建立微型撲旋翼飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)模型,基于面元法研究低雷諾數(shù)下非定常場(chǎng)中撲旋翼飛行器的氣動(dòng)特性,得到機(jī)翼氣動(dòng)特性和一個(gè)工作周期內(nèi)的最大氣動(dòng)載荷。建立撲旋翼飛行器機(jī)翼有限元模型,基于變密度法和獨(dú)立連續(xù)映射法(Independent continuous mapping,ICM)對(duì)機(jī)翼進(jìn)行靜力學(xué)和動(dòng)力學(xué)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì),通過改變機(jī)翼拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)優(yōu)化機(jī)翼模態(tài)頻率,得到同時(shí)滿足結(jié)構(gòu)靜力學(xué)和動(dòng)力學(xué)要求的撲旋翼飛行器機(jī)翼拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。本文為撲旋翼飛行器機(jī)翼結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了基本思路和研究基礎(chǔ)。

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【部分圖文】：

圖1CFD、UAM法和實(shí)驗(yàn)法得到的升力系數(shù)對(duì)比

低雷諾數(shù)下?lián)湫盹w行器工作過程中的流場(chǎng)具有強(qiáng)烈的非定常特性，對(duì)其進(jìn)行研究采用的方法主要有計(jì)算流體力學(xué)（Computationalfluiddynam?ics,CFD）、UAM法、求解N?S方程、實(shí)驗(yàn)等方法。UAM法考慮到了前、后緣離散渦對(duì)撲翼飛行器氣動(dòng)特性的影響，滿足Kutt....

圖2坐標(biāo)系及歐拉角示意圖

撲旋翼飛行器工作過程中，機(jī)翼相對(duì)于機(jī)身的運(yùn)動(dòng)可由3種運(yùn)動(dòng)形式表示，分別為撲動(dòng)、轉(zhuǎn)動(dòng)和俯仰運(yùn)動(dòng)。為描述機(jī)翼運(yùn)動(dòng)，定義3個(gè)坐標(biāo)系，分別為慣性坐標(biāo)系，機(jī)體坐標(biāo)系Oxbybzb，機(jī)翼坐標(biāo)系Oxwywzw。在3個(gè)坐標(biāo)系中，定義旋轉(zhuǎn)角ψ、撲動(dòng)角Φ和迎角α這3個(gè)角度描述3個(gè)運(yùn)動(dòng)形式，如圖2。撲....

圖3機(jī)翼結(jié)構(gòu)形式

機(jī)翼表面的壓力分布可由非定常伯努利方程計(jì)算得到。式中：pref為遠(yuǎn)場(chǎng)壓強(qiáng)，Q為當(dāng)?shù)厮俣�，vref為遠(yuǎn)場(chǎng)速度。

圖4氣動(dòng)力系數(shù)隨時(shí)間變化曲線

由圖2可知，當(dāng)t=0.02s時(shí)，即機(jī)翼下?lián)渲翐鋭?dòng)角度φ最小值的約95%時(shí)，機(jī)翼升力系數(shù)達(dá)到最大值，此時(shí)機(jī)翼表面的氣動(dòng)載荷最大，其分布如圖5所示。圖5中，水平面上的橫縱坐標(biāo)為機(jī)翼的橫縱方向，縱軸為載荷大小。接近翼根處載荷較小，翼梢處載荷較大，且前緣載荷較小，后緣載荷較大。預(yù)期機(jī)翼....

本文編號(hào)：3964041