α(y,t)=f(y)[αm,tip+α0,tipcos(2πft+90°)](2)式中,αm,tip、α0,tip分別為最大展向截面(翼梢處)的平均俯仰角和俯仰幅度,這兩個(gè)參數(shù)也分別反映了撲翼的初始靜態(tài)扭轉(zhuǎn)程度和撲翼材料的柔性度。f(y)為弦向俯仰角度沿展向的分布規(guī)律,這里假定從翼根到翼梢俯仰角線性增大,即f(y)=y/b(其中y為展向位置,b為展長(zhǎng))。上述部分撲動(dòng)參數(shù)可根據(jù)撲翼機(jī)的傳動(dòng)機(jī)構(gòu)和巡航飛行狀態(tài)一一設(shè)定:根據(jù)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)可確定平均撲動(dòng)角度Φm=0°、撲動(dòng)幅度Φ0=36°;在8m/s的巡航速度下,基于平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)和巡航速度的雷諾數(shù)為54900,撲動(dòng)頻率為8Hz;另外兩個(gè)重要參數(shù)αm,tip、α0,tip尚不確定,這里以撲翼產(chǎn)生的周期平均升力配平重力和平均推力配平機(jī)身阻力為條件來(lái)合理選擇這兩個(gè)參數(shù)的大小。撲翼機(jī)重約100g,在8m/s巡航速度條件下(重量和巡航速度基本符合Tennekes統(tǒng)計(jì)的飛行生物的比例關(guān)系),配平重力需要的周期平均升力系數(shù)為CˉˉˉL=mg/(0.5ρU2refSref=0.52)CˉL=mg/(0.5ρUref2Sref=0.52)(其中,mg為撲翼機(jī)重量,參考速度Uref為巡航速度,Sref為撲翼面積)。2計(jì)算值的方法2.1時(shí)間導(dǎo)數(shù)項(xiàng)預(yù)處理Arbitrary-Lagrangian-Eulerian(ALE)格式的非定?？蓧嚎sN-S方程為:??t∫Ω(t)WdV+∮?Ω(t)(F(W)?vgnW)dS=∮?Ω(t)FvdS(3)??t∫Ω(t)WdV+∮?Ω(t)(F(W)-vgnW)dS=∮?Ω(t)FvdS(3)式中W=(ρ,ρu,ρv,ρw,ρe)T為守恒量,F(W)、Fv分別為無(wú)粘通量和粘性通量,vgn為控制體表面的法向運(yùn)動(dòng)速度。眾所周知,可壓縮N-S方程求解低速流場(chǎng)會(huì)面臨所謂“剛性”問(wèn)題。為此對(duì)方程(3)的時(shí)間導(dǎo)數(shù)項(xiàng)進(jìn)行預(yù)處理,并用雙時(shí)間步推進(jìn)求解。即:式中:、t分別為偽時(shí)間和物理時(shí)間,Γ為偽時(shí)間導(dǎo)數(shù)項(xiàng)的預(yù)處理矩陣,Q為基于壓力、速度和溫度的原參變量。該方程在空間上采用二階迎風(fēng)格式的有限體積法離散,物理時(shí)間采用二階后向歐拉格式離散,兩物理時(shí)間步之間用預(yù)處理的偽時(shí)間步推進(jìn),離散后的方程用隱式LU-SGS迭代求解,湍流粘性系數(shù)通過(guò)求解Spalart-Allmaras湍流模型得到。上述數(shù)值方法的具體算法詳見(jiàn)文獻(xiàn)。2.2可變形非結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格方法動(dòng)態(tài)網(wǎng)格生成是動(dòng)態(tài)邊界非定常流場(chǎng)數(shù)值模擬過(guò)程中的重要工作。柔性撲翼因?yàn)榧扔写蠓鶕鋭?dòng)又有柔性變形,使得動(dòng)態(tài)網(wǎng)格生成具有一定的難度。本課題組曾針對(duì)該類問(wèn)題,發(fā)展了相應(yīng)的動(dòng)態(tài)網(wǎng)格生成技術(shù),雙重Delaunay圖映射方法用于柔性變形;非結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格方法處理大幅撲動(dòng)運(yùn)動(dòng);兩種方法結(jié)合起來(lái),發(fā)展成可變形非結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格方法,即解決了柔性撲翼的動(dòng)態(tài)網(wǎng)格問(wèn)題。上述方法已通過(guò)眾多的算例驗(yàn)證并在工程實(shí)例上得到應(yīng)用,被證明有較強(qiáng)的處理動(dòng)態(tài)邊界問(wèn)題的能力和有較高的效率。本文要研究的柔性撲翼模型即采用上述可變形非結(jié)構(gòu)嵌套網(wǎng)格方法來(lái)生成動(dòng)態(tài)網(wǎng)格。計(jì)算所用的初始網(wǎng)格如圖3(a)所示,機(jī)身、撲翼各生成一簇網(wǎng)格,和背景網(wǎng)格一起共3簇,分成兩層。貼近機(jī)身、撲翼壁面附近為高伸縮比的附面層單元,其余為四面體非結(jié)構(gòu)單元。3簇網(wǎng)格共約105萬(wàn)網(wǎng)格點(diǎn)、248萬(wàn)網(wǎng)格單元。下文計(jì)算的所有流場(chǎng)狀態(tài),動(dòng)態(tài)網(wǎng)格生成技術(shù)保證每個(gè)狀態(tài)的各個(gè)時(shí)刻都有良好的網(wǎng)格質(zhì)量,圖3(b)所示為撲翼?yè)鋭?dòng)和變形過(guò)程中某時(shí)刻的嵌套網(wǎng)格示意圖。2.3實(shí)驗(yàn)與模型的驗(yàn)證選取一個(gè)來(lái)流條件和流動(dòng)情況與本文研究對(duì)象類似的實(shí)驗(yàn)作為算例,來(lái)驗(yàn)證上述數(shù)值方法用在該類問(wèn)題上的準(zhǔn)確性。Fejtek等在風(fēng)洞中測(cè)量了NACA8318直機(jī)翼繞翼根上下?lián)鋭?dòng)的升力推力情況,該機(jī)翼弦長(zhǎng)76mm,展弦比4.01。這里取其中一個(gè)實(shí)驗(yàn)條件進(jìn)行計(jì)算:來(lái)流速度20.4m/s、撲動(dòng)幅度、撲動(dòng)頻率3.3Hz,雷諾數(shù)107000,與本文要研究的撲翼機(jī)模型較為相似。算例的網(wǎng)格尺寸標(biāo)準(zhǔn)和撲翼機(jī)模型保持一致,即機(jī)翼面網(wǎng)格大小、附面層厚度、空間網(wǎng)格增長(zhǎng)比例都相同。計(jì)算過(guò)程中,時(shí)間方向上的離散精度也保持一致,每個(gè)撲動(dòng)周期分成200個(gè)物理時(shí)間步,每物理時(shí)間步的內(nèi)迭代進(jìn)行15步或殘差下降2階。圖4是計(jì)算得到的周期變化的力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值和理論分析結(jié)果的比較,圖4(a)為升力系數(shù)、圖4(b)為推力系數(shù)。就升力系數(shù)來(lái)說(shuō),無(wú)論是變化趨勢(shì)還是幅值,計(jì)算結(jié)果、實(shí)驗(yàn)值和理論分析值三者都吻合得比較好,計(jì)算得到的周期平均升力系數(shù)為0.392,與實(shí)驗(yàn)值0.390也很接近。就推力系數(shù)來(lái)說(shuō),因?yàn)榱恐递^小,實(shí)驗(yàn)值得到的曲線并不光滑,其峰值與理論分析結(jié)果也有較大差別,但實(shí)驗(yàn)得到的周期平均推力系數(shù)和理論值相符;相比較而言,本文計(jì)算得到的推力系數(shù)變化曲線與理論分析值吻合得更好,而周期平均推力系數(shù)與理論值和實(shí)驗(yàn)值都相差不大。算例驗(yàn)證的結(jié)果表明:上述數(shù)值方法用于本文的撲翼機(jī)氣動(dòng)特性研究,能得到精度較高的結(jié)果。3撲翼機(jī)的模型由于參數(shù)α0,tip、αm,tip的具體數(shù)值不能確定,這里只能從某個(gè)估計(jì)的初始值開始,在附近范圍試探,直到滿足重力配平和推力產(chǎn)生的條件。首先我們?nèi)ˇ?,tip的估計(jì)初始值為15°并固定不變。對(duì)αm,tip,顯然地,如果αm,tip=0°,上下?lián)鋭?dòng)過(guò)程對(duì)稱,周期平均后將無(wú)升力產(chǎn)生;只有αm,tip>0°才能產(chǎn)生豎直向上方向的升力,因此,αm,tip要在大于零度的范圍內(nèi)取值,這里從10°開始,往大和往小兩個(gè)方向進(jìn)行試探。圖5為計(jì)算出的周期平均升力和推力系數(shù)在α0,tip=15°時(shí)隨αm,tip的變化情況。先看升力系數(shù),如圖5(a)所示,平均升力系數(shù)隨著αm,tip的增大而增大,從αm,tip=5°時(shí)的0.154增大到αm,tip=17°時(shí)的0.493,αm,tip=17°時(shí)基本上能配平撲翼機(jī)自身的重力。再看推力系數(shù),如圖5(b)所示,平均推力系數(shù)隨著αm,tip的增大而減小,αm,tip=5°時(shí)為0.079,αm,tip=15°之后無(wú)推力產(chǎn)生甚至變?yōu)樽枇?。那么平均推力系?shù)的大小是僅與αm,tip有關(guān),還是由αm,tip和α0,tip共同決定?這里暫時(shí)還不好回答,需要進(jìn)一步的分析。αm,tip=17°時(shí)撲翼產(chǎn)生的升力基本能夠配平重力,但在α0,tip=15°的情況下,已無(wú)推力產(chǎn)生。因此,我們?cè)俟潭é羗,tip=17°不變,對(duì)α0,tip的值進(jìn)行試探,使得撲翼能夠產(chǎn)生升力配平重力的同時(shí),還能產(chǎn)生一定的推力。圖6是αm,tip=17°、α0,tip從15°增大到22°時(shí),計(jì)算出的周期平均升力和推力系數(shù)的變化情況。由圖6(a)可看出,平均升力系數(shù)幾乎保持常值不變,不隨α0,tip的變化而變化,結(jié)合前文的分析可知,平均升力的大小由αm,tip決定而非α0,tip。圖6(b)所示的平均推力系數(shù)表明,α0,tip≤17°時(shí)無(wú)推力產(chǎn)生甚至為阻力,α0,tip>17°時(shí)有推力產(chǎn)生,且推力隨α0,tip的增大而增大。至此可以確定的是,在給定的前飛速度、撲動(dòng)頻率和撲動(dòng)幅度條件下,平均推力的產(chǎn)生與αm,tip和α0,tip都有關(guān)系,是產(chǎn)生推力還是產(chǎn)生阻力由兩者共同決定。由于αm,tip、α0,tip分別反映了撲翼平面的初始扭轉(zhuǎn)程度和撲翼材料的柔性度,至此,不難知道,要成功研制能飛的撲翼機(jī),撲翼平面的初始扭轉(zhuǎn)程度、撲翼柔性材料的選擇以及兩者之間的合理搭配非常重要。需要指出的是,前文提到的周期平均推力是撲翼產(chǎn)生的凈推力,撲翼機(jī)機(jī)身、垂尾和平尾的阻力需要撲翼的凈推力來(lái)平衡。由于計(jì)算模型的機(jī)身被簡(jiǎn)化且忽略了垂尾平尾,其計(jì)算出的機(jī)身阻力系數(shù)僅為0.003,無(wú)疑要小于實(shí)際情況。有關(guān)撲翼機(jī)機(jī)身阻力的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)比較缺乏,但Pennycuick等通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測(cè)定的鳥類的數(shù)據(jù)可供參考,其軀體的阻力系數(shù)在0.05左右。因此,按照本文的計(jì)算結(jié)果,αm,tip=17°、α0,tip=22°時(shí),其產(chǎn)生的平均升力系數(shù)和平均推力系數(shù)分別為0.513、0.041,基本上可以同時(shí)配平重力和克服機(jī)身阻力。那么,本文以配平重力和克服阻力為條件確定的αm,tip和α0,tip與真實(shí)的撲翼機(jī)模型是否相符呢?撲翼?yè)鋭?dòng)過(guò)程中,α0,tip的值很難測(cè)量,但αm,tip的值可以通過(guò)測(cè)量靜態(tài)的撲翼得到,從翼根到翼梢,1/4、1/2和3/4翼展處的αm,tip大致為5°、10°、14°;而計(jì)算值按照線性分布,在這三個(gè)截面處對(duì)應(yīng)的αm,tip分別為4.3°、8.5°、12.8°,計(jì)算結(jié)果與撲翼的真實(shí)情況比較接近?，F(xiàn)在結(jié)合氣動(dòng)力的變化規(guī)律來(lái)分析一下?lián)湟硗瑫r(shí)產(chǎn)生升力和推力的機(jī)制。圖7所示為仿鳥撲翼一周期內(nèi)產(chǎn)生的升力和推力系數(shù)隨時(shí)間的變化規(guī)律(撲翼在最高位置時(shí)為一周期的開始點(diǎn))。不難看出,升力的產(chǎn)生主要在下?lián)潆A段,而推力的產(chǎn)生則主要在上撲階段。圖8為仿鳥撲翼氣動(dòng)力產(chǎn)生機(jī)制示意圖,可以較為直觀地解釋撲翼為什么能同時(shí)產(chǎn)生升力和推力。如圖8(a)所示,當(dāng)α0,tip>αm,tip>0時(shí),往下?lián)鋭?dòng)到中間位置,撲翼相對(duì)自由來(lái)流的迎角為負(fù),但由于有下?lián)涞乃俣?撲翼與相對(duì)氣流的迎角變成正值,作用在撲翼上的氣動(dòng)力垂直于弦線指向斜上方,該氣動(dòng)力在豎直和水平方向上的分量即為升力和推力。撲翼上撲時(shí),撲翼相對(duì)自由來(lái)流的迎角為正,但由于有上撲的速度,撲翼與相對(duì)氣流的迎角反而變?yōu)樨?fù)值,作用在撲翼上的氣動(dòng)力垂直弦線指向斜下方,其豎直方向的分量為負(fù)升力,水平方向的分量仍為推力。因此,周期平均推力大于零,又因?yàn)樯蠐溥^(guò)程負(fù)升力的峰值比下?lián)溥^(guò)程的升力峰值要小,故周期平均的升力為正,即同時(shí)產(chǎn)生升力和推力。當(dāng)αm,tip>α0,tip>0時(shí),如圖8(b)所示,下?lián)溥^(guò)程,撲翼相對(duì)自由來(lái)流的迎角為正,與相對(duì)氣流的迎角也為正,作用在撲翼上的氣動(dòng)力在豎直和水平方向上的分量分別為升力和阻力。上撲過(guò)程與圖8(a)的情況相同,產(chǎn)生負(fù)升力和推力。周期平均有升力產(chǎn)生,但由于下?lián)溥^(guò)程的阻力足夠大,使得周期平均的推力小于零而變成阻力。4壁面壓力分布特征圖9為一周期內(nèi)不同時(shí)刻仿鳥撲翼流場(chǎng)的等渦量圖,其中左列為俯視圖,右列為側(cè)視圖。撲翼從最高位置的零時(shí)刻往下?lián)鋭?dòng),在上翼面前緣形成前緣渦(LeadingEdgeVortex,LEV),由于翼面與相對(duì)氣流的迎角從翼根到翼梢逐漸增大,使得前緣渦在翼根處小、翼梢處大,空間上成錐形附著在上翼面上;同時(shí),在前緣渦發(fā)展壯大的過(guò)程中,翼尖渦(WingtipVortex,WV)也逐漸形成并壯大;到0.25T時(shí)刻,即下?lián)涞街虚g位置時(shí),前緣渦和翼尖渦的強(qiáng)度達(dá)到最大。繼續(xù)往下?lián)鋭?dòng),撲翼開始減速,前緣渦和翼尖渦開始擴(kuò)散,強(qiáng)度減弱,并最終從上翼面脫落。上撲過(guò)程,由于撲翼與相對(duì)氣流的迎角較小,在下翼面形成的前緣渦和翼尖渦的大小和強(qiáng)度相比下?lián)溥^(guò)程要小很多。仿鳥撲翼的非定常流場(chǎng)反映在壓力上的變化如圖10、圖11所示。圖10、圖11分別是一周期內(nèi)不同時(shí)刻仿鳥撲翼流場(chǎng)在2/3翼展處和x/L=0的弦向截面的壓力云圖,撲翼下?lián)潆A段,如t=0.15T、0.25T、0.35T和0.45T時(shí)刻,前緣渦導(dǎo)致?lián)湟砩媳砻娓浇臻g存在一低壓區(qū),同時(shí),翼尖渦的存在也使得上表面翼梢處有較低壓力區(qū),上下翼面之間的壓力差導(dǎo)致了升力的產(chǎn)生。上撲過(guò)程的壓力云圖與下?lián)溥^(guò)程有所不同,如t=0.75T、0.85T時(shí)刻,由于撲翼與相對(duì)氣流的迎角較小,前緣渦強(qiáng)度較小,使得下翼面的低壓區(qū)范圍和強(qiáng)度都較小,上下翼面的壓差也小了很多,但由于撲翼與自由來(lái)流的迎角為正,上下翼面的壓差導(dǎo)致有推力產(chǎn)生,同時(shí)也產(chǎn)生較小的負(fù)升力。由圖10和圖11可知,下?lián)潆A段產(chǎn)生的附著在上翼面的前緣渦對(duì)撲翼高升力的產(chǎn)生起著關(guān)鍵的作用。再來(lái)看看前緣渦和翼尖渦的空間分布特征。圖12是仿鳥撲翼下?lián)涞街虚g位置時(shí),y/b=1/2、2/3、5/6和1.0四個(gè)不同展向位置的截面壓力云圖和速度矢量圖。該圖表明,氣流在撲翼前緣處分離后又附著于上表面,從而產(chǎn)生前緣渦,從翼根到翼梢,前緣渦逐漸增大,并最終和翼尖渦融為一體。圖13是撲翼下?lián)涞街虚g位置時(shí),x/L=0、0.4、0.8、1.0四個(gè)不同弦向位置的截面壓力云圖和速度矢量圖。除前緣渦外,從該圖還可看出翼尖渦的形成和往下游發(fā)展的過(guò)程。x/L=0截面的速度矢量圖尚看不出翼尖渦的形態(tài),但其壓力云圖卻清楚表明翼尖渦的存在,即上翼面空間的低壓區(qū)大致分成兩部分,從翼根到接近翼梢處,為前緣渦的低壓區(qū),翼梢部分為翼尖渦形成的低壓區(qū);x/L=0.4截面處翼尖渦的形態(tài)已經(jīng)較為明顯,在翼梢處,下翼面氣流繞過(guò)翼梢流向上翼面空間并卷集匯聚成翼尖渦,往下游發(fā)展,翼尖渦逐漸變大,且渦核逐漸遠(yuǎn)離翼表面。有關(guān)流場(chǎng)壓力分布的定量分析如圖14所示。圖14(a)為一周期內(nèi)不同時(shí)刻撲翼2/3翼展截面處的壁面壓力系數(shù)分布,在下?lián)潆A段的0.15T、0.25T和0.35T時(shí)刻,上翼面有較大范圍的低壓區(qū),上下翼面之間有明顯的壓差,隨著撲翼的下?lián)?上翼面的前緣渦擴(kuò)散,低壓區(qū)范圍逐漸擴(kuò)大,壓力有所回升,最低壓力點(diǎn)往下游移動(dòng),如上翼面最低壓力系數(shù)在0.15T時(shí)刻為-2.65,在0.23L位置處;0.25T時(shí)刻為-2.36,在0.32L位置處;0.35T時(shí)刻為-2.07,在0.50L位置處。而上撲階段的0.65T和0.75T時(shí)刻,上下翼面的壓差則很小。在0.25T時(shí)刻,即撲翼下?lián)涞街虚g位置時(shí),不同展向截面的壁面壓力系數(shù)分布如圖14(b)所示,從翼根到翼梢,上表面的低壓區(qū)范圍逐漸擴(kuò)大,低壓區(qū)在弦向與弦長(zhǎng)的比例從1/3展長(zhǎng)處的約30%,增長(zhǎng)到1/2展長(zhǎng)處的約50%,直至2/3和5/6展長(zhǎng)處的80%,反映了前緣渦從翼根往翼梢呈錐形附著于上翼面的空間分布特征。通過(guò)前文的計(jì)算分析,在αm,tip=17°、α0,tip=22°時(shí),撲翼能維持巡航狀態(tài)的正常飛行,此時(shí)所需要的周期平均氣動(dòng)功率系數(shù)Cp,a為0.238,即有量綱的氣動(dòng)功率為Pa=0.5ρU3refSrefCp,a=3.58W。那么該計(jì)算結(jié)果是否合理呢?我們可以采用撲翼機(jī)的相關(guān)飛行數(shù)據(jù)做個(gè)初步的估計(jì)。撲翼機(jī)電機(jī)的輸入功率約為13.3W,電機(jī)的效率在50%～80%之間,齒輪傳動(dòng)機(jī)構(gòu)效率為95%,因此輸送到撲翼上的功率在6.3W～10.1W之間,這些功率包括了機(jī)械能、摩擦損失和氣動(dòng)功率等上述三部分,本文計(jì)算出的氣動(dòng)功率是整個(gè)功率一部分,低于該范圍內(nèi)的值,因此是合理的。再對(duì)仿鳥撲翼機(jī)和真實(shí)鳥類的氣動(dòng)功率做個(gè)比較。Rayner曾根據(jù)歐洲紅隼的飛行數(shù)據(jù)對(duì)它的氣動(dòng)功率做了分析。成年歐洲紅隼的體重約155g,半翼展35cm～40cm,重量和尺寸都比本文的仿鳥撲翼機(jī)模型稍大。歐洲紅隼的氣動(dòng)功率隨飛行速度的變化規(guī)律并與本文的仿鳥撲翼的比較如圖15所示。5仿鳥撲翼機(jī)的氣動(dòng)功率隨時(shí)間的變化規(guī)律撲翼所需的功率主要由三部分組成:慣性、重力和組織彈性變形存儲(chǔ)的機(jī)械能;組織彈性變形、關(guān)節(jié)摩擦等損失的機(jī)械能;為產(chǎn)生氣