倪思彤，史方銳，孫曉晶

（上海理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院/上海市動(dòng)力工程多相流動(dòng)與傳熱重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 200093）

作為無污染的可再生能源，風(fēng)能和水流能的開發(fā)和應(yīng)用目前得到越來越廣泛的重視［1-2］。撲翼作為一種可以從流體（風(fēng)或水流）中提取能量的獲能裝置，因其能量轉(zhuǎn)換效率不高長期以來沒有得到廣泛應(yīng)用，探索提升其獲能特性的有效途徑已經(jīng)成為新能源開發(fā)利用的熱點(diǎn)之一。主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)可根據(jù)實(shí)際需要靈活調(diào)節(jié)激勵(lì)參數(shù)以控制流場，該技術(shù)通常比被動(dòng)控制技術(shù)對效率的提升效果更好，因而受到研究人員的青睞。目前應(yīng)用在撲翼上的主動(dòng)控制技術(shù)主要集中在擺動(dòng)式格尼襟翼及柔性變形兩類。柔性撲翼通過主動(dòng)控制翼型產(chǎn)生變形影響其前緣渦的發(fā)展演化，提高上、下翼面的相對壓力差，從而可以產(chǎn)生更高的推力或升力［3-5］。而在撲翼尾緣安裝主動(dòng)式格尼襟翼則是利用襟翼的擺動(dòng)改變翼型彎度，改善翼型的氣動(dòng)特性，增強(qiáng)其做功性能，使撲翼的獲能效率最高可提升22%［6-8］。

環(huán)量控制（circulation control）是一種常見的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)。該技術(shù)通過在翼型圓弧后緣兩側(cè)表面設(shè)置切向射流，利用流體在曲面外表面流動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的柯恩達(dá)效應(yīng)，推遲邊界層流動(dòng)分離，增加翼型環(huán)量，進(jìn)而提高翼型的升力［9］。Frith等［10］嘗試用環(huán)量控制器替代傳統(tǒng)飛機(jī)的操縱舵面進(jìn)行試驗(yàn)，探究應(yīng)用環(huán)量控制技術(shù)操縱飛機(jī)的可行性。齊萬濤等［11］發(fā)現(xiàn)雙射流環(huán)量控制器在較低的動(dòng)量系數(shù)下可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)姿態(tài)控制功能，增加其縱向穩(wěn)定性，并能夠顯著提高升力，并改善飛行器的短距起降性能。目前環(huán)量控制方法開始逐漸被應(yīng)用于提升風(fēng)力機(jī)翼型的氣動(dòng)特性。鄭無計(jì)等［12］探究了環(huán)量控制技術(shù)對超臨界翼型氣動(dòng)特性的影響，結(jié)果表明在合適的動(dòng)量系數(shù)下，環(huán)量控制方法可使翼型在較小的迎角工況下產(chǎn)生更高的升力，從而具有更好的氣動(dòng)特性。喬晨亮等［13］針對實(shí)施環(huán)量控制后的鈍尾緣翼型性能進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)翼型的氣動(dòng)特性明顯改善，且具有比傳統(tǒng)翼型更高的升阻比。雷玉昌等［14］對環(huán)量控制翼型的氣動(dòng)力遲滯效應(yīng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究了其在非定常運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的性能，發(fā)現(xiàn)在小迎角下提高環(huán)量動(dòng)量系數(shù)有助于減小氣動(dòng)力遲滯效應(yīng)，而在大迎角下使用高動(dòng)量系數(shù)環(huán)量控制則可能導(dǎo)致翼型表面動(dòng)態(tài)失速提前。此外，雷玉昌等［15］還探究了采用脈沖射流影響環(huán)量控制翼型氣動(dòng)性能的規(guī)律，結(jié)果表明，與定常射流相比，采用脈沖射流提高環(huán)量控制翼型在大迎角下的氣動(dòng)特性的效果更為顯著，且所需射流的質(zhì)量流量更小。杜海等［16］設(shè)計(jì)了一種多級環(huán)量控制翼型，并采用粒子圖像測速（PIV）技術(shù)對其增升效果進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)測試，發(fā)現(xiàn)采用多級環(huán)量比單級環(huán)量控制技術(shù)在增升效果和降低能耗方面更有優(yōu)勢。Shires等［17］對具有不同尾緣的環(huán)量控制葉片的垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能進(jìn)行了對比分析，結(jié)果表明：在低動(dòng)量系數(shù)下，橢圓弧尾緣翼型的升阻比系數(shù)更大。Wilhelm等［18］采用數(shù)值方法探究了動(dòng)態(tài)環(huán)量控制對垂直軸風(fēng)力機(jī)性能的影響，發(fā)現(xiàn)動(dòng)態(tài)環(huán)量控制系統(tǒng)可在提升垂直軸風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用率的同時(shí)降低射流動(dòng)量需求。Gorle等［19］對采用環(huán)量控制技術(shù)的升力型直葉片垂直軸風(fēng)力機(jī)和水輪機(jī)的獲能效率進(jìn)行了分析，發(fā)現(xiàn)與連續(xù)環(huán)量控制相比局部可變環(huán)量控制提升風(fēng)力機(jī)功率輸出的效果更為明顯。而將環(huán)量控制方法用于提高撲翼型裝置獲能效率的研究尚未見報(bào)道。

本文提出一種新型環(huán)量控制撲翼型獲能器，采用數(shù)值模擬方法對這種撲翼的氣動(dòng)性能進(jìn)行了分析，并將其獲能效率與傳統(tǒng)撲翼及表面施加協(xié)同射流控制撲翼進(jìn)行對比，以驗(yàn)證新型撲翼的獲能特性。此外，還在四種射流速度變化模型即連續(xù)式、方波式、正弦式和三角波式下對新型撲翼獲能性能進(jìn)行數(shù)值模擬，探究不同射流噴射模式在能耗需求和提升撲翼氣動(dòng)性能方面的不同。

1 數(shù)值方法

為方便研究，撲翼運(yùn)動(dòng)模式可簡化為升沉運(yùn)動(dòng)和繞某點(diǎn)的俯仰運(yùn)動(dòng)的合運(yùn)動(dòng)。撲翼運(yùn)動(dòng)簡化模型示意圖如圖1所示，其中：c為撲翼弦長；U∞為來流速度；H(t)為翼片在垂直方向上的位移；t為時(shí)間；H0為升沉幅值，表示翼片在垂直方向上最大位移的絕對值；θ(t)為俯仰角度，表示來流方向與翼型弦線方向的夾角；θ0為俯仰幅值，表示最大俯仰角度；d為撲翼掃掠面積，在二維中即為撲翼尾緣掃掠高度。

圖1 撲翼運(yùn)動(dòng)簡化模型示意圖Fig.1 Heaving and pitching motion of a flapping wing

升沉運(yùn)動(dòng)和俯仰運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)方程定義為

式中：f為翼型撲動(dòng)頻率；φ為升沉運(yùn)動(dòng)與俯仰運(yùn)動(dòng)之間的相位角，取φ=90°。

對式（1）、式（2）求導(dǎo)得到撲翼的升沉速度與俯仰角速度分別為

式中：Vy(t)為撲翼瞬時(shí)升沉速度；ω(t)為撲翼瞬時(shí)俯仰角速度。

撲翼運(yùn)動(dòng)時(shí)可將流體作用于撲翼的力分解為升沉力Fy和俯仰力矩M，升沉力做功Py(t)和俯仰力矩做功Pθ(t)之和為獲能總功率P，即

式中：和分別為時(shí)均升沉功率系數(shù)和時(shí)均俯仰功率系數(shù)；CY為 升沉力系數(shù)，CY(t)=為密度；CM為俯仰力矩系數(shù)，為翼型撲動(dòng)周期。

環(huán)量控制射流功率Pj為

式中：vj為 射流出口流速；Aj為射流口面積。

射流介質(zhì)和來流介質(zhì)相同，所以來流介質(zhì)密度ρ∞和射流介質(zhì)密度ρj相同。因此射流能量系數(shù)Cj為

一個(gè)周期內(nèi)平均射流耗能系數(shù)為

環(huán)量控制撲翼的凈獲能效率ηnet計(jì)算式為

2 網(wǎng)格及模型驗(yàn)證

本文研究所用的環(huán)量控制翼型是在NACA0012的基礎(chǔ)上修改而來，在距離前緣75%弦長處(l=75%c)的翼型尾緣兩側(cè)分別開設(shè)高度h為0.2%c的射流口，并生成半圓弧形柯恩達(dá)尾緣。環(huán)量控制撲翼翼型示意圖如圖2所示。采用Pointwise網(wǎng)格劃分軟件繪制撲翼網(wǎng)格，并利用Fluent軟件中用戶自定義函數(shù)(UDF) 計(jì)算動(dòng)網(wǎng)格，將內(nèi)部非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格域設(shè)置為變形域（deforming），通過給定的運(yùn)動(dòng)方程與控制參數(shù)實(shí)現(xiàn)計(jì)算過程中的網(wǎng)格重構(gòu)。計(jì)算域及邊界條件和撲翼表面局部網(wǎng)格放大圖如圖3所示，其中：I為內(nèi)部計(jì)算域；II為外部計(jì)算域。內(nèi)部計(jì)算域I為動(dòng)網(wǎng)格域，半徑為3c，采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格組成，對翼型前緣及射流口附近網(wǎng)格進(jìn)行加密，并且第一層網(wǎng)格高度為1×10-4，滿足描述壁面網(wǎng)格厚度的無量綱數(shù)Y+≈1；外部計(jì)算域II為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格域，半徑為30c，計(jì)算域I與II通過交界面（interface）連接。翼型表面設(shè)置為無滑移壁面，進(jìn)、出口邊界條件分別為速度入口與壓力出口。

圖2 環(huán)量控制撲翼翼型示意圖Fig.2 Schematic diagram of a circulation controlled flapping wing

圖3 計(jì)算域及邊界條件和撲翼表面局部網(wǎng)格放大圖Fig.3 Computational domain,boundary conditions and enlarged view of the mesh

為保證數(shù)值模擬的時(shí)間精度與空間精度，在三組工況參數(shù)下分別對時(shí)間步長與網(wǎng)格數(shù)量的變化對計(jì)算結(jié)果的無關(guān)性進(jìn)行驗(yàn)證。經(jīng)過一系列計(jì)算，并綜合考慮計(jì)算精度及資源消耗，選擇中網(wǎng)格（網(wǎng)格數(shù)量約為120 000）和時(shí)間步長T/2 000作為后續(xù)計(jì)算的基準(zhǔn)參數(shù)。

為了驗(yàn)證數(shù)值模擬的可信度，將模擬結(jié)果與文獻(xiàn)中的實(shí)驗(yàn)值[20]和模擬值[21]進(jìn)行了對比，結(jié)果如圖4所示。根據(jù)文獻(xiàn)[20]中的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，選取NACA0012翼型為模擬對象，雷諾數(shù)Re=13 800，折合頻率f*=0.16，升沉幅值H0=1.23c，俯仰幅值θ0=85.9°。以空氣為工質(zhì)，選擇Spalart-Allmaras湍流模型進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算。本文采用的二維模擬方法忽略了受翼型三維展向長度的影響導(dǎo)致計(jì)算得到的升力系數(shù)偏大于實(shí)驗(yàn)值，但兩者整體變化趨勢具有較好的一致性，且與文獻(xiàn)[21]中的模擬值吻合良好，從而驗(yàn)證了本文數(shù)值方法的可靠性。

圖4 本文模擬得到的升沉力系數(shù)與文獻(xiàn)中實(shí)驗(yàn)值和模擬值的對比Fig.4 Comparison of the coefficient of heaving force between the obtained results and the results in the literatures

3 結(jié)果與討論

3.1 環(huán)量控制撲翼與協(xié)同射流控制撲翼獲能效率的對比

對翼型尾緣采用環(huán)量控制的撲翼的氣動(dòng)性能進(jìn)行數(shù)值模擬，升沉幅值H0/c= 1.23，俯仰幅值θ0=70°，并將結(jié)果與采用協(xié)同射流控制的撲翼獲能效果進(jìn)行對比。協(xié)同射流控制撲翼翼型示意圖如圖5所示，據(jù)文獻(xiàn)[22]中的研究結(jié)果，將前緣噴氣口設(shè)置在翼型吸力面距離前緣 3%c處，高度為0.6%c，尾緣吸氣口設(shè)置在翼型吸力面距離前緣85%c處，高度為1.2%c。

圖5 協(xié)同射流控制撲翼翼型示意圖Fig.5 Schematic diagram of a co-flow jet control flapping wing

圖6為動(dòng)量系數(shù)Cμ= 0.20時(shí)傳統(tǒng)撲翼、環(huán)量控制撲翼（CC）和協(xié)同射流控制撲翼（CFJ）獲能效率的對比?？梢钥吹剑c傳統(tǒng)撲翼相比，采用環(huán)量控制方法在所有折合頻率下對獲能效率均有明顯的提升效果，且當(dāng)射流的動(dòng)量系數(shù)即能耗相同時(shí)，環(huán)量控制撲翼獲能效率的提升幅度顯著高于協(xié)同射流控制撲翼，表明該方法在降低能耗、提升獲能效率方面具有一定的優(yōu)勢。

圖6 相同動(dòng)量系數(shù)下傳統(tǒng)撲翼、環(huán)量控制撲翼和協(xié)同射流控制撲翼獲能效率的對比Fig.6 Comparison of energy harvesting efficiency between the baseline，circulation control flapping wing and co-flow jet flapping wing

圖7為當(dāng)f *= 0.12、Cμ=0.20時(shí)，傳統(tǒng)撲翼與施加主動(dòng)控制撲翼的升沉力系數(shù)CY、俯仰力矩系數(shù)CM、升沉力做功系數(shù)CPY和俯仰力矩做功系數(shù)CPθ在一個(gè)周期內(nèi)的變化。在整個(gè)運(yùn)動(dòng)周期內(nèi)，傳統(tǒng)撲翼和環(huán)量控制撲翼的升沉力系數(shù)曲線均在t=0.45T時(shí)出現(xiàn)第二個(gè)峰值，且與升沉速度的同步性較好；而協(xié)同射流控制撲翼的升沉力系數(shù)曲線僅存在一個(gè)峰值，在t=0.30T～ 0.50T時(shí)升沉力驟降，因此在一個(gè)周期內(nèi)，升沉力在部分時(shí)刻做負(fù)功。協(xié)同射流控制撲翼的俯仰力矩在一個(gè)周期內(nèi)始終與其速度的同步性較差，導(dǎo)致俯仰力矩始終做負(fù)功。雖然傳統(tǒng)撲翼和環(huán)量控制撲翼的俯仰力矩與其速度在近半個(gè)周期內(nèi)同步性較好，而施加環(huán)量控制增大了俯仰力矩幅值，因此環(huán)量控制撲翼俯仰力矩所做正功與負(fù)功皆高于傳統(tǒng)撲翼?？傮w而言，尾緣采用環(huán)量控制大大提高了撲翼上受到的升沉力，使翼型做功能力顯著增強(qiáng)。

圖7 傳統(tǒng)撲翼與施加主動(dòng)控制撲翼的CY、CPY、CM 和CPθ 在一個(gè)周期內(nèi)的變化Fig.7 Variations of CY, CPY，CM and CPθ curves of the baseline and active flow controlled flapping wing in one period

圖8、圖9為傳統(tǒng)撲翼、環(huán)量控制撲翼和協(xié)同射流控制撲翼在不同時(shí)刻繞流流場瞬時(shí)壓力云圖和渦量云圖。在t=0.25T時(shí)，與傳統(tǒng)撲翼相比，環(huán)量控制撲翼與協(xié)同射流控制撲翼兩側(cè)壓差均大幅增加，且升沉速度達(dá)到峰值，與升沉力同步性較好，因此升沉力做功最為顯著。在t=0.45T時(shí)，俯仰力矩做功占功率輸出的主要部分，傳統(tǒng)撲翼和環(huán)量控制撲翼吸力面均存在負(fù)壓區(qū)，但環(huán)量控制撲翼的負(fù)壓區(qū)范圍更廣，且強(qiáng)度高于傳統(tǒng)撲翼，因而此時(shí)環(huán)量控制撲翼升沉力幅值最高。環(huán)量控制吸力面負(fù)壓區(qū)的存在同時(shí)阻礙了翼型前緣的上仰運(yùn)動(dòng)趨勢，因此產(chǎn)生了阻礙翼型運(yùn)動(dòng)的俯仰力矩，使俯仰力矩做負(fù)功。協(xié)同射流的噴氣口位于翼型前緣，吸氣口位于翼型尾緣，協(xié)同射流的存在完全抑制了一個(gè)周期內(nèi)前緣渦的產(chǎn)生與發(fā)展，導(dǎo)致?lián)湟碓谶\(yùn)動(dòng)周期內(nèi)不能合理利用前緣渦與升沉-俯仰耦合運(yùn)動(dòng)相匹配所獲得較高的獲能效率。此外，協(xié)同射流控制撲翼吸力面尾緣為正壓區(qū)，會(huì)產(chǎn)生阻礙尾緣下俯運(yùn)動(dòng)的俯仰力矩，使俯仰力矩對撲翼整體獲能的貢獻(xiàn)變成負(fù)值。

圖8 t=0.25T時(shí)傳統(tǒng)撲翼、環(huán)量控制撲翼和協(xié)同射流控制撲翼繞流流場對比Fig.8 Comparison of the flow field around a flapping wing among the baseline, circulation controlling and co-flow jet controlling at t=0.25T

圖9 t=0.45T時(shí)傳統(tǒng)撲翼、環(huán)量控制撲翼和協(xié)同射流控制撲翼繞流流場對比Fig.9 Comparison of the flow field around a flapping wing among the baseline , circulation controlling and co-flow jet controlling at t=0.45T

3.2 射流噴射模式對環(huán)量控制撲翼性能的影響

為了進(jìn)一步降低環(huán)量控制中施加射流所需的能耗，對不同環(huán)量控制方法對撲翼性能的影響進(jìn)行了研究。圖10為不同射流模式下射流速度變化。對四種射流模式（連續(xù)式、方波式、正弦式和三角波式）下該新型撲翼獲能性能進(jìn)行數(shù)值模擬，探究不同射流模式在能耗需求和提升撲翼氣動(dòng)性能效果方面的不同。

圖10 不同噴射模式的射流速度變化Fig.10 Evolution of the jet velocity under different jet patterns

圖11(a) 為不同射流模式下的環(huán)量控制撲翼在不同折合頻率下的獲能效率對比。方波式環(huán)量控制撲翼的獲能效率整體最高，連續(xù)式環(huán)量控制撲翼的次之，正弦式和三角波式的相近，其中在低頻及高頻工況下，三角波式環(huán)量控制撲翼的獲能效率均低于正弦式。與傳統(tǒng)撲翼相比，環(huán)量控制撲翼的獲能效率最高可達(dá)到47.51%（方波式環(huán)量控制撲翼，f*=0.12,l=75%c,θ0=70°,Cμ=0.20），但環(huán)量控制作為主動(dòng)控制方法，能耗問題不可忽視，各射流控制模式的能耗可根據(jù)式(10)～(12)計(jì)算得出。

圖11 不同射流模式下環(huán)量控制撲翼的獲能效率與獲能凈效率對比Fig.11 Comparison of the energy harvesting efficiency and net energy harvesting efficiency of a circulation controlled flapping wing with different jet patterns

圖11(b) 為不同射流模式下環(huán)量控制撲翼在不同折合頻率下考慮射流能耗后得到的凈獲能效率。從圖中可知，由于連續(xù)式環(huán)量控制撲翼的射流速度在整個(gè)周期內(nèi)均保持峰值，方波式環(huán)量控制撲翼能耗為連續(xù)式的一半，而正弦式與三角波式環(huán)量控制撲翼的射流速度僅在某些時(shí)刻保持較高水平，因此連續(xù)式撲翼的能耗最高，方波式、正弦式和三角波式的能耗依次降低，其中三角波式環(huán)量控制撲翼的獲能凈效率最高，在f*=0.12工況下可達(dá)38.77%。

選擇f*= 0.12典型工況下的流場對不同射流模式影響撲翼獲能效率的規(guī)律進(jìn)行深入分析。撲翼的升沉力系數(shù)CY、 俯仰力矩系數(shù)CM、升沉力做功系數(shù)CPY和 俯仰力矩做功系數(shù)CPθ在f*=0.12時(shí)的變化如圖12示。從升沉力系數(shù)來看，低頻時(shí)升沉力方向與運(yùn)動(dòng)方向始終保持一致，升沉力做正功。連續(xù)式和方波式撲翼在運(yùn)動(dòng)前期升沉力較大，當(dāng)正弦式和三角波式撲翼的射流速度逐漸增大至峰值后，除方波式撲翼外其余三種撲翼的升沉力大小幾乎一致。在0.25T～0.50T及0.75T～ 1T時(shí)方波式撲翼射流速度為0，三角波式和正弦式撲翼的射流速度從峰值逐漸減小至0，因此這三種撲翼產(chǎn)生的升沉力相近且均小于連續(xù)式撲翼。從俯仰力矩的角度來看，其方向在大部分時(shí)間內(nèi)都與俯仰角速度方向相反，導(dǎo)致俯仰力矩在一個(gè)周期內(nèi)負(fù)功輸出較多。表1為一個(gè)周期內(nèi)不同射流模式下環(huán)量控制撲翼的平均升沉力做功系數(shù)、平均俯仰力矩做功系數(shù)、平均功率系數(shù)和獲能效率的對比?？傮w來說，雖然方波式和連續(xù)式撲翼的俯仰力矩輸出負(fù)功較多，但幅值均較小，且方波式撲翼上受到的升沉力輸出正功遠(yuǎn)高于其他三種撲翼，因此采用方波式射流的環(huán)量控制撲翼的獲能效率最高。

表1 不同射流模式下環(huán)量控制撲翼的獲能效率對比（f＊ =0.12）Tab.1 Comparison of the energy harvesting efficiency of a circulation controlled flapping wing with different jet patterns at f＊ = 0.12

圖12 不同射流模式下環(huán)量控制撲翼的CY、CPY 、CM和CPθ在一個(gè)周期內(nèi)的變化Fig.12 Variations of CY, CPY, CM and CPθ of a circulation controlled flapping wing with different jet patterns in one period

圖13為當(dāng)f*=0.12時(shí)，采用不同射流控制模式下環(huán)量控制撲翼分別在t=0.25T和0.55T時(shí)繞流流場瞬時(shí)壓力云圖及渦量云圖。當(dāng)撲翼運(yùn)動(dòng)至t=0.25T時(shí)，與其他三種射流方式相比，采用方波式射流模式的撲翼前緣明顯產(chǎn)生了沿翼型吸力面運(yùn)動(dòng)的前緣渦，其誘導(dǎo)產(chǎn)生的負(fù)壓區(qū)會(huì)增大吸力面負(fù)壓區(qū)的范圍，增大翼型環(huán)量，促使撲翼產(chǎn)生較大的升沉力。從瞬時(shí)壓力云圖可看出，采用方波式射流模式的撲翼兩側(cè)存在較大的壓差，而此時(shí)撲翼升沉速度達(dá)到最值，故升沉力做功最為顯著。當(dāng)t=0.55T時(shí)翼型處于順時(shí)針運(yùn)動(dòng)狀態(tài)時(shí)，升沉速度較低，而俯仰角速度位于峰值附近，故升沉力做功較少，功率輸出主要由俯仰力矩貢獻(xiàn)，但俯仰力矩方向與俯仰角速度方向相反，因此此時(shí)俯仰力矩做負(fù)功。撲翼從水平位置開始運(yùn)動(dòng)，翼型吸力面與壓力面相互交替。受射流產(chǎn)生的負(fù)壓區(qū)影響，此時(shí)連續(xù)式射流撲翼翼型的下翼面正壓與負(fù)壓相抵消，表現(xiàn)為僅在壓力面尾部存在小范圍的正壓區(qū)。而方波式射流撲翼因在0.25T～ 0.50T和0.75T～T時(shí)無射流，吸力面不存在大范圍的負(fù)壓區(qū)，因此在交替后的壓力面存在較大范圍的正壓區(qū)，因此在t=0.55T時(shí)連續(xù)式射流撲翼產(chǎn)生的升沉力小于方波式射流撲翼。而正是由于壓力面尾緣正壓區(qū)的存在，其與上翼面的負(fù)壓區(qū)相結(jié)合產(chǎn)生了使撲翼逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的俯仰力矩，從而削弱了方波式射流撲翼俯仰力矩做正功的效果。正弦式和三角波式射流撲翼吸力面射流速度較低，因而產(chǎn)生的負(fù)壓區(qū)范圍較小，翼型兩側(cè)相對壓差較小，同時(shí)俯仰力矩輸出負(fù)功較少。

圖13 t=0.25T、t=0.55T時(shí)不同射流控制模式下環(huán)量控制撲翼繞流流場的瞬時(shí)壓力云圖和渦量云圖 (f＊ =0.12)Fig.13 Comparison of the instantaneous pressure contour and vorticity contour of a circulation controlled flapping wing with different jet patterns at t=0.25T, 0.55T and f＊ =0.12

4 結(jié) 論

本文提出了一種在翼型尾緣處施加環(huán)量控制以提高撲翼獲能器氣動(dòng)性能的新方法，采用數(shù)值模擬對該方法的實(shí)際效果進(jìn)行了評估。此外，為了降低射流能耗，設(shè)計(jì)了四種射流噴射策略，并對不同環(huán)量控制下?lián)湟慝@能效率和能耗進(jìn)行了對比分析，主要結(jié)論為：

(1) 在撲翼上施加不同射流模式的環(huán)量控制后撲翼獲能效率與傳統(tǒng)撲翼相比均得到不同程度的提升。從獲能效率方面看，施加方波式射流的環(huán)量控制撲翼的獲能效率最高，可達(dá)47.51%，比傳統(tǒng)撲翼的獲能效率高49.8%，連續(xù)式射流撲翼次之，正弦式和三角波式撲翼獲能效率較低。

(2) 對不同射流模式下環(huán)量主動(dòng)控制所需能耗進(jìn)行了分析，結(jié)果表明：連續(xù)式環(huán)量控制撲翼能耗最多，方波式能耗為連續(xù)式的一半，正弦式和三角波式射流能耗依次減小。因此，由于三角波式環(huán)量控制撲翼的能耗最低，在原獲能效率的基礎(chǔ)上扣除主動(dòng)環(huán)量控制所需能耗后得到的獲能凈效率最高可達(dá)38.77%，比傳統(tǒng)撲翼相比提升幅度達(dá)22.2%。

本文研究結(jié)果表明，環(huán)量控制方法具有調(diào)控靈活、低能耗、實(shí)用性強(qiáng)且提升獲能效果明顯的優(yōu)點(diǎn)，具有實(shí)際應(yīng)用潛力。然而本文工作都是基于二維非定常數(shù)值模擬，未考慮實(shí)際葉片表面的三維流動(dòng)對其氣動(dòng)性能的影響，在后續(xù)研究中擬采用高精度的數(shù)值模擬方法如分離渦模擬（DES）進(jìn)行三維數(shù)值模擬，對葉片表面流動(dòng)細(xì)節(jié)進(jìn)行深入分析，探討采用環(huán)量流動(dòng)控制方法提高撲翼獲能效率的流動(dòng)機(jī)理，為這種新型撲翼樣機(jī)的研制與開發(fā)提供理論指導(dǎo)。此外，在后續(xù)工作中還將進(jìn)行小型實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計(jì)與加工，開展相關(guān)性能試驗(yàn)，以驗(yàn)證數(shù)值結(jié)果的可靠性。