王孝義 張玉華 董銀萍 邱 晗 陳富強(qiáng) 邱支振

安徽工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，馬鞍山，243002

半轉(zhuǎn)翼懸停和前進(jìn)飛行升力估算方法

王孝義 張玉華 董銀萍 邱 晗 陳富強(qiáng) 邱支振

安徽工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，馬鞍山，243002

在分析半轉(zhuǎn)翼運(yùn)動(dòng)模型和翼面氣流特點(diǎn)的基礎(chǔ)上，建立了懸停和前進(jìn)兩種飛行狀態(tài)下的半轉(zhuǎn)翼升力計(jì)算模型。根據(jù)半轉(zhuǎn)翼的運(yùn)動(dòng)特性，推導(dǎo)出適合半轉(zhuǎn)翼運(yùn)動(dòng)的升力計(jì)算解析表達(dá)式。結(jié)合半轉(zhuǎn)翼樣機(jī)參數(shù)，應(yīng)用導(dǎo)出的理論公式和基于CFD軟件的數(shù)值仿真模型，分別計(jì)算不同飛行條件下半轉(zhuǎn)翼的升力，獲得半轉(zhuǎn)翼懸停和前進(jìn)兩種飛行狀態(tài)下升力變化規(guī)律。理論計(jì)算與數(shù)值仿真所得升力曲線的對(duì)比驗(yàn)證了升力估算解析法的有效性和可行性。研究結(jié)果可為半轉(zhuǎn)翼飛行器的參數(shù)設(shè)計(jì)與升力預(yù)估提供理論指導(dǎo)。

半轉(zhuǎn)翼；懸停飛行；前進(jìn)飛行；升力計(jì)算

0 引言

動(dòng)物肢體運(yùn)動(dòng)形式雖各有不同，但本質(zhì)上都是“不對(duì)稱擺動(dòng)”[1]。擺動(dòng)是適應(yīng)肌肉特點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)形式，動(dòng)物利用這種不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生了高效而巧妙的運(yùn)動(dòng)效果，像鳥(niǎo)類和昆蟲(chóng)的飛行，機(jī)動(dòng)靈活，非常適合復(fù)雜環(huán)境下的活動(dòng)。撲翼飛行器是模仿鳥(niǎo)類或昆蟲(chóng)飛行方式的飛行器，因其在國(guó)防和民用領(lǐng)域的廣闊應(yīng)用前景而成為各國(guó)學(xué)者研究的熱點(diǎn)[2-5]。特別是在撲翼氣動(dòng)力研究方面，人們開(kāi)展了理論建模[6-7]、不同工況升力試驗(yàn)[8-12]以及基于CFD理論的數(shù)值仿真[13-14]等一系列的研究，取得了較為豐富的成果[15]。然而，撲翼的往復(fù)快速擺動(dòng)會(huì)產(chǎn)生較大慣性力[16-17]，導(dǎo)致?lián)湟盹w行器在大型化方面遇到了難以逾越的障礙[18]。在此背景下，安徽工業(yè)大學(xué)提出了一種能避免擺動(dòng)而只產(chǎn)生不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)的轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)——半轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)[1,19]，通過(guò)對(duì)半轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的不斷改進(jìn)，研制出一種簡(jiǎn)約化半轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)作為類撲翼飛行器驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。這種新型飛行驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、飛行驅(qū)動(dòng)效率高、適應(yīng)能力強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，可嘗試在大尺寸、高升力上取得突破，從而使大尺寸半轉(zhuǎn)翼飛行器成為可能。

在半轉(zhuǎn)翼飛行器的研制中，飛行器的升力預(yù)估是最基本的環(huán)節(jié)。半轉(zhuǎn)翼飛行器作為一種以轉(zhuǎn)動(dòng)替代擺動(dòng)的新型類撲翼系統(tǒng)，針對(duì)其升力特性方面的研究尚未展開(kāi)。本文通過(guò)分析基于簡(jiǎn)約化半轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的半轉(zhuǎn)翼運(yùn)動(dòng)模型和翼面氣流特點(diǎn)，對(duì)半轉(zhuǎn)翼飛行器懸停和前進(jìn)兩種飛行狀態(tài)下的升力形成進(jìn)行理論研究，旨在建立適合半轉(zhuǎn)翼運(yùn)動(dòng)的氣動(dòng)力模型，探索半轉(zhuǎn)翼飛行升力估算方法。

1 半轉(zhuǎn)翼運(yùn)動(dòng)及翼面氣流

1.1 半轉(zhuǎn)翼運(yùn)動(dòng)模型

半轉(zhuǎn)翼是一種適應(yīng)于飛行的簡(jiǎn)約化半轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的輸出構(gòu)件，也是半轉(zhuǎn)翼飛行器產(chǎn)生升力的工作構(gòu)件。如圖1所示，AB為半轉(zhuǎn)翼，翼展長(zhǎng)度為2a；O1C為曲柄，半徑為R。曲柄與半轉(zhuǎn)翼的鉸接中心C位于半轉(zhuǎn)翼的中部；定點(diǎn)O(又稱不動(dòng)點(diǎn))處安裝轉(zhuǎn)動(dòng)滑塊，使得定點(diǎn)O始終位于半轉(zhuǎn)翼AB上。

圖1 半轉(zhuǎn)翼的平面運(yùn)動(dòng)模型Fig.1 Planar motion model of HRW

因以上幾何約束作用，半轉(zhuǎn)翼在曲柄的帶動(dòng)下做平面運(yùn)動(dòng)，即繞定點(diǎn)O的轉(zhuǎn)動(dòng)以及隨鉸接中心C點(diǎn)的平移。在定點(diǎn)O建立固定坐標(biāo)系OXY，X軸通過(guò)曲柄轉(zhuǎn)動(dòng)中心O1，在動(dòng)點(diǎn)C建立動(dòng)坐標(biāo)系Cxy，x軸方向沿翼的展向。設(shè)ω為曲柄的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，則半轉(zhuǎn)翼轉(zhuǎn)動(dòng)角速度為ω/2，半轉(zhuǎn)翼上任意位置D的速度為

(1)

式中,φ為曲柄的轉(zhuǎn)角；x為D位置處沿翼展向的位置坐標(biāo)。

令x=0，得C點(diǎn)的速度

vC=ωR

(2)

由于C點(diǎn)位于半轉(zhuǎn)翼AB的中點(diǎn)，為防止B點(diǎn)從O點(diǎn)脫出， 必有a>2R。如圖1所示，當(dāng)半轉(zhuǎn)翼逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)到不動(dòng)點(diǎn)O的左側(cè)時(shí)，半轉(zhuǎn)翼逐漸向下運(yùn)動(dòng)，相當(dāng)于昆蟲(chóng)翅的下拍行程；當(dāng)半轉(zhuǎn)翼逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)到不動(dòng)點(diǎn)O的右側(cè)時(shí)，半轉(zhuǎn)翼逐漸向上運(yùn)動(dòng)，相當(dāng)于昆蟲(chóng)翅的上揮行程。據(jù)此，可將半轉(zhuǎn)翼運(yùn)動(dòng)區(qū)間分為下拍區(qū)和上揮區(qū)[1]。由圖1可知，下拍區(qū)和上揮區(qū)區(qū)間分別為-2Rsin(φ/2)

1.2 半轉(zhuǎn)翼翼面氣流與迎角

半轉(zhuǎn)翼飛行器有懸停和前進(jìn)兩種飛行狀態(tài)，兩種飛行狀態(tài)下的翼面氣流組成不同?？紤]到半轉(zhuǎn)翼翼片運(yùn)動(dòng)的周期性，對(duì)曲柄轉(zhuǎn)動(dòng)一周的過(guò)程進(jìn)行分析。

當(dāng)半轉(zhuǎn)翼飛行器處于懸停飛行狀態(tài)時(shí)，半轉(zhuǎn)翼的運(yùn)動(dòng)是平面運(yùn)動(dòng)，因其在運(yùn)轉(zhuǎn)中有明顯的展向伸縮運(yùn)動(dòng)，故翼片上會(huì)產(chǎn)生沿翼面展向分布的展向氣流，如圖2所示?？紤]到除翼片兩頂端的展向氣流外，翼面中間的展向氣流不能越過(guò)翼片，因而并不產(chǎn)生繞流作用，也就是說(shuō)展向氣流因繞流產(chǎn)生的升力甚小，因此，在翼面氣動(dòng)力元分析計(jì)算中可忽略展向氣流的作用，只考慮在翼面弦向截面內(nèi)的氣流作用。

圖2 懸停時(shí)半轉(zhuǎn)翼翼面氣流Fig.2 Airflow distribution on the surface of HRW in hovering flight

考慮翼面與靜止空氣的相對(duì)速度，氣流的速度沿半轉(zhuǎn)翼弦向的分布是均勻的，而沿展向的分布是變化的。半轉(zhuǎn)翼上任意位置D的氣流速度v可用式(1)計(jì)算，方向與vD相反，氣流與半轉(zhuǎn)翼的迎角α為vD與翼面切向夾角之銳角，規(guī)定下拍區(qū)α為正，上揮區(qū)α為負(fù)。由圖1可得，懸停狀態(tài)下氣流迎角

(3)

當(dāng)半轉(zhuǎn)翼飛行器以速度v0前進(jìn)飛行時(shí)(圖3)，相當(dāng)于飛行器固定而前方有-Z方向的來(lái)流，速度大小為v0，來(lái)流在半轉(zhuǎn)翼上產(chǎn)生弦向氣流。此時(shí)翼片上既有展向氣流也有弦向氣流，將半轉(zhuǎn)翼任意點(diǎn)的展向氣流速度分解為平行于翼面的分量vx和垂直于翼面的分量vy。如前所述,平行于翼面的展向氣流分量對(duì)飛行升力的貢獻(xiàn)甚微,可忽略不計(jì)(故圖3中只給出弦向氣流示意)；前方來(lái)流產(chǎn)生的弦向繞流可產(chǎn)生較大升力，此外在弦向截面內(nèi)還應(yīng)考慮vy對(duì)氣流相對(duì)速度的影響，于是可得氣流相對(duì)速度

圖3 前進(jìn)時(shí)半轉(zhuǎn)翼翼面氣流Fig.3 Airflow distribution on the surface of HRW in forward flight

(4)

vy=ω(Rsin(φ/2)+x/2)

前進(jìn)狀態(tài)下氣流迎角用γ表示， 則由圖3中v0和vy關(guān)系可得

(5)

由式(5)可見(jiàn)，氣流迎角與作用點(diǎn)在弦向的位置無(wú)關(guān)，而與來(lái)流速度v0、曲柄轉(zhuǎn)速ω、轉(zhuǎn)角φ及作用點(diǎn)在展向的位置x有關(guān)。令x=0，C點(diǎn)在前進(jìn)狀態(tài)下迎角

(6)

因sin(φ/2)∈[0,1]，故C點(diǎn)迎角最大值

γCmax=arctan(ωR/v0)

(7)

2 半轉(zhuǎn)翼懸停飛行升力估算

2.1 懸停飛行升力元

在靜止空氣中懸停飛行時(shí)，氣流相對(duì)翼片的速度只由翼片上相應(yīng)點(diǎn)的速度決定。沿展向的位置不同，氣流的速度和迎角都是變化的，半轉(zhuǎn)翼上各點(diǎn)處的氣動(dòng)力也不同。

沿展向取氣動(dòng)力元(圖4)，dD是對(duì)應(yīng)迎角α的阻流力元，它們?cè)诠潭ㄗ鴺?biāo)系Y方向上的投影構(gòu)成阻流升力元；dL是對(duì)應(yīng)迎角α的繞流力元。懸停時(shí)繞流只能沿展向發(fā)生，可忽略展向氣流的繞流作用，故懸停時(shí)只需計(jì)算阻流升力。由于懸停飛行時(shí)絕大多數(shù)時(shí)間處于大迎角狀態(tài)，故采用平板大攻角氣動(dòng)力的近似計(jì)算公式[20]來(lái)估算其阻流升力。需要指出的是，半轉(zhuǎn)翼在下拍區(qū)產(chǎn)生向上的升力，在上揮區(qū)產(chǎn)生向下的負(fù)“升力”。

圖4 懸停時(shí)半轉(zhuǎn)翼氣動(dòng)力元Fig.4 Aerodynamic element of HRW in hovering flight

2.2 懸停飛行的升力

懸停飛行時(shí)的升力按阻流升力計(jì)算，阻流力元計(jì)算式為

dD=0.5CD1ρhv2sin2αdx

(8)

式中，ρ為空氣的密度；CD1為懸停飛行時(shí)的壓差阻力系數(shù)，由實(shí)驗(yàn)測(cè)定。

進(jìn)一步可得下拍區(qū)和上揮區(qū)的阻流升力元統(tǒng)一表達(dá)式：

dFLB=-dDcos(φ/2+α)

(9)

對(duì)阻流升力元沿展向在全翼進(jìn)行積分，得全翼升力FLB(即懸停飛行總升力FL)：

(10)

3 半轉(zhuǎn)翼前進(jìn)飛行升力估算

由1.2節(jié)分析可知，前進(jìn)飛行狀態(tài)下半轉(zhuǎn)翼飛行升力主要考慮弦向氣流的影響。氣流的速度和迎角沿弦向是固定不變的(不計(jì)翼邊界效應(yīng))，但兩者隨來(lái)流速度v0、曲柄轉(zhuǎn)速ω、曲柄轉(zhuǎn)角φ以及作用點(diǎn)沿展向的位置x的變化而變化。為區(qū)分小迎角和大迎角工況，以半轉(zhuǎn)翼展向?qū)ΨQ中點(diǎn)C的迎角γC作為判定量。令進(jìn)入小迎角區(qū)的臨界迎角為γ0，則|γC|<γ0為小迎角狀態(tài)，而|γC|≥γ0為大迎角狀態(tài)。

3.1 半轉(zhuǎn)翼前進(jìn)飛行升力元

如圖5所示，沿半轉(zhuǎn)翼的展向截取弦向氣流氣動(dòng)力元，氣動(dòng)力元的前緣為半轉(zhuǎn)翼的前緣。半轉(zhuǎn)翼沿展向任意微段dx受到繞流力元dL和阻流力元dD，dF代表dL和dD在垂直翼面方向分力的合力。飛行升力元dFL為dF在鉛垂Y方向的分力。迎角γ規(guī)定逆時(shí)針為正，順時(shí)針為負(fù)，由圖5可知下拍區(qū)γ為正，上揮區(qū)γ為負(fù)。

圖5 前進(jìn)時(shí)半轉(zhuǎn)翼弦向氣動(dòng)力元Fig.5 Aerodynamic element of chordwise HRW in forward flight

3.2 小迎角條件下弦向繞流升力

小迎角時(shí)，繞流升力由繞翼環(huán)量確定。圖5中，半轉(zhuǎn)翼弦向氣流氣動(dòng)力元上的環(huán)量

(11)

任意展向長(zhǎng)度為dx的翼元上由弦向氣流產(chǎn)生的繞流力元

dLS=ρvΓdx=πρv2hsinγdx

(12)

進(jìn)一步可得下拍區(qū)和上揮區(qū)的繞流升力元統(tǒng)一表達(dá)式：

(13)

對(duì)繞流升力元在全翼進(jìn)行積分，可得小迎角條件下(|γC|<γ0)全翼弦向繞流升力

(14)

3.3 大迎角條件下弦向繞流升力

對(duì)半轉(zhuǎn)翼大迎角條件下弦向氣流產(chǎn)生升力的分析，仍采用平板大攻角繞流氣動(dòng)力的近似計(jì)算公式估算繞流升力與阻流升力。

大迎角(|γC|≥γ0)時(shí)，任意展向長(zhǎng)度為dx的翼元上由弦向氣流產(chǎn)生的繞流力元

dLL=0.5CD2ρv2hsinγcosγdx

(15)

其中，CD2為前進(jìn)飛行時(shí)的壓差阻力系數(shù)，一般也通過(guò)實(shí)驗(yàn)測(cè)定。需要指出的是，前進(jìn)和懸停飛行條件下壓差阻力系數(shù)并不相同。

進(jìn)一步可得下拍區(qū)和上揮區(qū)弦向氣流產(chǎn)生的繞流升力元統(tǒng)一表達(dá)式：

(16)

對(duì)繞流升力元在全翼進(jìn)行積分，可得大迎角條件下全翼弦向繞流升力

(17)

3.4 半轉(zhuǎn)翼前進(jìn)飛行阻流升力

半轉(zhuǎn)翼前進(jìn)時(shí)的阻流升力主要出現(xiàn)在大迎角范圍內(nèi)。大迎角時(shí)，任意展向長(zhǎng)度為dx的翼元上由弦向氣流產(chǎn)生的氣動(dòng)阻流力元

dD=0.5CD2ρv2hsin2γdx

(18)

進(jìn)一步可得下拍區(qū)和上揮區(qū)弦向氣流產(chǎn)生的阻流升力元統(tǒng)一表達(dá)式：

(19)

對(duì)阻流升力元在全翼進(jìn)行積分，可得大迎角條件下全翼弦向阻流升力：

(20)

3.5 前進(jìn)飛行總升力

半轉(zhuǎn)翼前進(jìn)飛行總升力FL為弦向繞流升力FLA和弦向阻流升力FLB的合力。在一個(gè)運(yùn)動(dòng)周期內(nèi)，F(xiàn)L根據(jù)迎角不同而分段計(jì)算，即

(21)

其中，F(xiàn)LAS、FLAL、FLB分別用式(14)、式(17)和式(20)計(jì)算。

4 半轉(zhuǎn)翼升力估算方法的數(shù)值驗(yàn)證

為驗(yàn)證半轉(zhuǎn)翼升力估算理論模型，根據(jù)已研制的半轉(zhuǎn)翼樣機(jī)(圖6)模型參數(shù)，采用前述升力公式對(duì)不同飛行條件下的升力進(jìn)行預(yù)估計(jì)算，并將理論計(jì)算結(jié)果與相同條件下利用XFLOW軟件數(shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。

圖6 半轉(zhuǎn)翼樣機(jī)(對(duì)稱布置雙翼片)Fig.6 HRW prototype with double symmetrical wings

4.1 升力估算實(shí)例

半轉(zhuǎn)翼樣機(jī)主要尺寸參數(shù)：曲柄半徑R=0.06 m，翼片展向長(zhǎng)度2a=0.282 m，弦向長(zhǎng)度h=0.2 m。空氣密度ρ=1.225 kg/m3。懸停飛行狀態(tài)下壓差阻力系數(shù)CD1由實(shí)驗(yàn)測(cè)得(其值為4.1)。前進(jìn)飛行時(shí)取γ0=π/9，壓差阻力系數(shù)CD2采用Dickinson等[12]通過(guò)實(shí)驗(yàn)修正得到的經(jīng)驗(yàn)值3.46。設(shè)置四種懸停飛行條件(曲柄轉(zhuǎn)速ω為6π rad/s，10π rad/s，20π rad/s，30π rad/s)和六種前進(jìn)飛行條件(ω=20π rad/s,v0=2 m/s；ω=30π rad/s,v0=2 m/s；ω=20π rad/s,v0=3 m/s；ω=30π rad/s,v0=3 m/s；ω=20π rad/s,v0=6 m/s；ω=30π rad/s,v0=6 m/s)，分別計(jì)算上述飛行條件下曲柄運(yùn)轉(zhuǎn)一周內(nèi)不同位置對(duì)應(yīng)的半轉(zhuǎn)翼懸停和前進(jìn)飛行升力理論值。另外，根據(jù)半轉(zhuǎn)翼樣機(jī)的尺寸參數(shù)，在流體動(dòng)力學(xué)仿真軟件XFLOW中建立數(shù)值仿真模型，設(shè)定相關(guān)參數(shù)，分別針對(duì)以上飛行條件，對(duì)半轉(zhuǎn)翼懸停和前進(jìn)飛行的升力進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，獲得升力仿真值。

4.2 理論計(jì)算結(jié)果與仿真結(jié)果的比較分析

圖7所示為半轉(zhuǎn)翼懸停飛行理論升力和仿真升力曲線比較，同時(shí)反映出不同曲柄轉(zhuǎn)速下的升力變化規(guī)律。隨著曲柄轉(zhuǎn)速的增大，升力增大，且升力增大倍數(shù)近似等于轉(zhuǎn)速增大倍數(shù)的平方。圖8所示為半轉(zhuǎn)翼前進(jìn)飛行時(shí)的理論升力和仿真升力曲線比較，同時(shí)也反映出不同前進(jìn)飛行條件下升力變化規(guī)律。來(lái)流速度相同時(shí)，升力隨曲柄轉(zhuǎn)速增大而增大；曲柄轉(zhuǎn)速相同時(shí)，來(lái)流速度增大，升力變化卻較小，說(shuō)明平行于翼面的氣流對(duì)半轉(zhuǎn)翼升力影響不大。

(a)ω=6π rad/s

(b)ω=10π rad/s

(c)ω=20π rad/s

(d)ω=30π rad/s圖7 半轉(zhuǎn)翼懸停飛行理論升力和仿真升力曲線Fig.7 Lift curves of HRW in hovering flight by theoretical calculation and numerical simulation

綜合圖7和圖8可見(jiàn)：①理論計(jì)算升力和仿真升力的變化趨勢(shì)基本一致，兩者誤差小于20%，說(shuō)明半轉(zhuǎn)翼飛行升力的理論估算方法是有效的。②在曲柄行至中間位置，即半轉(zhuǎn)翼水平下拍瞬間，半轉(zhuǎn)翼飛行升力達(dá)到最大值，情況與實(shí)際相符。③懸停飛行時(shí)，半轉(zhuǎn)翼升力只與曲柄轉(zhuǎn)速有關(guān)；前進(jìn)飛行時(shí)，半轉(zhuǎn)翼升力主要取決于曲柄轉(zhuǎn)速，來(lái)流速度對(duì)升力的影響比曲柄轉(zhuǎn)速的影響小得多。

導(dǎo)致理論計(jì)算升力和仿真升力存在誤差的主要原因是理論與仿真的計(jì)算條件不同，理論估算中假定翼片在理想的靜止流場(chǎng)中運(yùn)動(dòng)，而仿真計(jì)算中模仿真實(shí)流場(chǎng)考慮了翼片對(duì)流場(chǎng)的擾動(dòng)。因此，圖7中仿真值小于理想狀態(tài)的理論值，而且轉(zhuǎn)速越高，翼片對(duì)流場(chǎng)的擾動(dòng)越強(qiáng)烈，導(dǎo)致理論值與仿真值的偏差越大。另外，由于翼片的運(yùn)動(dòng)平面與來(lái)流方向垂直，來(lái)流會(huì)把翼片運(yùn)動(dòng)區(qū)域內(nèi)的擾動(dòng)帶向下游，減少了翼片運(yùn)動(dòng)流場(chǎng)中的擾動(dòng)程度，從而提高了升力數(shù)值；而且來(lái)流速度越大，帶走擾動(dòng)的能力越強(qiáng)，所以圖8中當(dāng)轉(zhuǎn)速相同時(shí)，隨著來(lái)流速度提高，仿真值與理論值的誤差變小。

(a)ω=20π rad/s,v0=2 m/s (b)ω=30π rad/s,v0=2 m/s (c)ω=20π rad/s,v0=3 m/s

(d)ω=30π rad/s,v0=3 m/s (e)ω=20π rad/s,v0=6 m/s (f)ω=30π rad/s,v0=6 m/s圖8 半轉(zhuǎn)翼前進(jìn)飛行理論升力和仿真升力曲線Fig.8 Lift curves of HRW in forward flight by theoretical calculation and numerical simulation

5 結(jié)論

(1)半轉(zhuǎn)翼懸停飛行時(shí)，翼面氣動(dòng)力主要為由法向氣流產(chǎn)生的阻流升力，建立了適合半轉(zhuǎn)翼運(yùn)動(dòng)的阻流升力計(jì)算模型，導(dǎo)出了升力計(jì)算公式，可以估算半轉(zhuǎn)翼懸停飛行狀態(tài)下的升力大小。

(2)半轉(zhuǎn)翼前進(jìn)飛行時(shí)，升力主要來(lái)源于弦向氣流。建立了適合半轉(zhuǎn)翼運(yùn)動(dòng)的弦向流升力計(jì)算模型，根據(jù)氣流迎角的不同，導(dǎo)出了升力計(jì)算公式，可以估算半轉(zhuǎn)翼前進(jìn)飛行狀態(tài)下的升力大小。

(3)應(yīng)用導(dǎo)出的表達(dá)式計(jì)算不同飛行條件下半轉(zhuǎn)翼的升力，獲得了半轉(zhuǎn)翼懸停和前進(jìn)兩種飛行狀態(tài)下升力變化規(guī)律。懸停飛行時(shí)，隨著曲柄轉(zhuǎn)速的增大，升力近似按與轉(zhuǎn)速的平方成正比的規(guī)律增大；前進(jìn)飛行時(shí)，半轉(zhuǎn)翼升力主要取決于曲柄轉(zhuǎn)速，與平行于翼面的前進(jìn)速度關(guān)系不大。

(4)比較計(jì)算升力曲線與CFD數(shù)值仿真所得的升力曲線，兩者變化趨勢(shì)一致，最大誤差小于20%。驗(yàn)證了升力估算解析法的有效性和可行性，可為分析半轉(zhuǎn)翼飛行器的參數(shù)設(shè)計(jì)和升力預(yù)估提供重要的、便于應(yīng)用的理論分析工具。

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(編輯 陳 勇)

Lift Estimation of HRWs in Hovering and Forward Flights

WANG Xiaoyi ZHANG Yuhua DONG Yinping QIU Han CHEN Fuqiang QIU Zhizhen

School of Mechanical Engineering, Anhui University of Technology, Ma’anshan, Anhui,243002

The lift models of HRW in hovering and forward flights were proposed based on analyses of the motion models of HRW and flow characteristics on the surfaces of the wing. According to the motion characteristics of HRW, the analytical expressions of lift were further derived. The lifts under different flight conditions were calculated using derived formula and numerical simulation based on CFD software respectively with same HRW prototype parameters, by which the changing rule of HRW lift in hovering and forward flights could be also got. The comparisons of lift curves between the theoretical calculation and the numerical simulation demonstrated that the analytical method to estimate lift of HRW is effective and feasible. The research results mentioned above may provide important theoretical guidance for the parameter designs and lift prediction of the HRW air vehicles.

half-rotating wing(HRW); hovering flight; forward flight; lift estimation

2016-10-10

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(51375014)

V212

10.3969/j.issn.1004-132X.2017.15.005

王孝義，男，1970年生。安徽工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院教授、博士。主要研究方向?yàn)榉律鷻C(jī)械、數(shù)字化設(shè)計(jì)與制造。E-mail：wangxy@ahut.edu.cn。張玉華，男，1961年生。安徽工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院教授。董銀萍，女，1989年生。安徽工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院碩士研究生。邱 晗，男，1976年生。安徽工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院實(shí)驗(yàn)師。陳富強(qiáng)，男，1960年生。安徽工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院副教授。邱支振，男，1946年生。安徽工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院教授。