CN109885908B

CN109885908B - 一种新型羽翅仿生通风扑翼系统及多涡干扰机理分析方法

Info

Publication number: CN109885908B
Application number: CN201910091641.5A
Authority: CN
Inventors: 张国庆
Original assignee: Beijing Institute of Technology BIT
Current assignee: Beijing Institute of Technology BIT
Priority date: 2019-01-30
Filing date: 2019-01-30
Publication date: 2021-01-15
Anticipated expiration: 2039-01-30
Also published as: CN109885908A

Abstract

本发明属于仿生学和空气动力学交叉技术领域，公开了一种新型羽翅仿生通风扑翼系统及多涡干扰机理分析方法，进而推导和描述其运动方程组和捕捉涡运动轨迹。对通风扑翼系统的动态气动力特性、流动规律、动态涡结构及涡干扰特性的影响规律进行分析。本发明提出了新型羽翅仿生通风扑翼系统的多体模型设计，提出了气动外形和扑动方案。拓宽微型扑翼飞行器的设计思路，改善气动特性；归纳总结出不同扑动频率、扑动角、扑动倾角以及雷诺数等参数变化对通风扑翼布局的升阻特性、推力特性、流动规律、动态涡结构等的影响规律；总结出运动小翼和主扑翼之间的动态气动力及其多涡干扰机理。

Description

一种新型羽翅仿生通风扑翼系统及多涡干扰机理分析方法

技术领域

本发明属于仿生学和空气动力学交叉技术领域，尤其涉及一种新型羽翅仿生通风扑翼系统及多涡干扰机理分析方法。

背景技术

目前，业内常用的现有技术是这样的：

区别于普通固定翼和旋翼飞行器，微型扑翼飞行器(Micro ir vehicle)的主要特点是将举升、悬停和推进功能集于一个扑翼系统，具有较强的机动灵活性。并可以用很小的能量进行长距离飞行，更适于在长时间无能源补充及远距离条件下执行任务，在军事和民用航空领域都有着十分重要而广泛的应用前景。此外，扑翼系统还可以借助翼端前缘和后缘生成的动态涡结构，在翼面周围产生低压区，从而产生更高的升力和推力特性。可以预见，仿鸟类或昆虫飞行方式的微型扑翼飞行器将是MAV设计和发展的必然选择。

对于常规飞行器而言，雷诺数主要集中在10⁷左右，而对于诸如仿生鸟类等的飞行雷诺数量级则降至10⁴-10⁵。随着微型飞行器尺寸的进一步微型化，仿生昆虫类如蝴蝶、蜻蜓等的飞行雷诺数则会低至10²-10³量级，甚至更低。因此，低雷诺数下的空气动力学特性已经成为微小型仿生飞行器、鸟类以及昆虫等的重要特征。然而低雷诺数下的空气动力学特性又常常伴随着层流紊流转换、附面剪切层分离、粘度效应和非定常效应等等。尤其是对于仿生扑翼飞行器而言，又存在振翅空气动力学与关键尺寸参数如折合频率、斯特劳哈尔数等的复杂关联，周期性漩涡的形成、合并、移动和脱落，大攻角下升力系数的“静态迟滞”等现象。这也使得仿生流体力学和微型飞行器低雷诺数空气动力学成为近几十年来备受关注的热点问题和技术瓶颈。为此，国内外学者针对该领域进行了大量的分析工作。

20世纪初期，现有技术通过风洞实验解释了鸟通过扑动翅膀产生推力的能力，从而提出了扑动的翼型在产生升力的同时也能够产生推力的重要结论。现有根据观察得到的扑翼尾迹涡的位置和方向，提出了卡门涡街和逆卡门涡街理论，首次解释了阻力和推力的成因。现有通过流动显示实验验证了该理论。然而早期的扑翼飞行的理论分析大都采用准定常方法(Quasi-steady method)来对模型施以简化。即将连续的扑翼运动按时间离散成一系列静止的姿态，然后分别采用与之相同的静态机翼的定常气动特性理论，对其进行瞬时气动力求解并按时间积分，从而获得一个周期内的总气动力变化情况。尽管这种假设在一定程度上能够描述扑翼流场的某些特性，但其没有考虑流场的非定常特性，而这恰恰是扑翼流场最重要的部分，不能被忽略。

目前关于扑翼飞行的实验分析主要有两个方面：气动力测量和流场显示。现有采用动态扩展的果蝇力学模型，对两翼之间的气动力干扰等问题进行了相关的试验分析，并提出了昆虫产生高升力的机理是失速延迟(Stall delaying)、旋转环量(Rotationcirculation)和尾流捕获(Wake capture)等机理共同作用的结果。现有通过流场显示实验分析了放大10倍的鹰蛾扑动模型的流场变化和漩涡结构。现有翼端前缘大攻角下扑时将产生一个强烈的前缘涡(LEV)，它可以增大扑翼环量，使得靠近前缘上表面出现低压区而产生负的吸力峰，从而提高了扑翼整体的升力特性。同时实验中发现了“失速延迟”(Stalldelaying)机制，即在扑翼流场中存在一个强烈的展向流动现象，并在翼尖位置与翼尖涡融合，有效地阻止了LEV的脱落，从而使整个前缘涡产生的高升力在整个扑动过程中得以保持，改善了升力特性。现有通过流场显示实验分析了刚性矩形平板扑动的动态尾涡结构，发现推进效率主要取决于斯德摩哈尔数和展弦比的大小。现有通过对小黄蜂振翅运动的分析，发现了其区别于一般鸟类的运动模式。两翼在每次下扑前，首先在背部合拢然后才快速打开，并在翼尖产生一系列离散涡，并取得8-9的高升力系数。现有通过分析薄翼面的简谐振动，显示了扑翼产生的尾涡流场，揭示出交替生成的反卡门涡街强度以及横向运动与转动之间的相位角将严重影响扑翼的推进效率。

计算流体力学(CFD)技术是近年来随着计算机技术而发展起来的数值计算方法，通过网格划分将控制方程离散成线性和非线性方程组，再数值求解N-S 方程来获取扑翼流场的物理量，并可以将扑翼流场的粘性影响考虑在内。现有采用非定常面元法求解控制方程，并考虑翼的柔性，较深入地分析了天蛾模型的气动力和惯性力对扑翼柔性的影响。现有通过求解非定常不可压N-S方程，重现了真实昆虫飞行和动态比例模型所观察到的流场涡线，并模拟了较复杂的流场涡结构，也证实展向流动在稳定前缘涡提供高升力过程中所起的重要作用。现有采用有限元法、有限差分法和嵌入边界法求解非定常不可压N-S方程，对果蝇翼模型的流场进行了数值模拟，并将计算结果与现有的试验结果比较，数值模拟都较准确地计算出了升力、阻力随时间的变化趋势。

此外国内的高校和科研机构也都在扑翼飞行机理和空气动力学等方面开展了相关试验和数值模拟的理论分析。现有对果蝇悬停状态的扑翼模型进行了三维非定常N-S方程数值模拟，准确地计算出了升力和阻力随时间的变化趋势，也得出了有关昆虫高升力机理的三个类似结论：扑动开始时刻翼面的急加速运动、扑动过程中的失速涡不脱落、扑动结束阶段翼面的快速上仰运动。现有利用高频摄像机，记录小型鸟类起飞阶段的运动姿态，对小型扑翼的扑动方式、气动理论和控制方法进行了系统的分析，并在2011年研制出一款能自主飞行的仿生机械鸟。现有通过计算流体力学理论，对扑翼的升力机理、柔性翼的空气动力学以及昆虫在低雷诺数下的飞行机理等方面进行了深入的分析，得出大量的理论成果。这些理论成果在世界上也处于先进水平，对扑翼样机的研发有很大的指导作用。

综上所述，现有技术存在的问题是：

(1)大多数的理论、实验及数值模拟均把扑翼模型加工或简化为封闭式的动态翼面，这其实与鸟类在实际飞行过程中，飞羽适时地打开和闭合的运动状态存在很大的差别，不能很准确地反映其运动科学规律；

(2)现有的技术还不能够很好地解决低雷诺数下单纯的上下扑动翼面不能产生足够升力以配平自身重量和载荷，无法提供飞行所需动力等技术问题；

(3)常规的技术研究只停留在扑动动作本身，而对于新型的羽翅仿生通风扑翼系统的动态气动特性和沿展、弦向的前缘脱体涡及尾迹区翼尖涡的形成、发展及演变规律尚未涉及；不同几何尺寸、扑动参数变化对整个仿生通风扑翼系统的动态气动力和流场分布等影响规律等一系列的问题并未做深入的研究。

解决上述技术问题的难度和意义：

难度：

(1)如何解决扑翼连同运动小翼在大变形、大角度、高频率下的网格变形质量和精度问题；

(2)如何能够把运动小翼的多体动力学方程组写入运动矩阵并最终控制整个通风扑翼的运动，生成扑翼运动所需的三维动态网格；

(2)新型通风扑翼在不同扑动频率、扑动角、扑动倾角以及雷诺数等参数变化下的升阻特性、推力特性、动态涡结构有哪些特性规律；

意义：

通过对通风扑翼的动态气动特性的研究，在理论上，可以阐明通风扑翼概念设计背后新的运动机制，揭示其在扑动过程中的动态流场的变化和扑翼多体机构之间的气动力特性和涡干扰机理，总结出通风扑翼在不同扑动角、扑动频率、扑动倾角以及各个自由度的气动力参数随运动参数的变化规律。在工程上，又可以拓宽微型扑翼飞行器的设计渠道，改善气动特性和获得高升力特性。所要做的工作就是按照现有新的设计理念和认识，不断地去努力、探索和研究，争取将仿生扑翼的设计和研究更近一步。因此，本发明无论在理论上还是工程上都可以让对新型仿生通风扑翼布局的设计理念和气动特性方面有一个较为深刻的理解，并为今后设计和研发提供相应的理论依据。这些研究成果对微型扑翼飞行器的设计和改进都有一定的指导意义。

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种新型羽翅仿生通风扑翼系统及多涡干扰机理分析方法。

本发明是这样实现的，一种新型羽翅仿生通风扑翼系统及多涡干扰机理分析方法，具体包括以下步骤：

步骤一：仿生通风扑翼的气动外形设计及扑动方案的确定、推导和描述运动方程组和涡运动轨迹，三维模型的动态数值模拟；

a)基于鸟类飞行过程中翅膀的扑动规律和位置变化，本项目主要从气动外形和扑动方式两方面来确定通风扑翼的设计方案。其中气动外形方面主要研究并确定主扑翼的开槽方式以及运动小翼的形状和尺寸参数等。扑动方式主要包括主扑翼扑动频率、扑动幅度和倾斜角以及运动小翼的倾斜角、张开角、开闭响应时间等参数变化。

b)对于描述扑翼运动规律与捕捉尾涡运动轨迹方面，本项目将通过分析通风扑翼的周期性运动规律及位置来建立多体动力学运动矩阵，把局部运动坐标下随动小翼的运动矩阵转换到主扑翼所在的全局静止坐标系上来，进而推导整个通风扑翼在全局坐标系下的运动方程组，编写相应的运动代码和程序，来精确控制扑翼各个部件的运动状态和位置。通过计算出任意一段涡线在空间一点的诱导速度场，采用椭圆积分可以得到其在径向和轴向上的速度分量，通过求和并求解相应的常微分方程组，便可以得到相应时间段内通风扑翼尾涡的运动轨迹。这对于研究多涡之间的干扰机理至关重要。

c)对于数值模拟将采用新型的基于映射的网格变形方法生成整个扑翼的三维动态网格。系统地研究各种扑翼多体模型在不同扑动频率、扑动角度下的运动模式。并采用了高速摄影技术全程捕捉运动小翼在各个时间点及位置的运动状态，确定小翼的周期运动规律曲线，编写整个通风扑翼系统的运动程序，实现对整个扑翼流场的三维动态数值模拟。

步骤二：通风扑翼与普通平直板扑翼在不同斯特劳哈尔数和雷诺数下的实验验证及对比分析；

通风扑翼与普通平直板扑翼的对比实验主要分为有风工况下的风洞实验和无风工况下的测力实验两种。通过对应的实验可以较为直接地研究通风扑翼在扑动周期内的非定常气动特性，能够实现对其动态气动力、扑动频率、扑动角度、功率等的实时测量。在本课题中还将采用PIV切片技术显示通风扑翼在不同扑动状态、扑动参数以及展弦向位置下的动态流场结构、前缘涡和尾涡等的形成、合并和脱落的全过程。从而实现在不同斯特劳哈尔数及雷诺数下对已有的数值模拟结果的对比和验证。

步骤三：对不同扑动频率、扑动角和扑动倾角等参数变化对通风扑翼系统的动态气动力特性、流动规律、动态涡结构及涡干扰特性的影响规律进行分析。

通过采用实验和数值模拟相结合的方法，对不同气动外形和扑动方案的通风扑翼的动态气动特性、各多体模型之间的气动力以及涡干扰等问题进行深入的研究。通过研究通风扑翼的动态气动力特性和捕捉动态尾涡的运动轨迹，阐明翼面小翼的动态运动对整个通风扑翼系统气动特性的影响机理。归纳总结出通风扑翼系统的动态气动力特性、流动规律、动态涡结构及涡干扰特性在不同扑动频率、扑动角和扑动倾角等参数变化下的变化规律。

进一步，步骤一中，确定通风扑翼的设计方案：基于鸟类飞行过程中翅膀的扑动规律和位置变化，本发明主要从气动外形和扑动方式两方面来确定通风扑翼的设计方案。

进一步，步骤一中，气动外形确定主扑翼的开槽方式以及运动小翼的形状和尺寸参数等。

进一步，步骤一中，扑动方式主要包括主扑翼扑动频率、扑动幅度和倾斜角以及运动小翼的倾斜角、张开角、开闭响应时间等参数变化。

进一步，步骤一中，描述扑翼运动规律与捕捉尾涡运动轨迹：

(1)通过分析通风扑翼的周期性运动规律及位置来建立多体动力学运动矩阵，把局部运动坐标下随动小翼的运动矩阵转换到主扑翼所在的全局静止坐标系上来，进而推导整个通风扑翼在全局坐标系下的运动方程组，编写相应的运动代码和程序，来精确控制扑翼各个部件的运动状态和位置；

(2)通过计算出任意一段涡线在空间一点的诱导速度场，采用椭圆积分可以得到其在径向和轴向上的速度分量，通过求和并求解相应的常微分方程组，得到相应时间段内通风扑翼尾涡的运动轨迹。

进一步，步骤一中，三维动态数值模拟具体为：

(1)采用新型的基于映射的网格变形方法生成整个扑翼的三维动态网格；

(2)系统分析各种扑翼多体模型在不同扑动频率、扑动角度下的运动模式；

(3)采用高速摄影技术全程捕捉运动小翼在各个时间点及位置的运动状态，确定小翼的周期运动规律曲线；

(4)编写整个通风扑翼系统的运动程序，实现对整个扑翼流场的三维动态数值模拟。

进一步，步骤二中，通风扑翼与普通平直板扑翼的对比实验主要分为有风工况下的风洞实验和无风工况下的测力实验两种。

进一步，步骤二中，具体的实验验证及对比分析为：

(1)通过对应的实验分析通风扑翼在扑动周期内的非定常气动特性，实现对其动态气动力、扑动频率、扑动角度、功率等的实时测量；

(2)采用PIV切片技术显示通风扑翼在不同扑动状态、扑动参数以及展弦向位置下的动态流场结构、前缘涡和尾涡等的形成、合并和脱落的全过程；

(3)在不同斯特劳哈尔数及雷诺数下对已有的数值模拟结果的对比和验证。

进一步，步骤三中，具体的分析过程为：

(1)通过采用实验和数值模拟相结合的方法，对不同气动外形和扑动方案的通风扑翼的动态气动特性、各多体模型之间的气动力以及涡干扰等问题进行深入的分析；

(2)通过通风扑翼的动态气动力特性和捕捉动态尾涡的运动轨迹，阐明翼面小翼的动态运动对整个通风扑翼系统气动特性的影响机理；

(3)归纳总结出通风扑翼系统的动态气动力特性、流动规律、动态涡结构及涡干扰特性在不同扑动频率、扑动角和扑动倾角等参数变化下的变化规律。

综上所述，本发明的优点及积极效果为：

表1升力提升效果

扑动频率(HZ)	升力(封闭平板)	升力(通风扑翼)	提高量(％)
				2.3	0.01	0.08	7
3.0	0.02	0.1	4
				3.5	0.04	0.15	2.75
4.1	0.04	0.2	4
				4.7	0.03	0.45	14
4.9	0.015	0.62	40.3

表2常规研究与本发明的对比

(1)本发明依据鸟类翅膀的生物学构造、飞行机理以及扑动规律，对机翼和驱动机构进行仿生学设计，提出新型羽翅仿生通风扑翼系统的多体模型设计概念，并提出若干个气动外形和扑动方案。拓宽了微型扑翼飞行器的设计思路，改善气动特性。如上图1和表1所示，单纯上下扑动的封闭翼面，产生的正负升力相互抵消，总升力贡献几乎为零。而采用提出的新型羽翅仿生通风扑翼模型，在单纯的上下扑动下，可以产生额外几倍甚至几十倍的升力，气动特性得到了明显改善；

(2)本发明通过数值模拟和实验相结合的方法，归纳总结出不同扑动频率、扑动角、扑动倾角以及雷诺数等参数变化对通风扑翼布局的升阻特性、推力特性、流动规律、动态涡结构等的影响规律。而此项发现是之前研究中所没有涉及的；

(3)本发明揭示出通风扑翼概念设计背后新的运动机制下，扑动过程中的动态流场的变化和扑翼多体机构之间的动态气动特性，总结出运动小翼和主扑翼之间的动态气动力及其多涡干扰机理，这对于今后设计二自由度扑翼机技术有着重要的指导和推动作用。

附图说明

图1是本发明实施例提供的扑动翼面和振动圆柱体间的影响规律和耦合机理测定方法流程图。

图2是本发明实施例提供的扑动翼面和振动圆柱体间的影响规律和耦合机理测定方法技术路线图。

图3是本发明实施例提供的通风扑翼系统周期运动规律曲线图。

图4是本发明实施例提供的通风扑翼周期运动的位置变化示意图。

图5是本发明实施例提供的多体动力学运动坐标变换示意图。

图6是本发明实施例提供的通风扑翼多体模型涡分布规律示意图。

图7是本发明实施例提供的扑翼表面的受力分布示意图。

图8是本发明实施例提供的风洞实验及模型安装图。

图9是本发明实施例提供的基于虚拟仪器的扑翼实验测控系统连接示意图。

图10是本发明实施例提供的计算结果与NASA相应数据的对比曲线图；

图中：(a)升力特性对比；(b)压力系数对比(α＝0°)；(c)压力系数对比 (α＝10°)；(d)压力系数对比(α＝15°)。

图11是本发明实施例提供的不同扑动时刻某截面动态区域网格运动示意图。

图中：(a)下扑运动；(b)上扑运动。

图12是本发明实施例提供的计算结果与风洞实验结果对比及运动极限位置三维曲面图。

图13是本发明实施例提供的不同扑动位置下的三维动态涡分布示意图；

图中：(a)直平板扑翼；(b)双列式通风扑翼；(i)最低位置；(ii)最高位置。

图14是本发明实施例提供的CFD与风洞实验结果升力特性对比(封闭平板和通风扑翼对比)示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

下面结合附图对本发明的应用原理作详细描述；

本发明实施例提供的扑动翼面和振动圆柱体间的影响规律和耦合机理测定方法，具体包括以下步骤：

S101：仿生通风扑翼的气动外形设计及扑动方案的确定、推导和描述运动方程组和涡运动轨迹，三维模型的动态数值模拟；

S102：通风扑翼与普通平直板扑翼在不同斯特劳哈尔数(Strouhal number) 和雷诺数下的实验验证及对比分析；

S103：对不同扑动频率、扑动角和扑动倾角等参数变化对通风扑翼系统的动态气动力特性、流动规律、动态涡结构及涡干扰特性的影响规律进行分析。

步骤S101中，本发明实施例提供的确定通风扑翼的设计方案：基于鸟类飞行过程中翅膀的扑动规律和位置变化，本发明主要从气动外形和扑动方式两方面来确定通风扑翼的设计方案。

步骤S101中，本发明实施例提供的气动外形确定主扑翼的开槽方式以及运动小翼的形状和尺寸参数等。

步骤S101中，本发明实施例提供的扑动方式主要包括主扑翼扑动频率、扑动幅度和倾斜角以及运动小翼的倾斜角、张开角、开闭响应时间等参数变化。

步骤S101中，本发明实施例提供的描述扑翼运动规律与捕捉尾涡运动轨迹：

步骤S101中，本发明实施例提供的三维动态数值模拟具体为：

步骤S102中，本发明实施例提供的通风扑翼与普通平直板扑翼的对比实验主要分为有风工况下的风洞实验和无风工况下的测力实验两种。

步骤S102中，本发明实施例提供的具体的实验验证及对比分析为：

步骤S103中，本发明实施例提供的具体的分析过程为：

下面结合具体实施例对本发明的应用原理进行进一步说明；

如图2所示，本发明实施例提供的扑动翼面和振动圆柱体间的影响规律和耦合机理测定方法技术路线图。

(1)通风扑翼多体模型设计、动力学运动方程组和运动规律的描述与确定、沿展弦向涡运动轨迹的描述与推导以及扑翼表面的受力分布

1)通风扑翼多体模型设计

对于常规的平板对称扑动模型，上扑和下扑各自会产生正负升力，并随着扑动加剧而峰值随之增大，但对于整个扑动周期，该模型的平均升力提高极其有限，且通过增大扑动频率来提高升力特性的方法对于整个扑翼系统飞行性能的改善和稳定性方面效果欠佳。对于新型的通风扑翼设计，它是源于鸟类翅膀在真实飞行中的扑动和变形规律。首先，鸟类翅膀的截面通常为上凸、下凹的正弯度翼型。下扑时的空气阻滞明显要比上扑时严重，尤其是扑动频率及幅度较大时更为明显，因此会在法向平面产生额外的扑动升力。其次，鸟类翅膀在飞行中并不是简单的上下扑动，它在上扑时会有变形和折叠。这种扑动方式可以显著的减小上扑时的空气阻滞而减小负升力，同时还可以减小鸟类自身的肌肉损耗，提高飞行效率。

基于这个理念，本发明提出了通风扑翼的设计理念。通过在主扑翼面开槽并形成若干个自行活动的小翼(开闭瓣)，该小翼可以作为一个被动控制系统，利用扑翼上下扑动产生的翼面压力差而实现自行的开启与闭合。即主翼在向上扑动时，活动小翼会立即打开，并随着主翼向上运动直到最高点。当主翼向下扑动时，小翼会立即闭合，并随着主翼向下扑动直到最低点。为了确保翼面在下扑阶段，活动小翼关闭时不超过主翼面而在小翼活动端安装卡条，同时还通过连接线来控制小翼开启时的最大张开角。

对于通风扑翼的材料方面，一方面要保证重量较轻，以提高活动小翼自行开闭运动对翼面压力变化的敏感度；另一方面也要保证结构的刚度，以解决扑翼在高频率，大幅度下的扭转变形问题。基于此，本发明将继续采用先前经过风洞实验检测过的聚丙烯波纹板材料。此外，每个翼面沿展向都将内嵌三个碳纤维杆以增加机翼的刚度。气动外形设计方面，主要提出了七种通风翼类型：单列、双列、串列、三角列、倒三角列、双排列以及阵列，活动小翼则主要分析矩形、五边形、圆形、椭圆形、三角形和圆扇形，主翼面将主要分析平直翼和微弯度翼两种类型。

2)动力学运动方程组和运动规律的描述与确定

通过分析通风扑翼的周期运动规律及位置来建立多体动力学运动矩阵，进而编写运动代码和程序，来精确控制扑翼各个部件的运动状态和位置。与传统扑翼所不同的是，在主扑翼上附带有若干个运动小翼。即主翼在上下扑动的同时，运动小翼会随着翼面压强的变化而实现自行的展开和闭合。为此，本发明在先前的风洞实验中也对小翼单独采用了高速摄影技术，全程捕捉了运动小翼在各个时间点及位置的运动状态，并最终绘制出小翼在扑动周期内的运动规律曲线(如图3(b))，从而最大限度地为后续的数值模拟程序提供较为精确的运动数据，提高模拟精度。

如图3所示，本发明实施例提供的通风扑翼系统周期运动规律曲线图。

图中：(a)主扑翼运动规律；(b)小翼运动规律。

此外，运动小翼还会存在一个随动坐标变换。因此本发明在定义主翼相对于初始全局静止坐标(X₀，Y₀，Z₀)运动程序的同时，还要把小翼的运动参考点 (动点)及相对于局部运动坐标(X₁，Y₁，Z₁)的运动程序通过坐标变换映射到初始全局坐标系上来。

如图4所示，本发明实施例提供的通风扑翼周期运动的位置变化示意图。

如图5所示，本发明实施例提供的多体动力学运动坐标变换示意图。

如图5所示，主扑翼和运动小翼的复合运动都将在全局静止参考坐标系下进行统一的描述和定义。O₁点代表局部运动坐标系原点，G点代表全局静止坐标系原点。r⁰表示扑翼在全局坐标系下定义的局部坐标系的相对位置矢量。r¹是运动小翼末端至主扑翼根之间的相对位置矢量。T是从局部运动坐标系到全局静止坐标系的变换矩阵。运动小翼末端位置变化矢量r^Pk在全局静止坐标系下为：

其中变换矩阵T为：

主扑翼的J点(翼根)在单自由度下(1-DOF)的扑动规律为：

θ(τ)＝θ_mranθ₁ sin(2πfτ)

其中，θ_mean为主扑翼的平均扑动角，被设定为-5°；扑翼幅度θ₁为上下扑动35°。对于主扑翼相对于G点(全局坐标系)的角速度ω₁为：

对于随动的运动小翼，O₁点代表前一个时刻的运动参考点。O′₁为下一个时刻的运动参考点，同时它自身将与主扑翼有共同的相对于全局坐标系的运动角速度ω₂。因此，运动小翼的运动将参与两种运动规律：平移和转动。而平移运动可以定义为：

对于笛卡儿局部运动坐标系下的速度矢量u(x₁，y₁，z₁)与全局静止坐标系下的速度矢量u(x₀，y₀，z₀)关系则可以表示为：

ux₁，y₁，Z₁)＝T(θ(τ))u(x₀，y₀，z₀)

C.沿展、弦向涡运动轨迹的描述与推导

如图6所示，本发明实施例提供的通风扑翼多体模型涡分布规律示意图。

图中：(a)沿弦向尾涡的运动规律及轨迹；

(b)运动小翼与主翼沿展向的动态涡结构(实线：顺时针，虚线：逆时针)。

如图6(a)和(b)所示，TV表示翼尖涡(Tip vortex)，TESL表示扑翼后缘剪切层(Trailing-edge shear layer)，RV表示翼根脱体涡(Root vortex)，LEV 为扑翼前缘脱体涡(Leading edge vortex)。根据经典的毕奥萨伐定理，可以计算出任意一段涡线在空间一点的诱导速度场。因此对于通风扑翼尾涡系中形成的周期性涡环而言，假设编号为j的涡环半径为R_j，环量为Г_j，在空间中距离涡环中心线r_j，在距离涡环平面h_j的位置z(r_j，0，h_j)处的诱导速度为：

采用椭圆积分可以得到诱导速度u_j(z)在径向和轴向上的分量 u_rj(Z)和u_zj(Z)：

其中K(e)和E(e)分别为第一和第二类完全椭圆积分，e为偏心率，表示为：

对通风扑翼尾涡系中的所有涡环(j＝0，1…n)求和，便可以得到任意一点处(z_i)沿径向和轴向的诱导速度：

由此可以建立对应的常微分方程：

求解上述两个常微分方程，便可以得到相应时间段内各个涡环的运动轨迹，这对于分析通风扑翼产生的尾涡对整个扑翼系统气动特性的影响至关重要。

D.通风扑翼体表面的受力分布

如图7所示，本发明实施例提供的扑翼表面的受力分布示意图。

图中：(a)下扑阶段；(b)上扑阶段。

如图7所示，扑翼在上下扑动过程中会分别产生向下(V_u)和向上(V_d)的垂直速度。那么对于下扑时的速度为：V＝V_∞+V_u，上扑速度为：V＝V_∞+V_d。扑翼的合力(R)可以分别两部分：即垂直翼面的法向力(N)和平行翼面的轴向力 (P)：

N＝-∫P_udS_u+∫P_ldS_l

P＝-∫τ_udS_u+∫τ_ldS_l.

P_u和P_l分别为上下翼面的压强，τ_u和τ_l分别为上下翼面的剪切应力。扑翼的合力(P)还可以由升力(L)和阻力(D)组成：

L＝∫[-P_u cosθ-τ_u sinθ]dS_u+∫[P_l cosθ-τ_l sinθ]dS_l

D＝∫[-P_u sinθ+τ_u cosθ]dS_u+∫[P_l sinθ+τ_l cosθ]dS_l.

(2)通风扑翼与普通平直板扑翼在不同斯特劳哈尔数和雷诺数下的实验验证

与扑翼飞行器关系最紧密的两个无量纲参数是雷诺数(Re)和斯特劳哈尔数(Str)。其中雷诺数(Re＝U_∞c/γ)反映了流体现象中粘性影响的大小，扑翼的飞行雷诺数横跨了10～10⁶的范围，这就意味着扑翼飞行的理论分析需要兼顾粘性流和无粘性流的求解。而斯特劳哈尔数(Str＝fA/U_∞)则在一定程度上反映了流体运动中非定常性的影响程度。因此，这两个参数变化对整个扑翼的气动特性的影响将变得非常重要。

如图8所示，本发明实施例提供的风洞实验及模型安装图。

如图8所示，对于通风扑翼的实验方面，在前期工作中已经做了一些相关的风洞实验和无风工况下的部分模型的测力实验，积累了一定的实验数据，为后期的实验和数值模拟对比奠定了很好的分析基础。

通风扑翼的实验系统主要由六部分组成：

(1)高性能(Tahmazo ER282610)无刷电机，提供扑动系统的动力。

(2)曲柄摇杆及扑动机构，将牢固的连接扑翼并把旋转运动转换成线性的垂直运动。

(3)电子速度控制器(ESC)，连接电池组并通过两级减速齿轮机构来控制电机转速，以得到期望的震荡频率(0.63～7Hz)。

(4)高灵敏度压电传感器(Kistler 5073)，用来准确测量准静态、动态的拉伸和压缩力。

(5)放大器和数据采集器，将以每秒2000点的数据采样率通过电缆连接到计算机及DEWSoft软件进行后处理。

(6)高速摄像机，以高分辨率来准确记录整个通风扑翼特别是活动小翼的运动位置和规律。

如图9所示，本发明实施例提供的基于虚拟仪器的扑翼实验测控系统连接示意图。

对于本发明的实验方面，将无须再做昂贵的风洞实验，在提高工作效率的同时，可以直接继续前期工作。而有风工况下的风洞实验分析工作将交由数值模拟来完成。本发明将做大量无风工况下的系列测力实验，即在先前工作的基础上，加大扑动频率带宽和扑动幅度(包括运动小翼)。同时要进一步增加通风扑翼的整体气动外形方案。通过实验分析通风扑翼在扑动周期内的非定常气动特性，能够实现对动态气动力、扑动频率、扑动角度、功率等的实时测量。通过采用PIV切片技术显示通风扑翼的动态流场，并基于不同的斯特劳哈尔数和雷诺数，完成扑翼在不同扑动幅度、扑动频率和雷诺数下的实验分析。通过分析通风扑翼在不同条件下的升阻特性和推力特性等参数变化，进而得到不同斯特劳哈尔数及雷诺数对仿生通风扑翼系统气动特性的影响规律。

(3)不同扑动频率、扑动角、扑动倾角以及雷诺数等参数变化对通风扑翼布局的升阻特性、推力特性、流动规律、动态涡结构及涡干扰机理等影响方面的数值模拟和分析分析

为验证所采取的CFD数值计算方法的准确性，本发明取NACA 0012翼型在低雷诺数下的风洞实验数据作对比。模拟中采用成熟的标准k-ε湍流模型并采用有效的壁面函数法(Wall Function)处理近壁面的粘性底层。该模型是由 Launder and Spalding提出，湍动能输运方程通过精确的方程推导得到，耗散率方程则通过物理推理，数学上模拟相似原型方程得到。在模拟湍流条件下的均流特性中具有适用范围广、经济、合理的精度等特点。图10(a)为Ladson C.L， NASA升力系数对比，图10(b)、(c)和(d)分别为Gregory&O′Reilly，NASA在迎角0°、10°和15°沿弦向的压力系数分布。可见模拟结果与实验数据吻合较好，验证了计算模型和数值方法的准确性，保证了该模型在后续计算结果的可信性。

如图10所示，本发明实施例提供的计算结果与NASA相应数据的对比曲线图。

在此基础上，本发明还将采用动网格技术来解决流场形状由于边界运动而随时间改变的问题(如图11)。边界的运动形式可以是预先定义的运动，即可以在计算前指定其速度或角速度；也可以是预先未做定义的运动，即边界的运动要由前一步的计算结果决定，网格实现自动更新。而对于本发明将涉及多体含运动边界作相对运动或变形运动的非定常流动问题，一方面要求复杂外形能生成高质量的静态网格，另一方面也要求运动边界附近区域的网格能够随之运动并能自动调整，并在整个运动过程中保持良好的网格质量。因此本发明中还将采用弹簧近似光滑模型对现有动网格区域的网格节点进行松弛，关键的运动区域则采用目前新型的基于映射的网格变形方法，即不改变整个网格区域的拓扑结构，将边界的变形量按照一定的权重映射至流体区域内的各个网格点，以确定流场内网格的位移量，从而满足整个通风扑翼模型在运动过程中对网格畸变率和尺寸的要求，提高每一时刻运动过程中的网格质量，提高计算精度。对于定义运动方面，将把描述扑翼的运动代码编制UDF程序，通过利用有限体积法和SIMPLE法迭代求解三维流域N-S方程，对各种不同气动外形和扑动方式的仿生通风扑翼多体模型施行动态数值模拟工作。

如图11所示，本发明实施例提供的不同扑动时刻某截面动态区域网格运动示意图。

图中：(a)下扑运动；(b)上扑运动。

如图12所示，本发明实施例提供的计算结果与风洞实验结果对比及运动极限位置三维曲面图。

如图13所示，本发明实施例提供的不同扑动位置下的三维动态涡分布示意图。

图中：(a)直平板扑翼；(b)双列式通风扑翼。

(i)最低位置；(ii)最高位置

如图12和13所示，在之前的数值模拟工作中，本发明已经对三种通风扑翼结构即常规实体(Solid)、串列(Tandem)和双排列(Parallel)扑翼在无风工况下采取已精度验证的标准k-ε湍流模型进行了建模和数值模拟。

计算结果与对应的风洞实验结果吻合较好，证明了该动网格方法及湍流模型在非稳态下可以满足多体仿生通风扑翼运动对计算精度的要求。

但是之前的工作只给出了在固定几个飞行速度、固定扑动频率(f＝4.96Hz)和幅度(θ_u＝30°和θ_d＝-40°)下，以上三种基本扑翼模型的动态气动力、沿弦向和展向的涡结构及流线分布。

在本发明中，将对提出的所有通风扑翼设计方案进行三维重建并仿真，将计算得到的动态气动力在不同扑动频率、扑动角和雷诺数的数据与相应的实验数据进行对比。通风扑翼系统在不同参数变化下的动态气动力特性和涡干扰机理。分析流场中各翼尖涡对翼面气动力和流动分离的作用、翼尖涡的涡态结构、尾迹区翼尖涡的形成、发展及演变规律，最终确定出羽翅仿生通风扑翼系统多体模型适用的扑动频率带宽和飞行雷诺数范围。

本发明归纳总结出新型通风扑翼在不同扑动频率、扑动角、扑动倾角以及雷诺数等参数变化下的升阻特性、推力特性、动态涡结构等方面成果，揭示其运动规律和相互之间的涡干扰机理。给出通风扑翼气动布局可适用的扑动频率带宽、扑动幅度、最佳升阻特性及飞行雷诺数范围。

本发明采用坐标变换的方法把运动小翼的运动方程转换到全局坐标系上，并把多体动力学方程组写入运动矩阵并最终控制通风扑翼的运动。生成扑翼运动所需的三维动态网格并进行数值模拟。并采用较为成熟的实验方法辅以精度验证。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种多涡干扰机理分析方法，其特征在于，所述多涡干扰机理分析方法具体包括以下步骤：

确定通风扑翼的设计方案：

基于鸟类飞行过程中翅膀的扑动规律和位置变化，从气动外形和扑动方式两方面来确定通风扑翼的设计方案；

气动外形确定主扑翼的开槽方式以及运动小翼的形状和尺寸参数；

扑动方式包括主扑翼扑动频率、扑动幅度和倾斜角以及运动小翼的倾斜角、张开角、开闭响应时间参数变化；

描述扑翼运动规律与捕捉尾涡运动轨迹：

(1)通过分析通风扑翼的周期性运动规律及位置来建立多体动力学运动矩阵，把局部运动坐标下随动小翼的运动矩阵转换到主扑翼所在的全局静止坐标系上来，推导整个通风扑翼在全局坐标系下的运动方程组，编写相应的运动代码和程序，精确控制扑翼各个部件的运动状态和位置；

(2)通过计算出任意一段涡线在空间一点的诱导速度场，采用椭圆积分得到其在径向和轴向上的速度分量，通过求和并求解相应的常微分方程组，得到相应时间段内通风扑翼尾涡的运动轨迹；

三维动态数值模拟具体为：

(4)编写整个通风扑翼系统的运动程序，实现对整个扑翼流场的三维动态数值模拟；

步骤三：对不同扑动频率、扑动角和扑动倾角参数变化对通风扑翼系统的动态气动力特性、流动规律、动态涡结构及涡干扰特性的影响规律进行分析。

2.如权利要求1所述的多涡干扰机理分析方法，其特征在于，所述步骤二中，通风扑翼与普通平直板扑翼的对比实验分为有风工况下的风洞实验和无风工况下的测力实验两种。

3.如权利要求1所述的多涡干扰机理分析方法，其特征在于，所述步骤二中，具体的实验验证及对比分析为：

(1)通过对应的实验分析通风扑翼在扑动周期内的非定常气动特性，实现对其动态气动力、扑动频率、扑动角度、功率的实时测量；

(2)采用PIV切片技术显示通风扑翼在不同扑动状态、扑动参数以及展弦向位置下的动态流场结构、前缘涡和尾涡形成、合并和脱落的全过程；

4.如权利要求1所述的多涡干扰机理分析方法，其特征在于，所述步骤三中，具体的分析过程为：

(1)通过采用实验和数值模拟相结合的方法，对不同气动外形和扑动方案的通风扑翼的动态气动特性、各多体模型之间的气动力以及涡干扰问题进行深入的分析；

(3)归纳总结出通风扑翼系统的动态气动力特性、流动规律、动态涡结构及涡干扰特性在不同扑动频率、扑动角和扑动倾角参数变化下的变化规律。