半转翼悬停和前进飞行升力估算方法

在分析半转翼运动模型和翼面气流特点的基础上,建立了悬停和前进两种飞行状态下的半转翼升力计算模型。根据半转翼的运动特性,推导出适合半转翼运动的升力计算解析表达式。结合半转翼样机参数,应用导出的理论公式和基于CFD软件的数值仿真模型,分别计算不同飞行条件下半转翼的升力,获得半转翼悬停和前进两种飞行状态下升力变化规律。理论计算与数值仿真所得升力曲线的对比验证了升力估算解析法的有效性和可行性。研究结果可为半转翼飞行器的参数设计与升力预估提供理论指导。

采用局部约束的半转翼驱动机构运动误差分析及其结构参数优化

半转翼是一种以转动式拍动替代摆动式拍动的新型类扑翼系统,针对传统半转机构传动复杂、重量大不适合飞行的缺点,提出一种采用局部约束的简约化半转机构作为半转翼驱动机构。给出了局部约束的形成过程和作用特点,根据运动构件间的接触状态将局部约束作用过程分成4个阶段,分别建立了不同阶段下的驱动机构半转杆转角偏差理论分析模型。在以上模型基础上,对驱动机构关键构件的结构进行优化设计。实例验证了半转杆转角偏差理论模型具有较好的可靠性,优化结果降低了转角偏差从而提高了驱动机构运行的平稳性。以上研究结果表明局部约束及其在简约化半转机构中的应用可为半转翼驱动机构设计提供新途径、新方法。

半转翼的Weis-Fogh效应及推力的仿真研究

针对仿生飞行研究中具有重要应用前景的新型动力翼—半转翼的推力计算问题,提出了一种半转翼模型,导出了该模型参数的计算方法;基于XFLOW建立了两个半转翼CFD模型,即无固壁和有固壁半转翼模型,通过选择合理的流场计算区域和边界条件,采用湍流计算模型和刚性翼运动模型,结合半转翼实验模型参数和运动参数对半转翼流场速度、压力分布及推力进行了数值计算,获得了Weis-Fogh效应对半转翼运动流场特性和半转翼推力的影响规律,并与一个运动周期的实验推力进行了分析比较。研究结果表明:有固壁的半转翼流场中速度分布始终受到"急张"和"相拍"的影响,可大大提高半转翼的推力;由半转翼-固壁模型获得的推力计算曲线能真实反映半转翼推力的变化规律,这对计算不同参数的半转翼-固壁模型的推力具有参考价值。

半转翼悬停状态下气动特性实验研究

半转翼是一种以转动式扑动替代摆动式扑动的新型类扑翼仿生飞行系统。为了探索半转翼悬停状态下气动特性影响规律,在介绍半转翼工作原理的基础上,给出了升力测试装置方案及其测试计算模型,分别从翼片布局、翼片材料特性对气动特性的影响展开实验研究。实验结果表明:左右对称布置的翼片运动后产生的流场相互干扰,导致双翼式半转翼平均升力系数小于单翼式半转翼;柔性翼片平均升力系数一般比刚性翼片大;在合适松弛度范围内,柔性翼片平均升力随松弛度增加而增大。研究结果揭示了半转翼悬停状态下的气动特性。

仿鸟组合半转翼Weis-Fogh效应及升力仿真

组合半转翼是一种新型的动力翼,在仿生飞行中具有重要的应用前景。提出一种仿鸟组合半转翼模型,导出该模型参数的计算公式并给出减小两翼工作间隙的方法;基于FLUENT软件建立仿鸟组合半转翼流体动力学计算模型,对仿鸟组合半转翼运动流场进行仿真分析,揭示仿鸟组合半转翼模型的Weis-Fogh效应特征,获得仿鸟组合半转翼升力的变化规律。研究表明:在一个运动周期中,半转翼流场中速度矢量和压力分布始终受Weis-Fogh效应的影响,致使组合半转翼的升力大大提高;计算实例中,计算模型的最大升力可提高30.5%。研究结果对仿鸟组合半转翼升力形成机制的阐释和不同参数半转翼升力的估算具有重要参考价值。

半转翼飞行器二分量升力测试装置设计与研究

为验证一种新式半转翼飞行器试验模型升力的大小,设计了一种新型二分量升力测试装置,解决了现有升力测试装置成本昂贵、结构复杂及适应性差的问题。基于ADAMS软件建立了二分量测试装置静态分析模型,并对测试装置进行了静态分析,分析结果表明了测试装置力学模型建立的正确性;通过ADAMS软件建立了二分量升力测试装置的动态分析模型,采用adams软件对测试装置进行了动态分析,得到测试装置固有频率与动态输出结果,为半转翼飞行器电机转速的选择提供了依据,同时奠定了后续实验的基础。

面向稳定飞行的半转翼驱动机构多目标优化设计

以半转机构为驱动机构的半转翼是一种新型动力翼,在仿生飞行领域具有重要应用前景。针对传统半转机构结构复杂、升重比小,不适应于飞行的缺点,提出采用局部约束设计实现驱动机构的轻量化。根据局部约束作用特点将其作用过程分为4个阶段,进而分别建立不同阶段下机构转角偏差与驱动力矩理论分析模型,并仿真验证了该模型的可靠性。在此基础上,对机构关键构件的结构参数进行多目标优化设计,优化降低了转角偏差和驱动力矩峰值,提高了机构运行平顺性并减小了驱动电机额定功率。研究结果可为半转翼系统的具体结构设计提供理论参考,同时为半转翼的稳定飞行奠定基础。

一种新型半转扇翼气动特性的数值分析

半转扇翼是基于半转机构的一种新型活动性叶轮扇翼,其叶轮运动原理不同于普通扇翼的固定叶轮,为使其在工作时获得较优的气动力,需要对不同结构参数与运动参数下的半转扇翼进行具体探究。本文通过数值计算方法对半转扇翼叶轮偏角、底槽相位与叶片数目的影响做了详细的计算与剖析,并对比分析了不同来流速度与转速对半转扇翼气动特性的影响。计算结果表明:叶轮偏角是影响扇翼升推力的主要因素,其在20°~40°时取得较佳气动力效果;不同底槽前后缘开口角(φ,β)下扇翼的气动特性也有所差异,使用C(φ<β)型与U(φ=β)型底槽的机翼具有较好的综合气动特性优势;叶片数目亦对扇翼的气动力有所影响,叶片数目在10~14时足以达到半转扇翼的气动力需求。与固定叶轮扇翼相比,半转扇翼在同样转速与来流速度下能产生与之相近的气动力,从而明确了半转扇翼拥有良好的基本气动特性。

新型回转式升力测试装置设计与研究

采用半转机构,设计了一种新型的半转翼飞行器。为了验证半转翼飞行器的升力大小,设计出一种新型回转式升力测试装置,解决了现有升力测量装置结构复杂,制造费用大的问题。基于ADAMS建立了升力测试装置的虚拟样机模型,对升力测试装置进行动力学仿真,并对仿真结果进行了对比和验证。结果表明:仿真值与理论值吻合较好,验证了测试装置测试原理的正确性,为后续半转翼飞行器的升力实验提供基础。