仿生蝙蝠撲翼飛行器設計及氣動特性分析

陳國軍,林羊龍,陳 巍,郭鐵錚

(南京工程學院工業中心/創新創業學院, 江蘇 南京 211167)

隨著仿生理論、材料科學、自動控制等相關學科的發展,仿生撲翼飛行器已成為當前學術研究的熱點.1998年,美國加利福利亞理工學院研制了一種仿生蝙蝠撲翼飛行器Microbat,其翼展15～20 cm,撲翼頻率20～30 Hz,重量12.5 g,是世界上第一架可以持續飛行的微型撲翼飛行器[1];2012年,布朗大學研制了一款仿生蝙蝠翅膀,其有7關節并由3個電機利用繩輪驅動方式控制翅膀形態[2];2018年,德國FESTO公司制造了仿生蝙蝠BionicFlyingFox,其翼展228 cm,體長87 cm,重量僅580 g,翅翼膜具有輕、薄、高韌性的特點,在保證彈性的同時也能夠滿足飛行過程中的魯棒性要求[3].

當前飛行器氣動特性分析主要為靜態分析,而動態氣動特性分析具有更高的數據參考價值.本文設計一種翅翼撲動及折疊的仿生蝙蝠撲翼飛行器,對其翅翼撲動驅動及折疊機構分別建立數學模型,運用UG軟件進行三維建模后,采用ADAMS-XFlow聯合仿真的方法,利用ADAMS軟件對模型進行運動學分析,得出仿生蝙蝠撲翼飛行器翅翼撲動角度幅值及翅翼折疊率,實現模型運動狀態下的空氣動力學仿真,分析其在不同翼型、不同來流流速及不同撲動頻率下的各項飛行數據,根據仿真結果選擇最佳飛行控制策略,為仿蝙蝠撲翼飛行器設計及試驗提供理論基礎.

1 仿生蝙蝠撲翼飛行器結構設計與運動學仿真

1.1 蝙蝠仿生飛行姿態研究

蝙蝠作為自然界高機動性飛行的代表,國內外學者對其空氣動力學及運動學展開了研究,文獻[4]通過粒子圖像測速技術對其空氣動力學、運動學及飛行形態學進行研究,但缺乏蝙蝠翅膀的運動及形狀對其飛行空氣動力學的影響;文獻[2]通過調節運動學參數得出蝙蝠在撲翼過程抬升階段通過折疊翅翼可以有效增加凈升力,但由于僅設計單側翅翼,未獲得兩側翅翼同時撲動對整體氣動特性及飛行效果的影響.根據蝙蝠撲翼飛行姿態及相關研究,歸納出蝙蝠飛行時翅翼的撲動整體流程為展開—下撲—收縮—抬升(見圖1),仿生蝙蝠撲翼飛行器在結構設計時應使翅翼能夠實現撲翼與折疊功能.

1.2 結構設計

1.2.1 驅動機構

本文設計的仿生蝙蝠撲翼飛行器采用空間曲柄搖桿機構作為驅動機構,如圖2所示.該機構的自由度為:

圖2 空間曲柄搖桿機構運動簡圖

F=3n-2FL-FH

(1)

機構單側具有曲柄、連桿和搖桿3個構件、2個旋轉副和2個球面副.將機構數n=3,低副數FL=4,高副數FH=0代入式(1),得到整體機構自由度F=1.圖2中:以撲翼飛行器機身切向為X軸,飛行器前方為Y軸,豎直上方為Z軸,O為原點,建立三維坐標系;L1為曲柄旋轉中心點A與搖桿旋轉中心D在X軸的投影距離;L2為曲柄旋轉中心A與搖桿旋轉中心點D在Z軸的投影距離;L3為曲柄AB的長度;L4為連桿BC的長度;L5為搖桿CD的長度;α為輸入曲柄旋轉角度;β為輸出搖桿旋轉角度;B點的坐標為B(L1,L3cosα,L3sinα);C點的坐標為C(L5cosβ,0,L2+L5sinβ);L4為連桿BC的長度.

驅動機構運動方程為:

(L2+L5sinβ-L3sinα)2

(2)

根據機身結構布置及傳動件長度要求,設L1=0.8 mm;根據整體外形尺寸要求,設L2=25 mm;搖桿長度與折疊機構各連桿長度相關,設L5=5.5 mm;當α=90°時,β達到最大值βmax,當α=270°時,β達到最小值βmin.因此,本文取α=90°時βmax=65°,α=270°時βmin=-40°,兩組數據計算可得L3=4.17 mm,L4=25.86 mm.

1.2.2 折疊機構

本文設計的仿生蝙蝠撲翼飛行器采用滑塊六連桿機構作為翅翼折疊機構,如圖3所示,機構單側具有5個構件(1個滑塊和4個連桿)、6個旋轉副和1個滑動副,將n=5、FL=7、FH=0代入式(1),得到整體折疊機構自由度F=1.以撲翼飛行器機身切向為X軸,飛行器前方為Y軸,豎直上方為Z軸,O為原點,建立三維坐標系,l為O到滑塊中心點A的距離,m為A到連桿4支點E的距離,L1′為A到連桿1及連桿4交點F的距離,L4′為E到F的距離,Q1、Q2、Q3、Q4分別為連桿1、2、3、4與X軸夾角.

圖3 平面六連桿機構運動簡圖

E點坐標為E(4.3,85),利用平面機構運動矢量封閉方程法將O、A、B、C、D、E在X、Y軸的投影表示為:

(3)

確定各連桿長度及L1與L4相交位置,即L{L1,L2,L3,L4,L1′,L4′}均已知,則通過輸入l可得AE與OA的夾角γ,進一步可得m的長度,得出θ1與θ4,各參數關系式為:

(4)

將求得的θ1、θ4代入式(3),求得θ{θ1,θ2,θ3,θ4}

與輸入l的關系.將數據導入Matlab進行求解計算,取C點X軸坐標投影變化范圍作為翅翼折疊效果參考,令lmin=11 mm,lmax=66 mm,可求得Cxmin=126.053 8 mm,Cxmax=158.077 6 mm.

1.2.3 三維模型構建

運用UG軟件按照驅動機構及折疊機構中所求參數對各桿件進行建模.撲翼機構由無刷電機輸入,經過二級齒輪減速后輸出至曲柄,通過空間曲柄搖桿機構實現搖桿即整個翅翼的撲動.由于兩側曲柄轉動由同一個齒輪輸出,機構磨損少,整體撲翼飛行器重量得以降低.此外,兩側曲柄轉動由同一個齒輪輸出使兩側翅翼撲動不存在相位差,相較于單曲柄雙搖桿機構而言,空間曲柄搖桿機構對稱性好,整體飛行器氣動性能得以提升,如圖4所示.

圖4 撲翼機構示意圖

折疊機構由行星減速空心杯電機輸入,通過聯軸器將電機與微型絲桿連接,絲桿螺母與絲桿配合,實現將電機的旋轉輸出轉化為絲桿螺母的平移運動,從而改變折疊機構中的參數l,實現折疊機構的折疊運動,如圖5所示.

圖5 折疊機構示意圖

1.3 運動學仿真

將三維模型導入ADAMS軟件賦予約束、運動副及驅動,對其進行運動學仿真,得到如圖6所示的撲動角度幅值變化曲線.

圖6 撲動機構在ADAMS軟件中撲動角度幅值變化曲線

ADAMS仿真結果與Matlab求解得到的曲柄搖桿角度曲線吻合,撲翼機構模型與數學模型分析結果對應,撲翼機構輸出搖桿旋轉角度最大值為βmax=67.8°,最小值為βmin=-40.3°,即撲翼角度運動幅值為108.1°.

將所設計折疊機構導入UG模型進行運動仿真,得到如圖7所示的翅翼折疊狀態圖及翅翼展開狀態圖.

(a) 翅翼折疊狀態

在翅翼完全展開時覆蓋獨立的內翼及外翼,利用折疊后的重復面積,根據投影面積可得翅翼完全展開面積為23 419.71 mm2,折疊后面積為18 586.95 mm2,折疊率約為20.60%.

2 仿生蝙蝠撲翼飛行器氣動特性仿真與分析

2.1 氣動特性仿真

目前,撲翼飛行器常用翼型主要有矩形翼、半橢圓翼、齊默曼翼和反齊默曼翼.本文選用矩形翼及半橢圓翼進行對比試驗.運用XFlow作為仿真軟件研究不同翼型、空氣來流流速及撲動頻率對撲翼飛行器氣動特性的影響,通過2種不同的翼型(矩形翼、半橢圓翼)、5組不同的空氣來流流速(1、2、3、4、5 m/s)及5組不同的撲動頻率(0.5、1.0、1.5、2.0、2.5 Hz)進行試驗數據對比.

在XFlow中設置計算域時,要在滿足阻塞比要求的同時盡可能小,提高計算效率同時保證計算結果的可信性[5].本文設置計算域大小為0.75 m×0.75 m×0.75 m.由于模型在來流方向截面投影面積為0.005 3 m2,而計算域在來流方向截面投影面積為0.562 5 m2,故阻塞比為0.94%,滿足阻塞比要求.設定流體材料為空氣,流體密度1.225 kg/m3,流體溫度15 ℃,動力黏度1.789 4×10-5Pa·s.采用近模型壁面精細算法,同時設定一個矩形精細領域以提高尾跡精度.仿真時間為4 s,幀頻率為60 Hz,總幀數為240幀.

2.2 仿真結果分析

2.2.1 不同翼型的氣動特性分析

文獻[6]通過研究得到半橢圓翼氣動特性相對較好、矩形翼氣動特性相對較差的結論;文獻[7]在撲翼飛行器平面形狀對氣動力的影響研究中表明,翼面迎角在撲翼升力系數增加中起決定作用.本文為研究不同翼型對撲翼過程中氣動特性的影響,采用矩形翼及半橢圓翼兩種翼型進行對比試驗,撲動頻率設為0.5 Hz,來流流速設為3 m/s.

矩形翼和半橢圓翼的撲翼弦向速度云圖如圖8所示.由圖8可見,飛行過程中矩形翼上、下表面氣流速度差較小,未產生明顯速度差,無法形成壓差及升力;半橢圓翼上表面氣流速度明顯高于下表面氣流速度,產生較大氣流速差,形成明顯壓差,產生較大升力.

(a) 矩形翼

將XFlow中解算完成的矩形翼及半橢圓翼的升力系數Cl及阻力系數Cd數據導出(見圖9),平均升力系數和平均阻力系數如表1所示.由圖9及表1可見,采用半橢圓翼能夠有效提高升力系數、降低阻力系數,使阻力系數變化更加平穩,撲翼飛行器飛行狀態更為穩定.

表1 不同翼型平均氣動特性參數

圖9 不同翼型升力系數與阻力系數變化曲線

2.2.2 不同來流流速的氣動特性分析

為分析來流流速對撲翼飛行器氣動特性的影響,在保持其他參數不變的情況下,分析不同來流流速(1、2、3、4、5 m/s)下升力、阻力系數的變化.圖10為不同來流流速下的撲翼展向速度云圖,其中左側圖為抬升階段,右側圖為下撲階段.

(a) 1 m/s來流流速

文獻[8]通過設定運動方程實現翅翼上下撲動、繞翼展方向扭轉、內外翼彎曲折疊功能,將模型導入XFlow后,給予位置方程及角度運動方程,實現撲翼飛行器的揮拍—扭轉—彎曲折疊運動,表2為不同來流流速下平均升力系數及阻力系數.分析圖10和表2數據可知,半橢圓翼型結構使得上表面氣流速度大于下表面氣流速度,形成氣流速差,并隨著來流流速的提升,氣流速差范圍擴張、速差略微增大.低風速環境下,撲翼運動過程及翼型上下表面氣流速差帶來的升力均相對明顯;高風速環境下,高速氣流使撲翼附近空氣流動行跡紊亂,影響撲翼運動過程產生升力,同時也會使翼型表面渦流快速脫離,無法有效提供升力,因此,表2中的平均升力系數隨來流流速提升呈先增大后減小趨勢.

表2 不同來流流速平均氣動特性參數

2.2.3 不同撲動頻率的氣動特性分析

為分析撲翼頻率對撲翼飛行器氣動特性的影響,在保持其他參數不變的情況下,分析0.5、1.0、1.5、2.0、2.5 Hz五組不同撲翼頻率下升力、阻力系數的變化.圖11為不同撲翼頻率下升力系數變化曲線圖,圖12為阻力系數變化曲線圖,表3為不同撲翼頻率下平均升力系數及阻力系數.隨著撲翼頻率的增大,升力系數峰值變大,平均升力系數也逐步提升;由于撲翼過程中會產生部分推力,阻力系數逐漸減小,最終阻力系數<0.

表3 不同撲動頻率平均氣動特性參數

圖11 不同撲動頻率升力系數變化曲線圖

圖12 不同撲動頻率阻力系數變化曲線圖

2.2.4 撲翼飛行器最優飛行控制策略

通過對仿生蝙蝠撲翼飛行器在不同翼型、不同來流速度以及不同撲動頻率下的氣動特性進行對比分析,可以得出本文設計的仿生蝙蝠撲翼飛行器的最優飛行控制策略:采用半橢圓翼獲得更大的平均升力系數,更小的平均阻力系數,使飛行更加平穩;飛行速度控制較低速度范圍約3 m/s,有利于半橢圓翼發揮翼面效應,獲取較大升力;撲動頻率控制在2 Hz,可獲得最大升力峰值、較大平均升力和較小平均阻力,有利于獲得更高的推進效率.

3 結語

本文設計一種仿生蝙蝠撲翼飛行器結構,通過數學模型對撲翼機構及折疊機構進行理論推導.利用UG軟件實現三維建模,并通過ADAMS運動學仿真驗證理論分析結果.采用ADAMS-XFlow聯合仿真實現模型在預設運動狀態下的空氣動力學仿真,得到不同截面速度云圖及平均升力系數、平均阻力系數等參數.通過分析不同翼型、不同來流流速及不同撲動頻率下的各項飛行氣動特性參數的數值大小及變化,分析各項條件對本文所設計的撲翼飛行器飛行性能的影響,為后續研究提供了相關的研究方法及仿真數據.