CN109190256A - 仿生鸟翼覆羽的涡流发生器及其优化方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种仿生鸟翼覆羽的涡流发生器及其优化方法，属于机械装置及运输技术领域。若干个涡流发生器分别通过胶粘布置在平面或曲面上，用于改善安装区域的流场特性，涡流发生器的横截面形状为等腰三角形，按照来流方向，各横截面的腰长沿发展线按等比规律增长，各横截面相应点连线为曲线。对装设有此种仿生涡流发生器车辆升阻比进行研究，通过数值模拟，该仿生涡流发生器可使车辆升阻比提升4.53%。与三角形涡流发生器相比，升阻比提高了1.61%。

Description

仿生鸟翼覆羽的涡流发生器及其优化方法

技术领域

本发明涉及机械装置及运输技术领域，特别涉及一种仿生鸟翼覆羽的涡流发生器及其优化方法，是一种具有信天翁覆羽结构特点的仿生涡流发生器及其优化方法，可用于高速行驶的汽车、赛车等存在气流分离和湍流影响的不可压缩流体工况。

背景技术

对于高速行驶的汽车，因气流分离、湍流扰动影响，使压差阻力增加而造成能量损耗，燃油经济性降低，且在高速行驶中，汽车下压力减小，汽车行驶稳定性及安全性都有所下降，因此，如何减小汽车行驶中的空气阻力，提高下压力，充分利用空气的气动性能是汽车设计中的重要问题。

改善汽车空气动力学性能可以通过改变汽车外观形状、尺寸或加装气流控制装置(flow control mechanism)来实现，而对于有造型需求的汽车或有规则严格限制的方程式赛车，通过更改外形结构达到梳理气流效果的方法，开发周期长、成本高，而通过加装气流控制装置则可以灵活地控制具体工况下的气流发展，以极低的成本实现有效的气流控制，其无疑是解决气流分离和湍流干扰问题的最好方案。现有气流控制装置包括抽吸装置(suction)、吹气装置(blowing jet)及涡流发生器(vortex generation)三大类，其中，涡流发生器是不需要动力输入的被动控制装置，其在形状、尺寸及安装方式上有很大自由度而被广泛使用。现有涡流发生器形状包括三角形，矩形，梯形等，其中应用较为广泛的是三角形涡流发生器，但这种涡流发生器在汽车行驶速度较小时，即气流未分离时，不仅不能起到增加下压力的作用，还给汽车带来了额外的行驶阻力，因此在乘用车上应用较少，且只有在尺寸较小时才会有比较好的效果，对制造要求高。此外，应用于F1赛车上的有许多新型涡流发生器，比如应用于奔驰2016赛季前定风翼第二片襟翼尾缘的锯齿形涡流发生器、应用于奔驰2016赛季前定风翼独立气流通道上方的点状涡流发生器、应用于奔驰2016赛季前定风翼最后一片襟翼表面的百叶状涡流发生装置、应用于迈凯伦2016赛季MP431前定风翼襟翼尾缘上表面凹凸型涡流发生装置、应用于大多数F1赛车前翼Y250区域襟翼内缘的锯齿状涡流发生装置等，但由于国内方程式赛车产业并不兴旺和成熟，在具体设计方法及应用上，鲜见相关技术资料。

仿生学科的发展为各种问题的研究提供新的解决方案。信天翁是最擅长滑翔的鸟类之一，可以巧妙地利用气流的变化在空中持续滑翔,每下降30cm，可以向前飞行6m，而滑翔是利用空气动力最充分的一种飞行方式。

发明内容

本发明的目的在于提供一种仿生鸟翼覆羽的涡流发生器及其优化方法，解决了现有技术存在的上述问题。本发明通过产生高能量的漩涡并将这一能量传给低能量的气流，控制边界层分离，避免失速现象的发生或(和)减少压差阻力。此外，通过涡流发生器产生的涡流与由于轮胎等壁面阻碍所形成的湍流相互作用，调整湍流影响区流场特点，减小车辆行驶中受到的空气阻力，增大下压力，提高汽车的空气动力学性能，保证车辆的行驶速度，增加行驶稳定性、安全性，减少燃油消耗。本发明涡流发生器形状由仿生推演形成，对信天翁羽翼进行研究，发现其羽翼表面格外光顺，分叉极少，表面与气流随动的轻薄覆羽层结构或与气动噪声及气流梳理相关，对其进行抽象提取，形成本发明中所述的涡流发生器。

本发明的上述目的通过以下技术方案实现：

仿生鸟翼覆羽的涡流发生器，若干个涡流发生器分别通过胶粘布置在平面或曲面5上，用于改善安装区域的流场特性，其特征在于：涡流发生器的横截面1形状为等腰三角形，按照来流方向13，各横截面1的腰长沿发展线4按等比规律增长；各横截面1相应点连线为曲线，所述相应点为顶点A6、顶点B8、顶点C7。

所述的等腰三角形为等腰钝角三角形。

所述的按照来流方向13，各横截面顶角α3不变，最大横截面上腰长为L2，在与来流方向相反的方向上取垂直于设计表面的四个平面，平面与发展线交点距离为d，在四个平面上的横截面腰长为L_i(i＝1,2,3,4)；L，L₁,L₂,L₃,L₄组成等比数列，公比q<1。

所述的各横截面1的顶点A6以一曲线相连，该曲线与安装表面接触，曲率与安装表面曲率一致，各三角形的横截面的腰AB与安装表面相接或相切，腰AC由顶角α确定，各横截面1的顶点A6相连形成曲线l₁9，各横截面1的顶点B8相连形成曲线l₂11，各横截面1的顶点C7相连形成曲线l₃10。

所述的涡流发生器布置在发生边界层分离的前方或生湍流影响严重的部位。

根据涡流影响区宽度14，使用1个或多个涡流发生器，边界处两侧涡流发生器间距12等于或大于涡流影响区宽度。

所述的多个涡流发生器，各涡流发生器间距15为最大横截面顶点间距离m，涡流影响区或分离区宽度为n，涡流发生器个数为k，k为正整数，确定m＝n/(k-1)。

本发明的另一目的在于提供一种仿生鸟翼覆羽的涡流发生器的优化方法，包含如下步骤：

步骤(1)确定所要改变流场区域的沿气流发生方向的尺寸为a，横向尺寸为b，作用区域为曲面时，两尺寸沿曲面；取d等于a/4，取n等于或略大于或略小于b，由k为整数做出修正；

步骤(2)以横截面顶角α，最大横截面腰长L，公比q，间距m为设计变量，确定样本数量N，N≥(w+1)(w+2)/2,w为设计变量的个数；

步骤(3)根据所要改变流场区域的长度a，宽度b确定各设计变量的取值区间，用拉丁超立方法生成样本数据作为优化的数据库；

步骤(4)根据样本数据建立N组几何模型，进行仿真计算，以升阻比为优化目标，得出每组样本的升阻比导入数据库；

步骤(5)利用RBF模型近似建模，利用模拟退火算法进行全局优化，得出全局最优解，包含如下步骤：

步骤(5.1)根据数据库构造RBF近似模型

式中，x_i为样本点；φ是基函数，高斯函数||x-x_i||为两点间的欧氏距离；λ_i为第i个基函数的系数；p_j为线性多项式函数；μ_j为线性多项式函数的系数；u为线性多项式函数的个数；

由差值条件和正交条件可将上式写成矩阵形式

式中，A_ij＝φ(||x_j-x_i||)；P_ij＝p_j(x_i)；求解可得λ、μ；

步骤(5.2)用均方根误差RMSE来检验近似模型的精度

式中，r为验证点的个数；f(x_i)为验证点的真实值，由仿真计算得到；当RMSE≤0.1时精度达到要求，否则，重新建立数据库，建立近似模型；

步骤(5.3)利用自适应模拟退火算法得出全局最优解，设置迭代次数，初始温度参数，温度衰减系数，初始解，进行循环求解，当多次循环结果的变化值小于阈值时，循环结束，得到最优解；

步骤(5.4)根据最优方案建立几何模型，进行仿真计算，验证结果；仿真结果和优化结果的误差Δ小于或等于5％。

本发明的有益效果在于：

对装设有此种仿生涡流发生器车辆升阻比进行研究，通过数值模拟，该仿生涡流发生器可使车辆升阻比提升4.53％。与三角形涡流发生器相比，升阻比增加了1.61％。

由于仿生鸟翼羽形外泄特点，在涡流发生器产生涡旋的同时引导气流，调整湍流影响区流场，减小了形状阻力对车辆气动性能的影响。

创新性的模拟信天翁覆羽层结构的贴体特点，进行模型抽象，发现该涡流发生器的轻薄结构、随工况形态结构、曲率结构更能适应空气流动特点，在起到形成涡流以补充低能量流动的作用下，减少现有三角形涡流发生器造成的阻力在非失速或由于形状阻力造成气动阻力上升的影响。

由于大量涡流发生器，以及较为成熟的研究都存在于飞行器上，这是由于飞行器在接近声速时将产生令人无法接受的空气阻力，故其开发显得尤为重要，也更有效果及现实意义。但由于飞行器与汽车工况不同，用于飞行器上的涡流发生器不一定适合用在汽车上，而本发明所涉及涡流发生器是基于汽车研究设计的，能更有针对性的解决问题。

国内外学者有在汽车顶盖、尾部加装涡流发生器的研究，但大多或由于造型特点，或由于低速状态下涡流发生器带来的附加空气阻力比其对使气流贴附带来的优势大，而未被广泛的应用在乘用车上。在一些乘用车上有将一些三角形涡流发生器用在汽车前地板前部的实例，其产生的涡能量使气流在流经地板下部时不致分离从而加速气流的通过，增加了汽车高速行驶的稳定性。

相比三角形涡流发生器较为激进的影响，本发明所设计的涡流发生器显然更为和缓，只有对气流引导，顺应气流发展才可能在避免气流分离和减小形状阻力的前提下有效减少额外阻力，在完成更好的应用于方程式赛车的前提下更广泛的向乘用车上推广。

本发明中，通过拉丁超立方法进行抽样，样本分布更均匀，对样本空间的覆盖能力更强。优化方法为基于RBF模型的自适应模拟退火法，通过近似---检验---优化---验证得到最优方案，能够保证结果的可靠性及全局性。在应用时，对于不同车型，不同需求，可取阻力或升力等不同的气动参数为优化目标。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

图1为本发明的涡流发生器的结构示意图；

图2为本发明的涡流发生器的另一结构示意图；

图3为本发明的涡流发生器的等腰三角形截面的结构示意图；

图4为本发明的涡流发生器的布置组合示意图；

图5为本发明的涡流发生器的装配关系示意图；

图6为本发明的优化方法的流程图。

图中：1、横截面；2、最大横截面上腰长；3、横截面顶角α；4、发展线；5、平面或曲面；6、顶点A；7、顶点B；8、顶点C；9、各横截面A点相连所成曲线l₁；10、各横截面C点相连所成曲线l₃；11、各横截面B点相连所成曲线l₂；12、涡流影响区边界处两侧涡流发生器顶点间间距；13、来流方向；14、涡流影响区宽度；15、各涡流发生器间距。

具体实施方式

下面结合附图进一步说明本发明的详细内容及其具体实施方式。

参见图1至图6所示，本发明的仿生鸟翼覆羽的涡流发生器及其优化方法，以信天翁作为仿生对象，对其羽翼进行研究抽象，由此设计的仿生涡流发生器可显著提高车辆的空气动力学性能，降低能耗，提高汽车的燃油经济性。在基于仿真的工程优化设计中，设计变量和目标参数之间的关系往往是未知的，而近似模型可以通过数学方法在设计变量和目标参数之间建立一个显式的函数关系，利用该函数关系可以对样本点以外的目标参数做估计，大大减少了仿真时间。与全局优化方法结合，可以高效率，更准确的寻得多变量下的全局最优解。

若干个(数目在下文方案中得到确定)涡流发生器分别通过胶粘布置在平面或曲面5上，用于改善安装区域的流场特性，各涡流发生器的横截面1形状为三角形，按照来流方向13，各横截面1的面积沿发展线4按规律等比增长；各横截面1相应点(顶点A6、顶点B8、顶点C7)连线为曲线(l₁、l₂和l₃)。

所述的三角形为等腰钝角三角形。

所述的按照来流方向13，各横截面顶角α3不变，最大横截面上腰长为L2，在与来流方向相反的方向上取平行于最大横截面的四个平面，平面间距为d，在四个平面上的横截面腰长为L_i(i＝1,2,3,4)；L，L₁,L₂,L₃,L₄组成等比数列，公比q<1。

所述仿生鸟翼覆羽的涡流发生器各横截面1的顶点A以一曲线l₁6相连，该曲线与安装表面接触，曲率与安装表面曲率一致，各三角形的横截面的腰AB与安装表面相接或相切，腰AC由顶角α确定，仿生鸟翼覆羽的涡流发生器各横截面1的顶点B以一曲线l₂11相连,仿生鸟翼覆羽的涡流发生器各横截面1的顶点C以一曲线l₃10相连。

所述的涡流发生器布置在发生边界层分离的前方或因轮胎或其他因素影响产生湍流影响严重的部位，用以补充能量或(和)引导流场发展。

根据涡流影响区宽度14，使用1个或多个涡流发生器，边界处两侧涡流发生器间距12等于或略大于涡流影响区宽度。

所述的多个涡流发生器，各涡流发生器间距15为最大横截面顶点间距离m，涡流影响区或分离区宽度为n，涡流发生器个数为k，k为正整数，确定m＝n/(k-1)。

本发明的仿生鸟翼覆羽的涡流发生器的优化方法，包含如下步骤：

步骤(1)确定所要改变流场区域的沿气流发生方向的尺寸为a，横向尺寸为b，作用区域为曲面时，两尺寸沿曲面；取d等于a/4，取n等于或略大于或略小于b，(由k为整数做出修正)；

步骤(2)以横截面顶角α，最大横截面腰长L，公比q，间距m为设计变量，确定样本数量N，N≥(w+1)(w+2)/2,w为设计变量的个数；

步骤(3)根据所要改变流场区域的长度a，宽度b确定各设计变量的取值区间，用拉丁超立方法生成样本数据作为优化的数据库；

步骤(4)根据样本数据建立N组几何模型，进行仿真计算，以升阻比为优化目标，得出每组样本的升阻比导入数据库；

步骤(5)利用RBF模型近似建模，利用模拟退火算法进行全局优化，得出全局最优解。

步骤(5)所述的利用RBF模型近似建模，利用模拟退火算法进行全局优化，包含如下步骤：

步骤(5.1)根据数据库构造RBF近似模型

式中，x_i为样本点；φ是基函数，高斯函数||x-x_i||为两点间的欧氏距离；λ_i为第i个基函数的系数；p_j为线性多项式函数；μ_j为线性多项式函数的系数；u为线性多项式函数的个数；

由差值条件和正交条件可将上式写成矩阵形式

式中，A_ij＝φ(||x_j-x_i||)；P_ij＝p_j(x_i)；求解可得λ、μ；

步骤(5.2)用均方根误差RMSE来检验近似模型的精度

式中，r为验证点的个数；f(x_i)为验证点的真实值，由仿真计算得到；当RMSE≤0.1时精度达到要求，否则，重新建立数据库，建立近似模型；

步骤(5.3)利用自适应模拟退火算法得出全局最优解，设置迭代次数，初始温度参数，温度衰减系数，初始解，进行循环求解，当多次循环结果的变化值小于某一阈值时，循环结束，得到最优解；

步骤(5.4)根据最优方案建立几何模型，进行仿真计算，验证结果；仿真结果和优化结果的误差Δ小于或等于5％。

实施例：

以一款方程式赛车描述本发明的具体实施例：

由于赛车前翼最后一片襟翼设计攻角较大，在最后一片襟翼下方容易发生气流分离，高速行驶时易产生失速，下压力小，行驶稳定性及安全性都得不到满足。此外，由于轮胎的阻隔，气流在轮胎前方受到很大撞击而产生较大漩涡，上游气流遇到涡流后受到阻力不能顺利的流向赛车后方。考虑到二者的综合影响，确定所要改变流场区域为前翼最后一片襟翼到前轮之间，涡流发生器布置在最后一片襟翼下方的尾端，涡流发生器横截面为一等腰钝角三角形，最大横截面的顶点在襟翼尾缘上，横截面顶点的连线与襟翼下表面接触，各横截面相应点的连线曲率与襟翼下表面曲率一致。

要改变的流场区域纵向尺寸a＝66mm,横向尺寸b＝160mm,取横截面间距d＝17mm,涡流影响区宽度n＝160mm。

以横截面顶角α，最大横截面腰长L，公比q，间距m为设计变量，设计变量个数w＝4，样本数量N≥(w+1)(w+2)/2＝15,取N＝18。

90°＜α＜180°；0＜q＜1；因涡流影响区宽度n较大，取k≥2，若取α＝180°，L最大值为40mm，m最大值为80mm；若取α＝90°，考虑到L过小时不易加工且在仿真计算时精度不容易保证，取L最小值为10mm,m最小值为10mm。故10mm＜L＜40mm，10mm＜m＜80mm。

利用拉丁超立方法生成18组样本数据，可对每组数据做适当修改以确定涡流发生器的个数k。

根据样本数据建立18个几何模型，分别进行仿真计算，得出升阻比，计入样本数据库。

根据数据库建立设计变量与升阻比的近似模型，该过程由MATLAB工具箱实现。

取5个验证点，由近似模型得出近似解，建立几何模型，由仿真计算得到真实解，求均方根误差RMSE，判断RMSE是否小于等于1。

利用模拟退火算法进行优化，可在样本数据库中任选一组解作为初始解，设置初始温度为120，温度衰减系数0.99，得出全局最优解，该过程由MATLAB模拟退火算法工具箱实现。

根据最优方案建立几何模型，数值模拟得到仿真结果，与优化结果进行对比，判断误差是否小于5％。

若满足要求，可对该最优方案做适当修改以便于加工制造，将仿生涡流发生器通过胶粘与安装表面连接。

以上所述仅为本发明的优选实例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡对本发明所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种仿生鸟翼覆羽的涡流发生器，若干个涡流发生器分别通过胶粘布置在平面或曲面(5)上，用于改善安装区域的流场特性，其特征在于：涡流发生器的横截面(1)形状为等腰三角形，按照来流方向(13)，各横截面(1)的腰长沿发展线(4)按等比规律增长；各横截面(1)相应点连线为曲线，所述相应点为顶点A(6)、顶点B(8)、顶点C(7)。

2.根据权利要求1所述的仿生鸟翼覆羽的涡流发生器，其特征在于：所述的等腰三角形为等腰钝角三角形。

3.根据权利要求1所述的仿生鸟翼覆羽的涡流发生器，其特征在于：所述的按照来流方向(13)，各横截面顶角α(3)不变，最大横截面上腰长为L(2)，在与来流方向相反的方向上取垂直于设计表面的四个平面，平面与发展线交点距离为d，在四个平面上的横截面腰长为L_i(i＝1,2,3,4)；L，L₁,L₂,L₃,L₄组成等比数列，公比q<1。

4.根据权利要求1所述的仿生鸟翼覆羽的涡流发生器，其特征在于：所述的各横截面(1)的顶点A(6)以一曲线相连，该曲线与安装表面接触，曲率与安装表面曲率一致，各三角形的横截面的腰AB与安装表面相接或相切，腰AC由顶角α确定，各横截面(1)的顶点A(6)相连形成曲线l₁(9)，各横截面(1)的顶点B(8)相连形成曲线l₂(11)，各横截面(1)的顶点C(7)相连形成曲线l₃(10)。

5.根据权利要求1所述的仿生鸟翼覆羽的涡流发生器，其特征在于：所述的涡流发生器布置在发生边界层分离的前方或生湍流影响严重的部位。

6.根据权利要求5所述的仿生鸟翼覆羽的涡流发生器，其特征在于：根据涡流影响区宽度(14)，使用1个或多个涡流发生器，边界处两侧涡流发生器间距(12)等于或大于涡流影响区宽度。

7.根据权利要求6所述的仿生鸟翼覆羽的涡流发生器，其特征在于：所述的多个涡流发生器，各涡流发生器间距(15)为最大横截面顶点间距离m，涡流影响区或分离区宽度为n，涡流发生器个数为k，k为正整数，确定m＝n/(k-1)。

8.一种根据权利要求1至7任意一项所述的仿生鸟翼覆羽的涡流发生器的优化方法，其特征在于，包含如下步骤：

步骤(1)确定所要改变流场区域的沿气流发生方向的尺寸为a，横向尺寸为b，作用区域为曲面时，两尺寸沿曲面；取d等于a/4，取n等于或略大于或略小于b，由k为整数做出修正；

步骤(2)以横截面顶角α，最大横截面腰长L，公比q，间距m为设计变量，确定样本数量N，N≥(w+1)(w+2)/2,w为设计变量的个数；

步骤(3)根据所要改变流场区域的长度a，宽度b确定各设计变量的取值区间，用拉丁超立方法生成样本数据作为优化的数据库；

步骤(4)根据样本数据建立N组几何模型，进行仿真计算，以升阻比为优化目标，得出每组样本的升阻比导入数据库；

步骤(5)利用RBF模型近似建模，利用模拟退火算法进行全局优化，得出全局最优解。

9.根据权利要求8所述的仿生鸟翼覆羽的涡流发生器的优化方法，其特征在于，步骤(5)所述的利用RBF模型近似建模，利用模拟退火算法进行全局优化，包含如下步骤：

步骤(5.1)根据数据库构造RBF近似模型

式中，x_i为样本点；φ是基函数，高斯函数||x-x_i||为两点间的欧氏距离；λ_i为第i个基函数的系数；p_j为线性多项式函数；μ_j为线性多项式函数的系数；u为线性多项式函数的个数；

由差值条件和正交条件可将上式写成矩阵形式

式中，A_ij＝φ(||x_j-x_i||)；P_ij＝p_j(x_i)；求解可得λ、μ；

步骤(5.2)用均方根误差RMSE来检验近似模型的精度

式中，r为验证点的个数；f(x_i)为验证点的真实值，由仿真计算得到；当RMSE≤0.1时精度达到要求，否则，重新建立数据库，建立近似模型；

步骤(5.3)利用自适应模拟退火算法得出全局最优解，设置迭代次数，初始温度参数，温度衰减系数，初始解，进行循环求解，当多次循环结果的变化值小于阈值时，循环结束，得到最优解；

步骤(5.4)根据最优方案建立几何模型，进行仿真计算，验证结果；仿真结果和优化结果的误差Δ小于或等于5％。