文摘
飞行技术的发展,需要稳定的飞机空气动力学和振动性能在民用和军用领域逐渐增加。在这种情况下,要求飞机的空气动力学和振动特征也在加强。现有的四驱飞机携带有限的机载设备和有效载荷,而当前eight-rotor飞机采用平面布局。螺旋桨的大小通常是固定的,包括负载能力。上、下塔布局分析可以有效地解决不足的问题四轴负载和不稳定的空气动力学和振动性能的现有eight-axis飞机。本文以微型octorotor为研究对象和研究微型octorotor的气动特性在不同雷诺数较低,不同的空气压力和厚度,升力系数和升阻比,以及在不同的弹性振动模和空气压力特征。本文研究算法采用的数值方法是流体凝聚力和流场分析的控制方程。研究结果表明,与雷诺数的增加在一定范围内,空气动力特性的微型octorotor逐渐变得更好。弹性模量是2.5 E时,飞机的具体表现是,电梯的增加,临界攻角增加,阻力减少,显著提高升阻比和攻角减小。然而,机翼绕流表面的过渡位置接近前缘,和它的国家更有可能从层流到湍流过渡。 When the unidirectional carbon fiber-reinforced thickness is 0.2 mm and the thin arc-shaped airfoil with the convex structure has a uniform thickness of 2.5% and a uniform curvature of 4.5%, the aerodynamic and vibration characteristics of the octorotor aircraft are most beneficial to flight.
1。介绍
微型octocopter垂直起飞和降落的功能,在空中悬停和低速飞行。Octorcopter飞机是特别适合小环境来完成指定的工作,它的效率特性主要取决于机翼,机翼的性能主要取决于机翼的形状,及其螺旋桨雷诺数属于低雷诺数范围。因此,发展高效转子具有重要意义对提高飞机的耐力,很难控制和负载的大小。微型octocopter,它有一个小的转子和一个有限的范围内,通常飞行的雷诺数20000到200000。在小雷诺数,机翼的气动特性明显不同于机翼当雷诺数很大,和性能也会发生复杂的变化。
由于其自身的优势,“无人飞行系统”中扮演一个重要的角色在高科技局部战争和执行在侦察、环境调查、灾害预防、救援任务在高风险的环境中。国内外许多学者也对无人机进行了深入研究。性能突出。黄等人用低速风洞研究平流和薄翼型与雷诺数从40000年到400000年,并指出只有通过减少气流分离,减少气体的产生,翼型可以有更好的空气动力学学术特点(1]。黄等人的基础上的研究,元等人相比MDH5006简单瘦直机翼的气动特性,通过手工薄圆翼型实验。实验表明,在浮力的大小(有巨大差异2]。拉赫曼等人进行了隧道风Ep61实验和连续Pf48薄翼型和瘦弧翼型。研究结果表明,圆薄弧翼型有较高的提升力和升阻比,适合microaircraft [3]。虽然弧形薄翼型具有更好的空气动力特性和小雷诺数,机翼的形状的绝对厚度不大,因为microrotor体积小,所以转子的结构稳定性和刚度很小。陈等人提出,应用于microaircraft薄弧翼时,不仅容易受到伤害但也有可怜的空气动力稳定性(4]。
所谓的雷诺数的大小的飞机机翼的直径的长度,和一般的大小大约是10000到100000。与数据流的雷诺数相比,在小雷诺数的环境,吸附和气流场的变动特征变化明显,导致周围的流型翼一般显示气流模式和抵抗压力梯度。有背压梯度的气流,气流在机翼很容易阻止和过渡,然后进入射流状态,这将产生重大影响机翼的气动特性。这需要研究雷诺数较低的小型无人机的气动特性。尽管增加机翼的厚度可以提高转子结构的刚度,约瑟夫等人提出了一个向下凹的小雷诺数机翼结构(5]。Gawron等人使用一个数值统计方法基于三维固定和non-decompressible孔计算公式计算翼型的气动性能与雷诺数40000年至100000年,比较它与传统电弧薄翼(6]。巴里等人研究了抗压指数分布区域和机翼的气流运动范围60000小时。最后,机翼被用于制造碳纤维转子直径20厘米,体重16克(7]。完成了悬停状态和应用的力,和架构进行了稳定性实验。丁等人提出的理论基础、实验研究和理论设计的低雷诺数翼。在实验研究方面,通过风洞实验研究了低雷诺数,回贴流计算,飞机的转子表面的压力测试(8]。在仿真分析方面,农业等人使用功能统计方法来研究孤立气泡的随温度而变的特点及其对飞行的影响翼迹象(9]。科伦坡等人用数字模型来研究的滑动特性等效飞行翼迹象的情况下小雷诺数和一个非定常可压缩粘性流计算模型用于数值模拟不均匀机翼在小雷诺数的情况下10]。
本文研究了空气动力学和振动特征micro-octorotor在低雷诺数下,讨论并分析了不同弹性模量下飞机状态和气流环境,和研究的升力系数和阻力系数的micro-octorotor上下交错的城楼。升阻比和飞行翼本身的弹性模量在不同条件下的飞行性能。此外,本文研究eight-rotor飞行系统的设计。通过比较翼型数据,结合研究对象的特殊条件,确定最佳的飞行性能的参数根据现状,和模型的各方面建设成功进行了讨论。本文的创新是不同的环境设置进行空气动力学和振动研究和分析低雷诺数迷你octorotor。微型octorotor是一种新型的飞机在当前的航空工业。性能的研究有助于我国航空技术的发展。
2。空气动力学和振动的计算方法迷你Octorotor
2.1。数值方法流固凝聚力
机翼和气流之间的相互作用是一个典型的固体结构的柔性连接问题(11]。变形场的变化根据接口的结构,和极高的压力分布和变形根据翼型的流场变化。气流参数的分模线传输破坏solsrfv体系结构之间的相互作用,以及界面的三个关键因素很快出现12]。使用CXF软件计算平滑平均雷诺方程和S-shed喷气流计算方法,利用SST模型作为原型,因为STK模型有更好的能力来捕获湍流气流的通道;引入一个新的间歇过渡模型可以表示由以下方程:
间歇期的原因以平等的空间元素γ是气流不能停滞不前,不能与国家保持固定不变,而Pγ和Eγ通过的高度平衡空间格式,根据序列在一定时间离散方程的形式(13,14]。答是用于分析大型板岩的结构域架构和执行可靠分析,这样的组件可以驱动膜非常软,其中一些SH190组件和能力是有限的。分散控制方程
在这个参数,米,C,K大规模的线性表,阻尼线性表和刚度线性表,分别;F(t)是瞬态气流作用于建筑的凝聚力。的Hb-Jm multielectromagnetic领域凝聚力计算器MXF (multifield解算器)是用于实现气流计算器和坚实的计算机之间的数据传输。在每次状态改变的过程中,它是分别应用于流场和架构和接口数据通过多个递归计算,直到满足递归收敛条件。视觉模拟计算方法用于翼型调整过程,这就需要可视化建模的机翼机身结构和变形参数,分析工具和使用功能是需要调整的参数(15,16]。其中,HiHe函数优化设计。HiHe-type函数是基于原始翼型,可数字化描述所有可能的翼姿势在给定的区域。这是一个直观和简单的机翼姿态数字化方法。它的一般公式
在上面的公式中,是机翼的上下姿态参数的姿势;是一个函数的引用的上、下表面翼体型;是设计变量机翼上下表面的姿势;设计变量的数目,是设计参数相对应的控制功能。
原HiHe函数没有控制功能机翼后缘的姿势,使数字空间机翼后缘的姿态无法扩大,限制各种翼的姿态调整。因此,添加一个multitype功能函数的公式机翼后缘的姿势,
在上面的公式中,控制函数的参数摄动范围;是一个一维数组的长度吗n−2,控制位置的横坐标对应的峰值n−1轮廓函数。下翼型的气动性能影响更大,因此,设计变量点加密在机翼的前缘17]。取 的变化的斜率系数控制功能,系数的衰减速度控制功能和其他参数取决于经验。机翼优化数学模型的机翼气动性能决定了飞机的飞行速度和能源效率,和microaircraft可以携带的能量是有限的,所以能源效率尤为重要。旋翼翼型的升阻比是最重要的性能指标,它有一个很大的影响在提高转子的效率18]。因此,以旋翼翼型的升阻比为目标函数,建立了一种广义旋翼翼型目标函数模型:
翼型优化方法可分为简略优化和多目标优化。简略优化指的是只有一个目标的评价,只需要满足特定功能条件下,获得最大的价值。多目标优化是指多个评价函数的存在,和解决方案使用不同的评价功能是不同的。也就是说:在多目标优化问题,有多个最大化或最小化目标函数同时,这些目标函数并不是相互独立的,彼此也不和谐。或多或少会有冲突,所以,所有目标函数不能同时满足。雷诺兹机翼参数需要被测试在不同条件下,相比,它需要保持更好的气流效率高度角。在这种情况下,多目标优化是更合适的。因此,多目标优化的旋翼翼型在低雷诺数下的权重系数可以表示为机翼在不同条件下。这是一个向量对应不同的设计变量。翼型优化过程是基于多目标优化过程中转子机翼基于改进的遗传算法。 The rotor algorithm is used to randomly generate the initial rotor, and the first generation airfoil set is generated within the design interval, and output to the wing theX类型箔片空气动力学解算器计算机翼的性能设置,然后输入所需的数据到主程序计算健身(19]。的准确性和可靠性X类型箔已应用和验证。在初始阶段的优化,以保证转子的多样性,更大数量的转子和cross-mutation的概率是必需的。后期的优化,翼型的个体差异变得越来越小,操作符和适应度函数必须调整以确保转子的不断发展20.]。
2.2。流场分析的控制方程
microrotor飞机工作在低雷诺数,空气粘度有很大的影响。因此,空气粘度的影响时,必须考虑空气动力特性的分析微型quadrotor飞机。天真的斯托克斯方程作为控制方程的流场由于其稳定、不可压缩的特点。
质量方程是
动量方程中X- - -Y方向如下:
能量方程 在哪里是流体密度,u和流体速度的组件吗 - - - - - -和 - - - - - -方向,分别系统的总能量,系统输入的热量,是气流的粘度系数。
2.3。Octorotor飞机的形状和结构
传统octorotor飞机主要使用碳纤维管作为支持和使用连接板垂直解决碳纤维管和飞行控制器,接收器,ESC, octorotor飞机的电池。这种方法方便获取材料制造eight-ring芳香族化合物和兼容,但它不是防风和适应性强21]。为了提高抗风性和持久性的八角形的螺旋桨飞机,制造八角形的螺旋桨飞机采用复合成膜技术生产一个轻量级,强劲的风的阻力八角形的螺旋桨飞机结构。集成的结构可以有效地减少自然因素对飞机的影响(22]。例如,8位机电设备是不容易损坏的下雨天,本身就是防水。根据弯曲、剪切和扭转梁的特征的八角形的转子,零件是与更大的力量加强,确保机身的安全。自八角形的惯性力矩电机在三轴,发动机惯性力矩和电动机的重心之间的距离,和飞机的重心的角速率的主要影响因素是八角形的电机、八角形的发动机惯性力矩控制飞机和减少干扰(23]。飞机的惯性矩的三轴,电机的转动惯量和重心之间的距离的汽车和飞机的重心应该尽可能小。根据octorotor飞机的总体特征,复合材料可用于纹理,芳纶纸蜂窝复合材料,玻璃和碳纤维,和其他材料可用于纹理,加热和吸尘过程可用于纹理。机身可以集成(24]。成型使用复合材料之间的连接过程上下身体产生一个集成8-rotating身体结构强度高,重量轻。在正常情况下,效率高效引擎数量约20克每瓦特,额定功率是250瓦(25]。的最大拉力是7.2公斤。eight-rotor飞机的质量是大约8公斤,最大飞行载荷的只有16.4公斤。飞机动力装置是完全提供的飞机机翼,和8个相同subflight系统对称排列,均匀,以满足负载要求的飞机。高速飞机飞行引擎选择电源,选择和螺旋桨模型得到最大效率根据电动机的电流和拉力(26]。APC15螺旋桨模型4,它使用所选电机测量电动机的输出之间的关系,提升,在不同的速度和效率,不同的螺旋桨和发动机输出,产生最高的效率。这个选择可以有效地提高飞行效率和耐久性的八位字节(27,28]。
3所示。Microaircraft设计的空气动力学和振动检测
3.1。研究对象
这个实验需要一个微型octorotor飞机为研究对象,采用上下两层的交错塔布局,在现有的基础上,进一步研究四轴multirotor飞机携带和外部挂能力较低、可调thrust-to-weight比率,和更高的风的阻力。实际模型中采用的技术方案包括8转子包括基本组件、机械装配、马达总成,齿轮运行。基本组件配有有机臂组件和机械臂组件。实际模型的特性包括机器底座的上盖板是圆的,这四个凸矩形紧迫的盘子是均匀分布在圆周方向,机器底座的固定板是圆的,和8转子伸出同样在圆周方向上。
3.2。设计的检测步骤
3.2.1之上。飞机的空气动力学测试设计
微型空中交通车辆使用气动控制信号,差压传感器信号的输出滤波器。输出电压信号通常是mV的压阻传感器和仪表放大器放大信号输出的传感器。轨到轨输出电压的最大偏差只有17岁μV,噪音达到峰值,即峰值,其频率响应范围是15赫兹0.017∼μkΩV,大于2.2。同时,如果过滤器的符号是聚集在SM2580执行的空间差分放大器的气流区域,输入射频滤波器的基础上,将被添加到放大器的气流区域,如果必要的。同样,如果执行不好,那么任何差异的共同模式转换标准输入。至少有10个引用对象,所以micro-octocopter可以抑制不匹配的微分通过过滤器。仪器放大器的输出信号应调整过滤信号的仪器放大至零,并在过滤器中使用MA295芯片。通用订单滤波器芯片可以降低气动的错误检测,操作非常简单。截止频率和时钟频率方法可以任意获取过滤器由同样的方法控制时钟,和截止频率的比值是25:1。
3.2.2。飞机振动检测设计
机翼的经验控制器使用上述方法的控制器,包括机翼分析算法的资源分配和压力的合力设计分析仪取决于操作的方式。前两个方法本身在实践中被广泛应用。薄椭圆弧形翼面结构的上部边缘的下缘三角形弯曲弧是弯曲的。弧维护传统的机翼结构,凸表面被添加到上层翼提供加强的空间。它包含8部分机翼,第一个经过的口线的上一行弧形上弓。下面是一个弯曲的凹拱门形状连接到顶部,结果是形成一个机翼下弯嘴密切。为了方便计算,翅膀的前端和后端是圆弧形,比较是一个小弧翼空气动力学效应的不同测量指标,机翼系数增加系数增加厚度的减少和增加机翼的厚度随振动频率的增加,在平坦的表面,表面的后缘凹附近则相反,后缘薄,弯下腰。当气流绕过了普通机翼的前缘,速度增加,速度继续增加机翼的上表面。厚的机翼,上表面凸起,和更多的速度增加。速度足够高,本地流量在机翼的上表面达到音速。 Therefore, the thickness of the airfoil is more than 2 times the camber, and the aerodynamic performance is better. But at the same time, the strength of the airfoil structure has not decreased, and the difficulty and rigidity of processing it have not increased. The rotor checked the need for processing the fiber itself, and analyzed that a layer of fiber film and the internal coating itself were forced to maintain two unidirectional fiber ribs with a thickness of 0.3 mm. In addition, the high performance of the safely placed aerodynamic airfoil has a thin and uniform arc structure thickness, and the convexity of the airfoil is designed to be uniform and elastic, varying within the elastic limit of 2.5% to 4.5%.
4所示。飞机的空气动力学和振动特征
4.1。空气动力特性不同的雷诺数
首先,不同气压下microairfoil模型的气动特性进行了计算和分析。图1表明柔性翼的升阻系数之间的关系和攻角,当雷诺数12500和硬化模量是2.25 MPa和1.5 MPa,与刚性翼相比。在减少空气压力之前,升力系数将线性增加,然后降低空气压力大于0.8 MPa。当转子的升力系数降低,系数达到极值的机翼的迎角,升力系数增加0.8。
如表所示1,对于这样一个机翼弹性模量为2.5 MPa,空气动力系数与刚性翼并没有太大的区别。脉冲气流角是30,冲动大于0.8。因为他们破坏增长率,攻角开始增加。与刚性结构相比,当减速的速度刚性翼失速角和减少延误,1.2 MPa峰值将增加4.5%。与刚性翼相比,它的最大增长27%在一个适当的攻角(α= 1.5)和阻力系数在一定程度上。当机翼的弹性模式系数为2.5 MPa并不会占用的最高价格上升时间,它的大部分角落将扩张,从而进一步增加了菱形机翼的空气动力系数和振动稳定性。弹性模量的增加,和表面特征的流机翼在这一领域仍然由稳定控制流。
测试后的数值计算方法,NE算法用于确定雷诺兹的翼micro-multirotor 1.0×1055×105,1.0×106,接近角的气动特性数值计算和选角是在一定的范围内进行统计分析。如图2叶片升力指数的关系图,惯性重力,lift-to-gravity比率是通过数值计算获得。从图可以看出,入射角度越小,越小指数和边界入射角振奋人心的力量。换句话说,AOA的程度的增加,无论正面或负面,Cd也将增加的价值。当Cd = 1.36和Aoa = 20,指数惯性重力上升的比例是非常大的。当小角是7,上升力的比值是最明显的。随着仰角的增加,机翼过渡区域将从屁股到前端沿后缘。当小角达到17°,它到达附近的前沿。Re = 5.0×105时,升力系数成为线性在中小海拔角度和增加在小仰角角度。最大升力系数和入射角是非常大的,Cd = 0.143。当阻力系数小和仰角是4,电梯比例是最大的。 As the elevation angle increases, the wing transition position will move along the rear surface from the trailing edge to the leading edge, so that the elevation angle Aoa is 12. When you reach the forefront, if Re is 1.0 × 106升力系数、阻力系数、升力反应率,和过渡位置变化引起的入射角基本上是相同的与Re = 5.0×10相比5。即使入射角很小,基本上是相同的。在高海拔的角度,阻力系数小,升力系数很大,临界仰角和最大升力/反应率都很大,Cd = 0.152。一般来说,随着雷诺数的增加,翼的气动特性克拉克将逐渐提高。电梯的特定性能的增加,临界仰角增加,阻力减少,和电梯比显著增加。最好是,multirotor翼的仰角减少。然而,机翼绕流表面的过渡位置越来越接近前缘,其状态是更有可能从气流过渡到湍流。
4.2。振动特性的角度攻击灵活的翅膀
如图3,机翼的升力系数增加而增加曲线在一定的范围内,减少与机翼厚度的增加,阻力指数随厚度的增加。随着曲率的增加,它变得越来越小。因此,较小的机翼厚度和外倾角越大,octorotor的气动性能就越好。这时,机翼的结构稳定性和刚度将减少在某种程度上,和制造困难也将增加。因为一层纳米纤维需要嵌入在生产过程中,这一层的材料的流动性有很大的影响,这有利于效率的提高。电动机的内部阻力之间的关系和空载电流交易。选择一个高效电动机直接通过选择一个小的内部阻力和空载电流小。电机效率也与等效电压和电流密切相关。级联分Cd的控制效果优于级联整数Cd,过度都是接近于零,级联分数Cd调整到0.18,级联整数Cd更为灵活。横摇角时系统响应仿真曲线限制在一定范围内随机步骤。级联分数阶Cd响应曲线总是位于输入信号之间的曲线和级联integer-order Cd响应曲线,这表明级联分数阶Cd可以跟踪的变化预期态度和始终保持稳定和快速的状态,从而获得运动和当前之间的密切关系。
如图4弹性模量为2.5时,无论是翼与更大的硬度或机翼刚度较小,被攻角流在吸力面,和硬度更大的翼是翼型气动性能的影响不是很大,前缘分离流再次流动,大大增加了上升力指数。然而,对于大型的临界迎角(16°),由于严重的气流分离,机翼变形的影响是有限的,分离流再也无法坚持,电梯指数增加无关紧要的。弹性模量是0.7 E时,机翼与更大的刚度会产生更大的振动,和机翼表面的流场有很强的非定常流的现象。弹性模量是0.7 E时,翼型表面的瞬态流场13°攻角。大幅度振动翼的相对困难中间使分离流周期性地坚持机翼表面,和涡卷起在机翼上表面。的后缘涡沿着机翼脱落,导致电梯指数波动很大。第二级节点柔性机翼P1, P2, P3都畸形2.5 E不同角度的攻击。机翼的变形更大的前缘硬度是不明显,后缘的变形是最明显的。在到达临界值之前,两个机翼表面的时间平均变形刚度较低的前缘增加随着迎角的增加,和时间平均变形翼段的后缘不严格减少随着迎角的增加。摊位后,随着迎角的增加,两者的变形机翼前缘表面硬度较低的逐渐减少,和变形机翼后缘与硬度越低增加迅速。
5。结论
Microaircraft是一种新型的飞机,近年来出现了。由于其价格低、操作简单,在军用和民用领域的广泛应用。目前,microaircraft的优化和调试是在世界的高潮,和相关的空气动力学研究的一个前沿的研究micro-multirotor。飞行器具有体积小,操作速度低,和小雷诺数。整个飞行循环通常是数万至数十万,雷诺数是非常低。如果雷诺数进一步减少,将更低雷诺数,不可用在以前的传统的飞机。
eight-rotor飞机具有大载荷的特点需求,转子变量大小和变量数量。目前,市场上有各种转子尺寸,和有许多类型的汽车和各种转子电机匹配方案。如何快速确定动力装置的一个挑战在micro-octorotors的发展。当设计无人机,4/6/8转子通常选择第一个。为了确保所选择的设计在实际工程中的应用,不仅需要提高效率也降低组件的成本。一般来说,microaircraft可分为以下几类:固定翼模型,皮瓣模型,转子模型,或结合上述三个模型。对扑翼飞机,特别是eight-rotor飞机,它是一个更有效的推进方法比传统multirotor飞机。皮瓣气动特性,研究已经做了很多研究在理论实验和数值模拟,但是许多研究仅限于二维翼型的情况。本文分析长宽比等关键因素的影响,降低频率,初始频率,和攻角,为设计提供了一定的理论基础。
由于其灵活性、低成本和广阔的应用前景,小八转子吸引了许多研究者。然而,低雷诺数下空气动力学研究一直是一个难点。执行流固凝聚力分析微型octorotor,悬挂的流场数值计算,结构是静态和模态分析。越接近转子流场是转子表面,风速越大,越大的外圆转子沿着转子中心。的最大压力流场发生在叶片的尖端。流场的状态与飞行无关的态度和飞机的速度,它主要与转子的转速有关。转子表面上的最大应力发生在叶片部分的最大厚度。
此外,本文也有一些缺点。由于成本和资金有限,这个实验只进行了模拟和没有进行实地研究。也可能有错误。希望通过微型octorotors未来的研究,我们可以进一步了解。
数据可用性
的数据支持本研究的发现可以从相应的作者在合理的请求。
的利益冲突
作者宣称没有利益冲突。
确认
本文的研究成果是江苏省级工程研究中心(江苏中小企业的创新和应用物联网工程研究中心)和优秀科技创新团队的江苏大学和学院(工业网络和大数据的应用程序)。这项研究工作是由江苏高等教育自然科学研究项目(18 kjb480001),江苏青色工程2019年年轻学术带头人,自然科学研究项目CCIT (CXZK201805Q),开放实验室的边缘计算智能制造CCIT (KYPT201802z),常州高技术重点实验室(CM20183004),一流的学术项目工程江苏高等教育机构(TAPP) (PPZY2015A090),和实验室的人工智能技术的应用及研究(PYPT201805Z)。