在阅读此文前，诚邀您点一下“关注”，方便您进行讨论和分享的同时，又能给您带来不一样的参与感，感谢您的支持~
文|焉子看世界
编辑|焉子看世界
前言
扑翼动力学在许多研究领域都有着重要的意义，如生物激励系统和飞行器气动弹性。
主要目的是通过在较低雷诺数范围内给常规NACA0012翼型增加俯仰前缘来改善推进特性。这个问题在雷诺数为的情况下得到数值解104在各种拍打条件下。
前缘俯仰幅度对推进功率和效率有怎样的影响？使推力增强的根本原因是什么？
方法学
首先对提出的几何形状进行实验研究，实验研究包括一个集中于流动可视化的简短调查。实验是在AEROG-UBI风速测量实验室的设备上进行的，使用的是开放回路、开放截面和带风扇的鼓风机风洞0.3×0.2 m出口部分。
使用双组分激光多普勒测速仪在出口截面中心测量流速，该测速仪之前已在风速测量实验室中使用，水平和垂直平均速度由双速通道Dantec BSA F60处理器确定。通过打开位于上游的闸刀来调节平均速度。
机翼被调整到2度cm从出口处，用20cm和弦和40度音cm跨度。选择大于出口截面的翼展来减轻翼尖效应(翼尖涡流)并消除图像采集系统捕捉到它的可能性。机翼模型由一个与推进马达相连的结构支撑，而推进马达本身固定在地面上。
线性致动器的冲程速率为0.2 m领先于0.0012 m最大运行速度为0.8 m/s−1。以前在研究俯冲翼型中不相等的上升和下降速度的影响时，已经使用并验证了该装置26].前缘的俯仰运动由PKE543AC-PS50步进电机完成，该电机也由东方电机有限公司生产。
它固定在一个翼尖上，基本步距角为0.0144°传动比为50:1，使用ARD-CD和RKSD503-CD控制器分别对俯冲和俯仰运动进行了控制。这两个控制器使用CC05IF-USB数据设置软件通信电缆连接到配备有MEXE02支持软件的笔记本电脑。
机翼是用CATIA V5 R20软件设计的，其生产是用增材制造完成的。机翼是使用原始的Prusa i3 MK3S+ 3D打印机和PLA细丝生产的。
在另一个翼尖上，安装了一台摄像机来捕捉流场，相机是GoPro HERO10，它以拉格朗日视角提供了接近翼型现象的广阔视野。视频记录以每秒240帧的2704 × 1520像素分辨率拍摄，为了增强流动特征，在MATLAB上对视频进行了轻微处理。
图像处理用于收集一些指令，如调整大小、灰度转换、像素值调整和锐化。通过使用热蒸发水-甘油混合物的机器，该混合物凝结成小颗粒，用烟雾标记该流动。烟雾通过一根管子进入机翼通道。
在该管的下游，放置了一个流动矫直器，以消除由烟插入产生的任何垂直速度分量。在出口部分，使用发光二极管阵列照亮烟雾颗粒。
在实验研究之后，使用Ansys对NACA0012-IK30翼型进行了数值研究®流利的2022 R1，研究振荡翼型时，类似的数值方法已在之前的研究中使用并得到验证，假设扑动翼型周围的流动是层流到紊流的紊流。
使用的湍流模型是(间歇)过渡模型，它是−过渡模型[29].后者不能使用，因为它是伽利略变体，这意味着它不能应用于相对于计算速度场的坐标系移动的表面。的Fluent求解器实现过渡模型仅可与其他湍流模型结合使用，SST−本研究选择了模型。
使用基于压力的耦合算法求解控制方程，该算法将基于动量和基于压力的连续性方程联系起来。
采用基于最小二乘单元的方法评估梯度，压力插值方案具有二阶精度。动量、湍流动能、比耗散率和间歇性的对流项采用二阶迎风格式离散，而扩散项采用中心差分和二阶精度。瞬态离散化用一阶隐式方法完成。
计算区域由四部分组成：NACA0012-IK30翼型、入口、出口和内部，由于前部和后部之间的相对运动，在数值上解决-IK30提出了关于网格设计过程的几个挑战。这是通过使用重叠网格配置解决的，其中设计了两个组件网格和一个背景网格。
背景网格包括具有三角形元素的非结构化外部区域和内部区域，其中使用了具有矩形元素的结构化网格。进气口和出气口远离翼型，大约在20个翼弦处。组件网格的运动是使用用户定义的函数(UDF)完成的。
运动参数，例如频率、俯冲和俯仰幅度，是根据支配问题的无量纲参数确定的。这些是雷诺数，=/降低频率，=2/无量纲振幅，ℎ=/和无量纲速度，ℎ，在哪里是流体密度，是动态粘度，c是前缘无偏转时的气动弦长，和A是暴跌的幅度。
用于评估所提出翼型的推进性能的参数是平均推进功率、平均所需功率和推进效率。在其系数形式中，推进功率由下式给出
其值与推力系数相同。1和2分别是前部和后部的推力。所需的功率系数为
在哪里1和2分别为前部和后部的升力，和1是在支点处计算的前缘俯仰力矩。该术语()2等式中不存在(7)，因为没有对后部规定俯仰。Fluent求解器基于空气密度提供所有这些系数，风速，U和机翼面积，S，对于2D的情况，等于弦长。推进效率由下式计算
这两个值是在上一次模拟期间获得的，当时发现瞬变可以忽略不计。
对数值方法进行了网格和时间步长独立性研究，其中元素数量增加了2倍，时间步长减少了1倍1/2对于三个网格。
靠近墙壁的所有网格元素都设计有+大约是1。用于研究的条件是=1.0×104, =1.0, ℎ=0.50，以及=5°。推进系数对无量纲时间作图/在图4，在哪里T是运动周期。N表示网格元素的数量，最终网格(2)具有大约二十万个元素。
没有发现明显的差异，这表明网格和时间步长的独立性已经实现。此外，将本方法与暴跌的NACA0012的数值数据进行了比较[30]和来自Heathcote等人的实验数据[31]。
平均推进系数和所需功率系数用于验证低雷诺数下计算流体动力学结果的可靠性。计算在以下地点进行=2.0×104, ℎ=0.175和一个斯特劳哈尔数，，介于之间0.1和0.4。斯特劳哈尔数与无量纲速度有关。
推进性能
NACA0012-IK30的推进能力在雷诺数为104有两个无量纲的投入幅度，ℎ=0.25和0.50和三个无量纲速度，ℎ=0.25, 0.50和1.00。对于每一种情况，考虑了五种前缘俯仰幅度(0°, 5°, 10°, 15°，和20°).
首先，用三个常用于扑翼的基本参数来评估推进性能：平均推进功率、平均所需功率和推进效率，平均推进功率系数是相对于前缘俯仰幅度绘制的。
增加俯仰幅度在一定幅度内是有益的，然后开始减少，除了ℎ=1.00，未达到最大值。结果还表明，较慢的拍动状态并不受益于动态前缘，也没有表现出良好的推进能力，非常接近于产生阻力的状态。
虽然这两种无量纲振幅的行为非常相似，但ℎ=0.50就数量而言，改进要显著得多。当谈到平均推进功率，改进高达177.4%相对于俯冲，只获得了前缘。此外，结果表明，无量纲速度越高，为获得最佳推进功率，前缘俯仰幅度需要越高。
除了无量纲振幅较低和无量纲速度最高的情况外，动态激活前缘的影响总体上是有益的，但相当小。在这种特定情况下，所需功率线性下降，如下所示增加，随着13.0%与仅向前倾斜的前缘相比有所减少。
将两个推进系数结合起来，得到的推进效率如所示图8。曲线图表明，当前缘发生偏转时，无量纲振幅都有很大的改善，增幅高达229.8%。总的来说，中等无量纲速度的推进效率更高，尽管还不清楚是否ℎ=1.00可以在较大的俯仰幅度下提供更好的效率，因为没有考虑更大的值。
基于这些结果，很明显，增加俯仰前缘为传统NACA0012俯冲翼型的推进特性提供了很大的优势。这些改进不可避免地与动态前缘引起的流场变化有关。再…里图9和图10在前面提出的所有条件下，分析了前缘俯仰幅度对流动特性的影响。
数值场的表示使用总压等值线来观察流动分离，因为分离的流动区域由于相关损失而显示较低的值。快照在振荡周期结束时给出(/=1.0)，因为它们提供了整个期间发生的事情的表示。
所有条件都显示出一些气流分离，因为翼型以超过其静态失速角(约12°)的无量纲速度振荡°).只有俯冲前缘的情况下，最大有效迎角在14°之间°和45° (未知节点类型:trans未知节点类型:trans=未知节点类型:trans(ℎ))，可以减少≈ 6°当前缘倾角为20°时°.
然而，即使两个无量纲振幅具有相同的有效攻角剖面，翼型周围的现象是不同的。当翼型以较大的无量纲振幅振荡时，流动特征按比例增加，当前缘没有偏转时，前缘涡流占据翼型的整个上表面。
对于两种振幅，随着无量纲速度的增加，前缘涡流的存在变得更加明显，并向上游移动。这是预料中的，因为触发分离的有效迎角达到得更快，因此，LEV(前缘涡)形成开始得更早。
在俯冲翼型中，前缘涡流仅在位于最大厚度位置上游时作为推力增强特征，如高等人所述32]作为俯冲翼型的推力助推器。NACA0012-IK30翼型遵循相同的原理，尽管它不应被视为传统的俯冲翼型。
着眼于前缘俯仰幅度的影响，我们看到它在控制杠杆大小方面起着至关重要的作用。解释了前缘涡的大小和增长过程。
当没有前缘偏转时，LEV呈现其最大尺寸，随着俯仰幅度增加到20°°，对于两个无量纲振幅，涡流的大小减小到大约50%。这种减小是由于降低前缘部分的有效迎角导致逆压梯度减小。
相反，我们正在寻找一种方法来利用它的存在。这与在较高雷诺数下发生的气流分离相反，这是完全不希望的，这意味着理解LEV动力学(其位置、强度和在翼型上的停留时间)对于最佳地使用NACA0012-IK30作为推力增强机构是至关重要的。
此外，确定推进系数随时间的演变对理解推进改进的来源，更具体地说，对理解它们发生的时间范围是至关重要的。下图集中于显示良好推进特性和明显依赖于前缘俯仰幅度的条件。
偏转前缘提高了绝大多数振荡周期的推进功率，当翼型具有其最大有效迎角(/=0.25和/=0.75).然而，结果也表明，持续增加的当俯仰幅度可能导致推进功率下降时，可能没有好处，如在中观察到的/=0.50。
这与前缘具有最大攻角的时刻相一致，增大了翼型的正面面积，从而导致推力增加。这将在下文中用翼型周围的压力分布来说明。
在所研究的范围内，较高的俯仰幅度导致较高的推进功率值，尽管俯仰幅度上限与ℎ=0.50这种情况是意料之中的，因为过度偏转并没有带来实际的好处。没有观察到这个上限，仅仅是因为有效迎角的俯冲和俯仰项之间的相对重要性。
trans前沿可以提供的限制为6°当俯仰幅度设定为20°时°。因此，增加ℎ使得由俯冲运动引起的有效迎角更占优势。这就是为什么在较高的无量纲速度下，我们需要较高的俯仰幅度，以达到较高的推进功率值。
结论
提出并成功测试了改进的NACA0012翼型。在雷诺数为的情况下进行了数值研究104利用湍流不同挥舞条件下的(间歇)转捩模型，用实验流动显示数据补充数值计算。
对提议的可移动前缘进行了参数研究，特别关注其推进能力的增强潜力。俯仰前缘非常喜欢平均推进功率，主要是因为ℎ≥0.5。
在最低无量纲速度时，翼型接近阻力产生区，动态前缘没有真正的好处。此外，更高的拍动速度需要更大的俯仰幅度来最大化推进力。该机构还降低了功耗，但改进不如推进功率显著。
数值获得的流场用于将推进功率与流动特征相关联。结果表明，利用前缘涡的存在，而不是消除前缘涡，可以获得推进性能的改善。
随着时间的推移，对推进系数的深入分析表明，推进或所需功率方面的总体改善大致发生在翼型前缘最大偏转的地方。压力系数分布强化了这一点，表明推进功率的增加主要是由于锋面面积的增大，而不是压力分布的改变。
参考文献：
两段式扑翼飞行器扑动机构的设计与气动力学分析 盛典; 曾志强; 王冠群; 李心月 机械传动 2022
并联扑翼能量采集与动力学特性的数值模拟研究 王宇璐; 韩影; 郭凯伦 西安工业大学学报 2022
基于滑模自适应控制的扑翼飞行器控制系统研究 何颖 北京交通大学 2022