張 慶 葉正寅

?(西安航空學(xué)院飛行器學(xué)院,西安 710077)

?(南洋理工大學(xué)機(jī)械與航空工程學(xué)院,新加坡 639798)

??(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安 710072)

引言

自20 世紀(jì)90 年代開始,微型飛行器(micro aerial vehicle,MAV)一直是新型飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域內(nèi)的前沿方向和研究熱點(diǎn)[1-3].近十年來,隨著微機(jī)電系統(tǒng)加工制造技術(shù)的進(jìn)步以及消費(fèi)級(jí)微型無人機(jī)的廣泛需求,MAV 更是引起了航空領(lǐng)域內(nèi)的極大關(guān)注.一般來說,MAV 的尺寸小于15 cm,起飛總重小于200 g,飛行速度約為10 m/s[4].因?yàn)樗某叽缧?質(zhì)量小,所以可以更方便地去執(zhí)行一些常規(guī)尺寸飛行器難以完成的特殊任務(wù)[4-6].但是,由于尺寸小,飛行速度低,MAV 的飛行雷諾數(shù)很低(101～103),由此帶來了一系列的低雷諾數(shù)氣動(dòng)問題,這時(shí)常規(guī)飛行器(雷諾數(shù)在106以上)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的原理和方法已經(jīng)不再適用[4].比如,固定翼MAV 翼面的氣流很容易發(fā)生分離,導(dǎo)致氣動(dòng)效率和操縱效率急劇下降,因而航程、航時(shí)以及飛行穩(wěn)定性顯著降低.研究表明,雷諾數(shù)在106～107時(shí),光滑翼最大升阻比的量級(jí)是102～103,而雷諾數(shù)在104以下時(shí),其最大升阻比的量級(jí)在100以下[4].此外,由于飛行速度較低,MAV 很容易受到環(huán)境中的陣風(fēng)和大氣湍流的影響,從而造成操縱特性和飛行穩(wěn)定性的顯著下降[7].

由于低雷諾數(shù)流動(dòng)的特點(diǎn),目前將客機(jī)或戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼氣動(dòng)構(gòu)型直接縮比設(shè)計(jì)出來的MAV 的氣動(dòng)效率較低,當(dāng)前MAV 的進(jìn)一步發(fā)展和應(yīng)用遇到了新的技術(shù)瓶頸[4-5].為了提高M(jìn)AV 的氣動(dòng)性能和飛行穩(wěn)定性,必須開展新型氣動(dòng)布局的研究,以探索更加適合未來MAV 的氣動(dòng)構(gòu)型形式.

自然界眾多動(dòng)物具有優(yōu)異的飛行能力,這與它們的可根據(jù)飛行狀態(tài)進(jìn)行自適應(yīng)的翅膀息息相關(guān).以雨燕為例,它一生中大部分時(shí)間都與翅膀有關(guān),如覓食、求偶、遷徙、棲息等活動(dòng)[8-13].雨燕的翅膀在滑翔時(shí)呈后掠鐮刀狀,水洞實(shí)驗(yàn)研究證實(shí)這種構(gòu)型會(huì)在翅膀表面產(chǎn)生出穩(wěn)定的前緣渦,從而產(chǎn)生穩(wěn)定的渦升力[10-15].這與三角翼布局戰(zhàn)斗機(jī)的前緣渦升力類似[16-24].但是,研究表明,雨燕翅膀的臂翼段的前緣是光滑的,而手翼段的前緣是尖的.光滑前緣產(chǎn)生附著流動(dòng),而尖前緣會(huì)產(chǎn)生分離流動(dòng),從而帶來附加渦升力[10].針對(duì)簡(jiǎn)單的后掠三角翼,已有眾多文獻(xiàn)研究過前緣形狀對(duì)渦流發(fā)展特性和總體氣動(dòng)性能的影響規(guī)律[25-28].文獻(xiàn)[25]對(duì)50?后掠三角翼的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果證明,前緣斜切對(duì)氣動(dòng)特性有顯著影響,迎風(fēng)面斜切可以顯著提升失速前的升力,而背風(fēng)面斜切可以顯著提高失速迎角和最大升阻比.文獻(xiàn)[26]的水洞試驗(yàn)結(jié)果也證實(shí),在低雷諾數(shù)流動(dòng)條件下,三角翼氣動(dòng)特性與前緣渦的演化密切相關(guān).

考慮到雨燕的手翼會(huì)通過羽毛改變前緣外形以適應(yīng)不同的飛行狀態(tài),由于前緣渦的發(fā)展和演化與眾多物理因素有關(guān)[10-12],目前對(duì)仿生三角翼前緣變形帶來的渦流特性改變以及氣動(dòng)效應(yīng)變化還未有明確結(jié)論[27-28].為了定量探討前緣形狀對(duì)仿生布局渦流結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)特性的影響,本文以類似雨燕翅膀的中等后掠三角翼為研究對(duì)象,采用數(shù)值模擬方法,研究了低雷諾數(shù)流動(dòng)條件下具有不同前緣鈍度的仿雨燕三角翼的渦流演化性態(tài)和總體氣動(dòng)性能變化情況,明確了不同雷諾數(shù)時(shí)前緣形狀對(duì)渦流強(qiáng)度和渦破裂位置的影響規(guī)律.在當(dāng)前大力發(fā)展新型微型飛行器的時(shí)代背景下,希望本文的探索性研究能為未來微型仿生飛行器的設(shè)計(jì)和制造提供一定的理論基礎(chǔ)和技術(shù)支撐.

1 幾何模型、計(jì)算方法以及算例驗(yàn)證

愛丁堡大學(xué)Viola 團(tuán)隊(duì)對(duì)前緣斜切角60?的普通三角翼和仿雨燕三角翼進(jìn)行了水洞實(shí)驗(yàn)研究,采用粒子成像測(cè)速法(particle image velocimetry,PIV)技術(shù)觀測(cè)了兩種翼的渦流結(jié)構(gòu),結(jié)果證實(shí),仿雨燕三角翼后緣幾何外形收縮對(duì)于前緣渦結(jié)構(gòu)沒有明顯影響[9].作者指出,三角翼的渦流結(jié)構(gòu)可能與前緣外形有關(guān),為了厘清此問題,本文在Viola 研究基礎(chǔ)之上,設(shè)計(jì)了具有不同前緣斜切角的普通三角翼和仿雨燕三角翼模型,然后對(duì)這些模型在與雨燕滑翔飛行類似的流動(dòng)條件下的渦流結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值仿真,以探索三角翼布局的渦流發(fā)展特性和總體氣動(dòng)特性.

本文的普通三角翼和仿生三角翼與Viola 水洞實(shí)驗(yàn)所用模型完全一致,另外,由于實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷那熬壭鼻薪铅?為60?,為了研究前緣形狀對(duì)渦流特性的影響規(guī)律,增加了前緣沒有斜切以及斜切角30?的兩種情況,因此,普通三角翼和仿生三角翼均有β=0?,β=30?,β=60?三種前緣外形.圖1 是兩種三角翼模型幾何參數(shù)的定義(β=30?),兩個(gè)翼的前緣點(diǎn)和后緣點(diǎn)沿著弦向的距離均為l=0.15 m,展長(zhǎng)均為b=0.25 m,厚度為t=0.01 m,前緣后掠角均為Λ=50?,仿雨燕式的三角翼的上翼面翼根弦長(zhǎng)為Cr=0.065 m.升力/阻力系數(shù)的參考面積取各自的投影面積,分別為0.018 75 m2和0.008 125 m2.自由來流風(fēng)速V∞=1.538 6 m/s,壓力為101 325 Pa,迎角α 變化范圍為0?～20?,計(jì)算間隔為2?,基于前后緣弦向距離l的雷諾數(shù)Re=1.58×104.

圖1 三角翼布局幾何參數(shù)Fig.1 Geometric parameters for delta wings

本文數(shù)值模擬的重點(diǎn)在于驗(yàn)證計(jì)算方法對(duì)低雷諾數(shù)流動(dòng)的氣動(dòng)力計(jì)算以及對(duì)三角翼渦流流動(dòng)細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)的捕捉能力,考慮到計(jì)算工具的魯棒性,選擇商業(yè)軟件ANSYS Fluent 19.5 作為本文的流場(chǎng)模擬工具,所有的計(jì)算工作在新加坡南洋理工大學(xué)高性能計(jì)算中心Gekko 集群上完成.前期的研究結(jié)果證明,S-A湍流模型可以比較精確地捕捉三角翼表面的渦流結(jié)構(gòu),因此本文流場(chǎng)求解部分采用基于S-A 湍流模型的有限體積法[29-31],計(jì)算網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,不同區(qū)域的網(wǎng)格分布情況詳見圖2.遠(yuǎn)場(chǎng)為長(zhǎng)方體,流向X、展向Y和法向Z的尺寸分別為40b,40b,200t.對(duì)于普通三角翼,上下表面采用單塊Y 形網(wǎng)格分布,對(duì)于仿生三角翼,上下表面采用左右側(cè)對(duì)稱的兩塊Y形網(wǎng)格分布,如圖2(b)所示.附面層第一層高度為1.661×10?4m(相應(yīng)的y+=1.0),如圖2(c)所示.如圖2(a)所示,長(zhǎng)方體遠(yuǎn)場(chǎng)的左側(cè)邊界為速度入口,右側(cè)邊界為壓力出口,下側(cè)和前后側(cè)邊界為速度入口,而上側(cè)邊界在迎角為0?時(shí)是速度入口,而在迎角為正時(shí)是壓力出口邊界.此外,需要說明的是,在低雷諾數(shù)流動(dòng)條件下左右兩側(cè)渦流相互干擾作用很微弱,整個(gè)流場(chǎng)關(guān)于Y=0 平面是完全對(duì)稱的,本文所有流場(chǎng)仿真都是定常結(jié)果.

圖2 不同位置的網(wǎng)格分布情況Fig.2 Computational grid distribution at different positions

圖3 迎角為0?,10?,20?時(shí)對(duì)稱面壓力系數(shù)對(duì)比Fig.3 Comparison of pressure coefficients at symmetry at angle of attack 0?,10?,20?

高質(zhì)量的網(wǎng)格是精確數(shù)值模擬的前提,為了驗(yàn)證本文計(jì)算方法的網(wǎng)格無關(guān)性,首先采用由疏到密的四套網(wǎng)格分別計(jì)算了普通三角翼(β=0?)在迎角為0?,10?和20?時(shí)機(jī)翼表面對(duì)稱面處的壓力系數(shù)分布情況,詳細(xì)結(jié)果如圖3 所示.四套網(wǎng)格由疏到密,物面三角形每條邊的節(jié)點(diǎn)數(shù)分別為29,61,121,161,相應(yīng)的流體域六面體網(wǎng)格單元總數(shù)分別為248 000,1 008 000,3 492 000,5 136 000.由圖可知,網(wǎng)格越密,計(jì)算結(jié)果越精確.在對(duì)比的三個(gè)迎角下,第三套網(wǎng)格的模擬結(jié)果和第四套網(wǎng)格模擬結(jié)果幾乎完全重合,說明繼續(xù)加密網(wǎng)格對(duì)計(jì)算精度沒有明顯的提高作用,因此,本文以下所有的網(wǎng)格尺度和規(guī)模都與第三套網(wǎng)格類似.

2 數(shù)值模擬結(jié)果及分析

為了厘清前緣削尖角度和收縮后緣對(duì)低雷諾數(shù)三角翼渦流結(jié)構(gòu)和總體氣動(dòng)性能的影響規(guī)律,本節(jié)從氣動(dòng)力系數(shù)和渦流演化結(jié)構(gòu)兩個(gè)方面來定量探究這些特性.

2.1 氣動(dòng)特性

圖4 分別是不同迎角時(shí)六個(gè)模型的升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD以及升阻比K的對(duì)比圖,需要注意的是,所有圖中“Swift”代表仿雨燕式后緣收縮的三角翼,而“Delta”代表普通三角翼.從圖4(a)可以看出,在前緣沒有斜切時(shí),普通三角翼和仿雨燕三角翼的升力系數(shù)變化趨勢(shì)類似,都是隨迎角增大而增大,在0?迎角時(shí)由于對(duì)稱性,兩者的升力均為0,迎角繼續(xù)增大,仿雨燕翼的升力比普通三角翼稍低,10?迎角時(shí)仿雨燕翼的升力比普通三角翼低6%,20?時(shí)低3%.雖然兩種翼在前緣沒有斜切時(shí)升力系數(shù)變化規(guī)律類似,但是,前緣斜切以后兩種翼呈現(xiàn)出完全相反的升力變化趨勢(shì).從圖4(a)中可以看出,對(duì)于普通三角翼,斜切角越大,相應(yīng)的升力越小,迎角越大,升力減小越嚴(yán)重.對(duì)于斜切角30?的模型,10?迎角時(shí)的升力比無斜切模型低9%,而20?時(shí)低23%.而對(duì)于斜切角60?的模型,10?迎角時(shí)的升力比無斜切模型低15%,而20?時(shí)低31%.相反,對(duì)于仿雨燕三角翼,斜切角越大,相應(yīng)的升力越大(迎角小于18?時(shí)),迎角越小,升力增大越明顯.對(duì)于斜切角30?的模型,10?迎角時(shí)的升力比無斜切模型高14%.而對(duì)于斜切角60?的模型,10?迎角時(shí)的升力比無斜切模型高28%.迎角為18?時(shí),三個(gè)模型升力系數(shù)接近,而迎角為20?時(shí),無斜切模型的升力系數(shù)稍大于有斜切的兩個(gè)模型.值得注意的是,迎角為0?時(shí),對(duì)于仿雨燕翼,前緣斜切產(chǎn)生了較大的正升力,而對(duì)于普通三角翼,前緣斜切產(chǎn)生了較小的負(fù)升力.

從圖4(b)可以看出,在前緣沒有斜切時(shí),普通三角翼和仿雨燕三角翼的阻力系數(shù)變化趨勢(shì)類似,都是隨迎角增大而增大,但是,仿雨燕翼的阻力比普通三角翼大得多,0?迎角時(shí)仿雨燕翼的阻力比普通三角翼大108%,10?,20?時(shí)分別為65%,37%.從前緣斜切效果來看,對(duì)于普通三角翼,前緣斜切使阻力減小,斜切角越大,阻力減小效果越明顯.迎角越小,阻力減小效果越明顯.對(duì)于斜切角30?的模型,0?,20?迎角時(shí)的阻力比無斜切模型分別降低10%,2%.而于斜切角60?的模型,0?,20?迎角時(shí)的阻力比無斜切模型分別降低33%,16%.對(duì)于仿雨燕三角翼,斜切角為60?時(shí),0?,20?迎角時(shí)的阻力比無斜切模型分別降低35%,3%,這與普通三角翼類似.而斜切角為30?時(shí),迎角小于8?時(shí),斜切模型的阻力系數(shù)比無斜切模型小,而迎角大于8?時(shí),斜切模型的阻力系數(shù)比無斜切模型大.0?迎角時(shí)的阻力比無斜切模型小11%,而8?,20?迎角時(shí)的阻力分別比無斜切模型大2%,6%.

從圖4(c)可以看出,在前緣沒有斜切時(shí),普通三角翼和仿雨燕三角翼的升阻比變化趨勢(shì)類似,都是隨迎角增大而增大,但是,由于仿雨燕翼的阻力系數(shù)遠(yuǎn)大于普通三角翼,因此仿雨燕翼的升阻比遠(yuǎn)小于普通三角翼,在0?,10?,20?三個(gè)迎角下,仿雨燕翼的升阻比相對(duì)于普通三角翼分別減小72%,43%,29%.從前緣斜切效果來看,對(duì)于普通三角翼,前緣斜切使升力減小,阻力也減小,小迎角(小于8?)時(shí)升力阻力減小幅度類似,因此升阻比變化不大,迎角繼續(xù)增大,升力減小幅度增大,阻力減小幅度降低,因此升阻比小于無斜切情況.而由于斜切角為30?,60?時(shí)的升力阻力變化幅度類似,因此這兩個(gè)模型的升阻比較為接近.對(duì)于仿雨燕三角翼,由于斜切角為60?時(shí)更明顯的增升減阻作用,該模型的升阻比相比無斜切模型有顯著的增大,迎角越小,增大越明顯.迎角為2?時(shí),增大幅度為414%,而迎角為10?時(shí),增大幅度為41%,而迎角為18?時(shí),增大幅度僅為3%.相比之下,斜切角為30?時(shí),由于迎角大于8?時(shí),阻力系數(shù)會(huì)明顯大于無斜切情況,所以此時(shí)升阻比變化比斜切角為60?時(shí)更復(fù)雜.具體來說,迎角小于14?時(shí),斜切模型升阻比比無斜切模型更大,迎角大于14?時(shí),升阻比較小.迎角為2?時(shí),升阻比增大幅度為167%,而迎角為10?時(shí),增大幅度僅為19%,而迎角為18?時(shí),升阻比降低了6%.

2.2 渦流演化特性

近期的眾多研究結(jié)果表明,飛行動(dòng)物翅膀產(chǎn)生的前緣渦可以在升力產(chǎn)生和機(jī)動(dòng)飛行中發(fā)揮重要作用[33-37].從上節(jié)的氣動(dòng)力系數(shù)變化情況可知,迎角和斜切角共同決定了三角翼上翼面的渦流發(fā)展特性以及總體氣動(dòng)特性.由于三角翼的總體氣動(dòng)特性與上翼面的渦流發(fā)展和演化特性緊密相關(guān),本節(jié)以數(shù)值模擬結(jié)果為基礎(chǔ),探討了不同情況下前緣渦的結(jié)構(gòu)特征以及翼面的壓力系數(shù)和摩擦系數(shù)變化情況.

圖5 是六個(gè)不同三角翼模型在三個(gè)選定迎角(0?,10?,20?)下渦核附近的流線對(duì)比圖,而圖6 是相應(yīng)的物面在不同流向位置(x/l=40%,80%)的壓力系數(shù)CP的對(duì)比圖,圖7 是物面在不同展向位置(2y/b=0,50%)的壓力系數(shù)CP的對(duì)比圖,圖8 是物面在不同展向位置(2y/b=0,50%)的摩擦系數(shù)Cf的對(duì)比圖.三角翼渦流起源于上下翼面之間強(qiáng)烈的壓差引起的對(duì)流[38-40],壓差越大,渦流強(qiáng)度也越大.從圖5 中每個(gè)模型在三個(gè)不同迎角下的渦流結(jié)構(gòu)來看,迎角越大,上下表面壓差越大,渦流強(qiáng)度越大(最小壓力值越小).對(duì)于普通三角翼,迎角為0?時(shí),主渦位置靠近前緣,而迎角增大到10?,主渦位置向?qū)ΨQ面移動(dòng),迎角繼續(xù)增大,主渦位置沒有明顯變化,但是渦流結(jié)構(gòu)在接近后緣位置發(fā)生明顯膨脹.此外,值得注意的是,對(duì)于前緣斜切60?,迎角為0?的情況,由于前緣斜面的對(duì)流動(dòng)的加速作用,來流向下翼面聚集,所以上翼面沒有渦流產(chǎn)生.對(duì)于仿雨燕三角翼,在迎角和前緣斜切角都較小的情況下,后緣的滯止區(qū)在來流的誘導(dǎo)下會(huì)形成沿著后緣的渦流,該渦流會(huì)在翼尖附近與上翼面的主渦融合.總的來看,相對(duì)于普通三角翼來說,仿雨燕翼后緣的收縮對(duì)上翼面主渦的位置和強(qiáng)度沒有顯著影響,但是會(huì)使渦核的膨脹/破裂位置固定在后緣附近,從而使上翼面一直保持為低壓區(qū).

從前緣斜切角來看,對(duì)于普通三角翼,前緣斜切角越大,上下翼面壓差越大,渦流強(qiáng)度也越大(最大壓力值越大),渦核膨脹位置更靠前.但是,對(duì)于仿雨燕三角翼,由于后緣收縮后形成的滯止區(qū)渦流,前緣渦的形成和發(fā)展受到顯著影響.迎角為0?時(shí),對(duì)于沒有斜切,以及斜切角為30?的兩個(gè)模型,上翼面主渦和后緣渦在翼尖融合,對(duì)于斜切角為60?的情況,來流向下翼面聚集,所以上翼面沒有渦流產(chǎn)生,但是后緣渦仍然存在.迎角為10?時(shí),無斜切情況下還存在后緣渦,而有斜切的兩個(gè)模型后緣已經(jīng)沒有后緣渦產(chǎn)生,從主渦來看,斜切角為30?時(shí)渦流強(qiáng)度較大.迎角為20?時(shí),三種斜切角模型均沒有后緣渦產(chǎn)生,斜切角為30?時(shí)渦流強(qiáng)度較大.

圖5 不同模型不同迎角時(shí)背風(fēng)區(qū)渦流結(jié)構(gòu)對(duì)比Fig.5 Comparison of leeward vortical structures at different angles of attack for different models

圖5 不同模型不同迎角時(shí)背風(fēng)區(qū)渦流結(jié)構(gòu)對(duì)比(續(xù))Fig.5 Comparison of leeward vortical structures at different angles of attack for different models(continued)

從圖6 和圖7 來看,對(duì)于普通三角翼,前緣斜切角越大,下翼面渦核位置對(duì)應(yīng)的低壓值越小,因?yàn)樯碓从谏舷卤砻娴膲毫Σ?所以前緣斜切角越大,下表面壓力越小(0?迎角時(shí)甚至比上表面相應(yīng)位置壓力還小),升力損失越嚴(yán)重.對(duì)于仿生三角翼,雖然斜切角對(duì)上翼面的壓力改變不大,但是,由于后緣的突然收縮,前緣斜切面的高壓區(qū)起到主要作用,因此,斜切角越大,升力越大.這也與圖4(a)的結(jié)論一致.而由于上下表面的壓差增大,相應(yīng)的壓差阻力也比較大.

圖8 是不同模型物面不同展向位置處摩擦系數(shù)的對(duì)比圖,摩擦系數(shù)定義為,由于剪應(yīng)力與速度梯度成正比,所以在渦核附近位置會(huì)出現(xiàn)摩擦系數(shù)極大值點(diǎn),圖中的拐點(diǎn)代表物面的渦流分離或附著線.在對(duì)稱面2y/b=0,迎角和斜切角變化時(shí)渦流的位置和強(qiáng)度有明顯變化,這與摩擦系數(shù)的位置和強(qiáng)度變化剛好吻合.而在2y/b=50%位置,摩擦系數(shù)的位置隨渦流的變化而變化,摩擦系數(shù)的數(shù)值沒有明顯改變.而由于阻力來源于物面壓力和摩擦力的積分,由此可見,渦流強(qiáng)度和位置的改變引起的摩擦阻力變化很小,圖4(b)中阻力的變化與渦流引起的壓力變化關(guān)系更密切.

3 結(jié)論

本文采用數(shù)值模擬方法,對(duì)仿雨燕三角翼布局在低雷諾數(shù)(Re=1.58×104)流動(dòng)條件下的氣動(dòng)特性進(jìn)行了深入探索,定量研究了前緣和后緣幾何特征對(duì)渦流結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)特性的影響規(guī)律,結(jié)果表明:

(1)總的來看,迎角和前緣斜切角決定三角翼上翼面的渦流強(qiáng)度,迎角決定流場(chǎng)中壓力的最小值,而前緣斜切角決定流場(chǎng)中壓力的最大值.

圖6 不同模型不同迎角時(shí)弦向物面壓力系數(shù)對(duì)比Fig.6 Comparison of chordwise pressure coefficient at different angles of attack for different models

圖7 不同模型不同迎角時(shí)展向物面壓力系數(shù)對(duì)比Fig.7 Comparison of spanwise pressure coefficient at different angles of attack for different models

圖8 不同模型不同迎角時(shí)展向物面摩擦系數(shù)對(duì)比Fig.8 Comparison of spanwise skin friction coefficient at different angles of attack for different models

(2)前緣斜切對(duì)普通三角翼和仿生三角翼的升力影響效果剛好相反,前緣斜切角越大,仿生三角翼升力增大越明顯,而普通三角翼升力降低越明顯.

(3)仿生三角翼的收縮后緣使上翼面主渦的膨脹/破裂位置幾乎固定在后緣處,因此上翼面一直存在穩(wěn)定的渦流低壓區(qū),仿生三角翼的升力系數(shù)比普通三角翼大,小迎角下更明顯.斜切角越大,增升效果越明顯.

(4)由于后緣存在明顯的后緣渦,并且后緣長(zhǎng)度大于普通三角翼,仿生三角翼的阻力比普通三角翼大,并且主要是壓差阻力而不是摩擦阻力.

數(shù)值模擬結(jié)果表明,相對(duì)于簡(jiǎn)單三角翼,后緣逐漸收縮的仿雨燕三角翼在低雷諾數(shù)、大前緣削尖角、小迎角的情況下具有明顯的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì),是未來微型無人機(jī)的一個(gè)很好的氣動(dòng)布局型式.本文的研究局限于固定后掠的情況,沒有考慮變后掠與翼變形引起的氣動(dòng)干擾效應(yīng),未來仍需繼續(xù)深入研究.此外,未來需要深入研究左右非對(duì)稱變形氣動(dòng)效應(yīng).

致謝本文全部數(shù)值模擬工作在新加坡南洋理工大學(xué)超性能計(jì)算中心Gekko 集群上完成,所需超算資源和計(jì)算費(fèi)用由南洋理工大學(xué)機(jī)械與航空工程學(xué)院Chan Wai Lee 提供,在此特表感謝.