CN113255065A - 仿蒲公英的飞行器、飞行器的设计方法及分析方法 - Google Patents

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Abstract

本发明了公开了一种仿蒲公英的飞行器、飞行器的设计方法及分析方法，其中，该飞行器包括圆盘和环绕圆盘的若干根细长形的方柱，设计方法的步骤包括：根据阻力系数确定圆盘的直径与厚度；所述圆盘的边缘为尖锐状；确定细长形的方柱尺寸，其中所述方柱均匀分布在所述圆盘一侧的四周且与所述圆盘刚性连接；根据飞行器的雷诺数确定方柱的数量，使得飞行器在飞行过程中尾迹处形成稳定的环状涡并且飞行器的阻力系数最高；该飞行器不同于常规飞行器的流线式外形，该飞行系统的圆盘与方柱均是尖锐的边缘，这能使其在垂直飞行时较于流线型产生更高的阻力系数，即单位面积上的作用力更高，从而获得更强的负载能力，并且无需考虑常规飞行器所需的升阻比要求。

Description

仿蒲公英的飞行器、飞行器的设计方法及分析方法
技术领域
本发明涉及飞行器领域，特别涉及一种仿蒲公英的飞行器、飞行器的设计方法以及分析方法。
背景技术
目前对于蒲公英飞行的气动力学研究匮乏，但可将蒲公英的特殊构型类比于带缝隙的圆盘，其由两部分构成：中心的小圆盘和附着在其周围呈辐条分布的方柱，呈现出具有尖锐边缘的降落伞结构，该结构与实心圆盘的差异在于周向分布的缝隙对于蒲公英的悬停起稳定作用并能延迟湍流的产生。同时，与常规飞行器的前缘涡脱落而形成升力的机制不同，蒲公英顶端的冠毛为钝体，气动力以阻力为主，结合高孔隙率的结构特点，能提供较高的阻力系数，单位面积内受力大，即负载能力强，且雷诺数仅为O(102)，低雷诺数下稳定的气动特性成为蒲公英飞行的关键特征。
当置于立式的低雷诺数气流中，在一定范围内的孔隙率下可观测到近尾迹区的一对稳定的涡环。此种涡结构在低雷诺数环境下能稳定地维持在蒲公英冠毛下游。较实心圆盘而言，虽因作用面积的减小而使得阻力减小，但较高的孔隙率却能获得高于实心圆盘3至4倍的阻力系数，即单位面积上的作用力更大，增强了负载能力。
目前关于带孔隙的钝体绕流现象主要集中在涡结构的辨识和涡脱落频率的测量。涡结构由雷诺数决定，在关键雷诺数以下为无回旋的层流或稳定的环状涡，当超过关键雷诺数，环状涡逐渐失稳而出现分叉涡，甚至会随雷诺数加大转变为湍流。由于流经蒲公英的垂直气流速度小，低雷诺数的飞行条件保证了持续的环状涡以维持飞行的稳定。该涡结构由一对密闭回流区构成，其尺寸与雷诺数成正相关，它是外边缘的剪切层作用的结果。当气流流经钝体时，由于外侧与内侧的流速差异导致在钝体边缘形成剪切层，钝体后部速度降低，流量减小，需要与剪切层进行夹带实现动量平衡。而周向的缝隙允许更多的气流进入尾迹，弥补了尾迹中的动量损失和剪切层的夹带需要，涡量的生成和对流一旦相互制衡，则不必形成回流区，因此涡环的尺寸与孔隙率成负相关。缝隙的存在不仅提高了涡旋脱落时的关键雷诺数，延迟了湍流的发生。除此以外，钝体绕流中的阻力系数尤为关键，与等尺寸的实心圆盘相比，虽由于缝隙的存在使得作用面积和阻力同时减小，但面积的减小发挥的作用更显著，因此能获得高于实心圆盘几倍的阻力系数。且在同一雷诺数下，随着缝隙的加大，阻力系数出现上升而达到一定峰值，该峰值意味着在该飞行速度下的最优负载能力。通过测量发现基压系数与阻力系数呈现相同的变化趋势，因此基压的分布成为影响阻力系数的关键因素。
钝体绕流的数值模拟是用网格划分的方法将控制方程离散成方程组，数值求解N-S方程，并考虑粘性项以获得流场中的相关变量。现有研究多采用有限元法求解非定常不可压N-S方程，并进行PIV试验与计算结果相比较，发现数值模拟能准确反映阻力随钝体构型和雷诺数的变化规律，较准确地捕捉涡结构和脱落频率。
综上所述，现有技术存在的问题是：
（1）现有的理论是以蒲公英的简化构型为基础，忽略了蒲公英真实模型的弯曲并将丝状绒毛简化为方柱，与真实构型或存在一定差异。
（2）蒲公英的无动力远距离飞行是依靠阻力与自身重量的平衡实现，但简化构型的差异和雷诺数的不同还不能很好的解决低雷诺数下两者的平衡。
（3）针对飞行器的气动特性分析多停留在涡结构的辨识和阻力系数的探讨，但缺少对涡环的几何尺寸、运动参数和形成机理的研究；且缺乏与实心圆盘的对比，无法验证飞行器中，缝隙所发挥的优势。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供一种稳定性好、高负载力的仿蒲公英的飞行器、飞行器的设计方法以及分析方法。
为了实现上述目的，本发明第一方面提供一种仿蒲公英的飞行器的设计方法，该飞行器包括圆盘和环绕圆盘的若干根细长形的方柱，设计方法的步骤包括：
根据阻力系数确定圆盘的直径与厚度；所述圆盘的边缘为尖锐状；
确定细长形的方柱尺寸，其中所述方柱均匀分布在所述圆盘一侧的四周且与所述圆盘刚性连接；
根据飞行器的雷诺数确定方柱的数量，使得飞行器在飞行过程中尾迹处形成稳定的环状涡并且飞行器的阻力系数最高。
在上述设计方法中，优选的，所述根据阻力系数确定圆盘的直径与厚度，进一步包括：
确定圆盘的直径，不断调整圆盘的厚度直至阻力系数最优。
在上述设计方法中，优选的，所述飞行器的雷诺数确定方柱的数量，进一步包括：
确定一个雷诺数，不断的调节方柱的数量，使得飞行器在飞行过程中尾迹处形成稳定的环状涡并且飞行器的阻力系数最高；
改变上述的雷诺数，重新调节方柱的数量，使得飞行器在飞行过程中尾迹处形成稳定的环状涡并且飞行器的阻力系数最高。
在上述设计方法中，优选的，相邻的方柱之间有间隙且孔隙率大于或等于0.8。
第二方面，本发明提供一种仿蒲公英的飞行器，所述飞行器根据上述的飞行器的设计方法设计而成。
第三方面，本发明还提供一种仿蒲公英的飞行器的分析方法，该分析方法基于上述的飞行器而来，具体包括：
根据所述飞行器建立多孔介质气动方程并进行三维数值模拟；
分析所述飞行器在不同雷诺数和孔隙率下的涡结构和气动特性；
对所述飞行器与无缝隙实心圆盘的气动特性进行对比分析。
在上述分析方法中，优选的，所述建立多孔介质气动方程具体包括：将飞行器看成一个多孔介质，在流域中采用N-S方程，而对于多孔介质区域则根据Darcy-Brinkman定律建立方程。
在上述分析方法中，优选的，所述根据所述飞行器进行三维数值模拟，进一步包括：
采用混合网格划分，对飞行器进行非结构网格划分，而其余区域则采用结构网格，并对飞行器周围的网格和近尾迹区的网格进行加密以准确捕捉涡结构；
采用大涡模拟的湍流模型，借助过滤函数分离出大、小尺度的涡并分别对其进行直接模拟和亚格子应力模型求解；空间离散项采用二阶中心差分法，对流项和时间离散项则分别进行二阶差分和隐式差分；
外流场设置圆柱并设置上下圆面为气流进口和出口。
在上述分析方法中，优选的，所述分析所述飞行器在不同雷诺数和孔隙率下的涡结构和气动特性，进一步包括：
通过改变雷诺数，对不同孔隙率下的尾迹结构进行辨识；
通过计算涡量在钝体边缘的产生和沿尾迹的扩散判断环状涡的生成机制；
通过计算阻力系数随雷诺数和孔隙率的变化规律并建立压强分布与阻力系数的联系，得出阻力系数的变化规律及其原因；
得出飞行器的气动特性随雷诺数和孔隙率的变化规律。
在上述分析方法中，优选的，所述对所述飞行器与无缝隙实心圆盘的气动特性进行对比分析，进一步包括：
在同一雷诺数下，对实心圆盘进行同样的数值模拟，对实心圆盘与所述飞行器的气动特性进行对比，以分析孔隙发挥的作用；
对所述飞行器的气动特性进行分析，包括涡量变化趋势、压强分布和阻力系数变化规律的差异；
得出飞行器中缝隙的存在对于气动特性的影响机理。
本发明相对于现有技术的有益效果是：本发明提供的飞行器包括位于中心的圆盘和环绕圆盘的若干根细长形的方柱，方柱与圆盘的侧面形成刚性连接并在其四周均匀分布，形成一种带缝隙的多孔介质，不同于常规飞行器的流线式外形，该飞行系统的圆盘与方柱均是尖锐的边缘，这能使其在垂直飞行时较于流线型产生更高的阻力系数，即单位面积上的作用力更高，从而获得更强的负载能力，并且无需考虑常规飞行器所需的升阻比要求。
另一方面，该飞行器的稳定性取决于孔隙率与雷诺数的共同配合，方柱的环绕分布决定了结构上的高孔隙特征，从缝隙中穿过的气流能够弥补尾迹中的能量缺失，拓宽了环状涡持续存在的阈值，使环状涡在较高的雷诺数下仍能维持稳定，进而稳定飞行，同时，在每一个孔隙率与雷诺数的组合下，总存在一个最优的负载能力，因此，在不同的风速下，可以调节方柱的根数实现最优的飞行性能。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的研究方法，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本发明实施例提供的一种仿蒲公英的飞行器的设计方法的流程图；
图2为本发明实例的飞行器简化图；
图中：（a）蒲公英三维模型正视图；（b）蒲公英三维模型俯视图；（c）蒲公英简化模型；
图3是本发明实施例提供的一种仿蒲公英的飞行器的分析方法的流程图；
图4为本发明实例的外流场设置及网格划分；
图5为本发明实例的数值模拟结果与先前研究的数据对比；
图中：（a）阻力系数对比；（b）升力系数对比；
图6为本发明实例与实心圆盘在Re=400的涡结构对比；
图7为本发明实例中不同孔隙率与实心圆盘的流线图；
图中：（a）ε=0.9642，Re=100；（b）ε=0.9642，Re=400；（c）ε=0.9212，Re=100；（d）ε=0.9212，Re=400；（e）实心圆盘，Re=100；（f）实心圆盘，Re=400；
图8为本发明实例中不同孔隙率，最大流向涡量沿尾迹的变化趋势；
图中：（a）Re=100时沿尾迹的涡量下降；（b）Re=200时沿尾迹的涡量下降；（c）Re=300时沿尾迹的涡量下降；（d）Re=400时沿尾迹的涡量下降；
图9为本发明实例中ε=0.9642的构型在Re=100,200,300,400下的涡量下降趋势图；
图10为本发明实例的涡量云图与实心圆盘的对比；
图11为本发明实例的阻力系数C d 压在不同Re下的变化趋势图；
图中：（a） Re=100；（b）Re=200；（c）Re=300；（d）Re=400;
图12为本发明实例中沿径向的前缘面和后缘面的压强系数分布曲线图；
图中：（a）不同孔隙率的压强系数变化曲线；（b）径向示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在此需要说的是，以下所说的飞行器均指本发明所要保护的飞行器。
本实施例提供一种仿蒲公英的飞行器的设计方法，该飞行器包括中心的圆盘和环绕圆盘的若干根细长形的方柱，参照图1和图2，该设计方法具体包括以下步骤：
步骤S101：根据阻力系数确定圆盘的直径与厚度；所述圆盘的边缘为尖锐状；
具体的，在钝体绕流中，阻力系数与径厚比(直径/厚度)和孔隙率紧密相关，因此，在稳定环状涡存在的前提下，当圆盘直径确定时，不断调整厚度以获得最优的阻力系数。
步骤S102：确定细长形的方柱尺寸，其中所述方柱均匀分布在所述圆盘一侧的四周且与所述圆盘刚性连接；
在此需要说的是，本实施例中飞行器该的圆盘与方柱均是尖锐的边缘，这能使其在垂直飞行时较于流线型产生更高的阻力系数，即单位面积上的作用力更高，从而获得更强的负载能力，并且无需考虑常规飞行器所需的升阻比要求。
另外，应当说明的是，方柱作为与中心圆盘连接的部件，其截面的边长和根数共同受中心圆盘的限制，以确保多根方柱在连接处不会重叠。
步骤S103：根据飞行器的雷诺数确定方柱的数量，使得飞行器在飞行过程中尾迹处形成稳定的环状涡并且飞行器的阻力系数最高；
具体的首先，确定一个雷诺数，不断的调节方柱的数量，使得飞行器在飞行过程中尾迹处形成稳定的环状涡并且飞行器的阻力系数最高；
接着改变上述的雷诺数，重新调节方柱的数量，使得飞行器在飞行过程中尾迹处形成稳定的环状涡并且飞行器的阻力系数最高。
应当理解的是，确定了飞行器中各个分支的截面形状、尺寸参数和分布形式：几何中心由一个圆盘组成，若干根方柱嵌在圆盘周围，以圆盘的圆心为坐标原点建立坐标系。基于此，确定孔隙率的表达式。
Figure 156262DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure 479927DEST_PATH_IMAGE002
为为孔隙率，
Figure 994085DEST_PATH_IMAGE003
为为空心部分的面积，
Figure 28774DEST_PATH_IMAGE004
为总面积，
Figure 374305DEST_PATH_IMAGE005
为方柱的 数量，
Figure 540975DEST_PATH_IMAGE006
为方柱的直径，
Figure 339167DEST_PATH_IMAGE007
为整个飞行器的直径，
Figure 646389DEST_PATH_IMAGE008
为圆盘的直径。
在本实施中，本发明将对设计的所有孔隙率进行数值模拟仿真，具体的仿真实验结果如下表1所示。
其中，D为整个飞行器的直径，方柱的直径为0.03%D，圆盘的直径为0.1D，圆盘的厚度为0.03%D
表1
方柱的数量 孔隙率
10 0.9728
13 0.9676
15 0.9642
17 0.9608
20 0.9556
23 0.9504
25 0.9470
27 0.9436
30 0.9384
35 0.9298
40 0.9212
45 0.9126
50 0.9040
55 0.8954
60 0.8868
结合具体实例确定孔隙率范围为0.8868≤ε≤0.9642，工作在垂直流场中的雷诺数大小确定为Re=100,400。
表2.常规翼型与本发明的对比
名称 常规翼型 本发明
气动外形 封闭的流线型机翼 带缝隙的钝体
飞行机制 升力主导 阻力主导
参数变化下的升阻特性、涡结构分布规律 尚不明确 明确
气动特性 尚不明确 明确
另外，不稳定分叉涡出现的关键雷诺数如表3所示，其中，实心圆盘的关键雷诺数为(135,140)，实心圆盘的阻力系数为1.17，
表3
飞行器的孔隙率 飞行器的关键雷诺数 飞行器的阻力系数
0.9040 (420,430) 4.115
0.9126 (440,450) 4.103
0.9298 (450,460) 4.032
0.9384 (480,490) 4.051
0.9470 (510,520) 4.056
0.9556 (530,540) 4.048
本发明提出了一种新型的仿生飞行系统的设计方法和飞行方式，该设计方法拓宽了常规飞行器中仅以升阻比为判别标准的方式。该飞行器的设计方法是在垂直来流的环境中，以稳定的环状涡和较高的阻力系数(较强的负载能力)为准则：在稳定环状涡存在的条件下，使设计的高孔隙结构能够在不同的雷诺数下获得最优的阻力系数并提高带负载的能力。不同于常规飞行器的以高升阻比为设计基准，如表2所示，常规飞行器的飞行方式为升力主导，而本发明以阻力主导;常规飞行器的升阻特性未知并且尾迹中涡结构紊乱，而本发明的阻力特性已知并且尾迹的涡结构为稳定的环状涡。基于该设计方法设计出的一种仿蒲公英的飞行器具备天然的优势，高孔隙率的结构特征能够产生以下效果：与同一体系下的实心圆盘相比，如表3所示，飞行器中的缝隙能显著提升不稳定分叉涡出现的关键雷诺数，延迟了不稳定涡结构的发生；并且阻力系数达到实心圆盘的四倍以上。
在另外一些实施例中，本发明提供一种仿蒲公英的飞行器，该飞行器根据上述实施例中飞行器的设计方法设计而来，另外需要说明的是，该飞行器的气动外形是一种高孔隙率（孔隙率大于或等于0.8）的多体结构，其主要由两部分构成，包括位于中心的薄圆盘和环绕圆盘的若干根细长形方柱。细长形的方柱截面为正方形，由蒲公英的绒毛简化而成，与中心圆盘的侧面形成刚性连接并在其四周均匀分布，形成一种带缝隙的多孔介质。不同于常规飞行器的流线式外形，该飞行系统的圆盘与方柱均是尖锐的边缘，这能使其在垂直飞行时较于流线型产生更高的阻力系数，即单位面积上的作用力更高，从而获得更强的负载能力，并且无需考虑常规飞行器所需的升阻比要求。另一方面，该飞行系统的稳定性取决于孔隙率与雷诺数的共同配合：方柱的环绕分布决定了结构上的高孔隙特征，从缝隙中穿过的气流能够弥补尾迹中的能量缺失，拓宽了环状涡持续存在的阈值，使环状涡在较高的雷诺数下仍能维持稳定，进而稳定飞行；同时，在每一个孔隙率与雷诺数的组合下，总存在一个最优的负载能力。因此，在不同的风速下，可以调节方柱的根数实现最优的飞行性能。
在另外一实施例中，本发明提供一种仿蒲公英的飞行器的分析方法，如图3所示，该分析方法包括以下步骤：
步骤S201，根据所述飞行器建立多孔介质气动方程并进行三维数值模拟：
具体的，将飞行器看成多孔介质，利用N-S方程与Darcy-Brinkman定律结合分别得到流场域和多孔介质区域的无量纲控制方程为：
Figure 580847DEST_PATH_IMAGE009
Figure 183998DEST_PATH_IMAGE010
Figure 469486DEST_PATH_IMAGE011
其中，
Figure 49241DEST_PATH_IMAGE012
为y方向上的速度，
Figure 103785DEST_PATH_IMAGE013
为压强，
Figure 205733DEST_PATH_IMAGE014
用以表征渗透性，
Figure 650621DEST_PATH_IMAGE015
为渗透 率，与孔隙率有关：
Figure 597848DEST_PATH_IMAGE016
接着，采用大涡模拟(LES)的湍流模型，通过滤波函数将大小尺度的涡分离，并对 大尺度的涡直接模拟，对小尺度涡采用Smagorinsky模型使等式封闭。相关的流场设置如图 4所示。为验证该数值模拟方法的正确性，本发明将径厚比AR=10的无缝隙实心圆盘的模拟 结果与Shenoy和Chrust的研究结果进行对比。如表3表示的无缝隙实心圆盘在垂直流场中 发生涡结构转变的关键雷诺数，
Figure 943116DEST_PATH_IMAGE017
为对称的环状涡变成非对称环状涡的关键雷诺数，
Figure 684807DEST_PATH_IMAGE018
为发生周期性脱落的Hopf分叉涡时的关键雷诺数。对出现分叉涡时周期性变化的升 力系数
Figure 85833DEST_PATH_IMAGE019
和无量纲
Figure 367910DEST_PATH_IMAGE020
对比。并对无缝隙实心圆盘在不同雷诺数下的阻力系数
Figure 36526DEST_PATH_IMAGE021
进行 了仿真计算，与Roos和Willmarth测量的实验数据对比如图5所示。可以看出采用大涡模拟 取得的结果与先前学者的研究成果较为符合，增加了该模拟方法的可信度。
表4数据对比
AR=10 说明: 说明: C:\Program Files (x86)\gwssi\CPC客户端\cases\inventions\a1fbf562-01cd-4917-8ab8-8dbbbf6da976\new\100002\82252dest_path_image034.jpg
Figure 339332DEST_PATH_IMAGE017
 说明: 说明: C:\Program Files (x86)\gwssi\CPC客户端\cases\inventions\a1fbf562-01cd-4917-8ab8-8dbbbf6da976\new\100002\127569dest_path_image036.jpg
Figure 634178DEST_PATH_IMAGE018
 说明: 说明: C:\Program Files (x86)\gwssi\CPC客户端\cases\inventions\a1fbf562-01cd-4917-8ab8-8dbbbf6da976\new\100002\991619dest_path_image040.jpg
Figure 47842DEST_PATH_IMAGE020
本发明数值结果 (135,145) (150,155) 0.117
Shenoy等的数值结果 135 155 0.113
Chrust等的实验结果 129.6 (136.3, 138.7) 0.115
步骤S202中，分析不同雷诺数和孔隙率下的涡结构和气动特性；
通过数值模拟的方法，在不同雷诺数下对不同气动外形即不同孔隙率的飞行器钝体的涡结构及气动特性进行深入的研究。通过观察尾迹涡结构的形成过程，阐述当气流穿过不同尺寸的缝隙时，对于整个飞行系统气动特性的影响机理，并揭示尾迹中涡结构的运动参数和气动力随雷诺数和孔隙率的变化趋势，其中，将阻力系数作为负载能力的评价标准。
在本实施例中，具体的，对飞行器钝体的涡结构及气动特性分析如下：
首先，利用Q准则辨别尾迹中的涡结构，其中，
Figure 508648DEST_PATH_IMAGE022
Re=400时，飞行器ε=0.8868尾迹中稳定的环状涡与实心圆盘的不稳定涡用Q等值面如图6所示。利用三维流线分布反映尾迹是否存在回流区，如图7所示，可以发现尾迹中存在三种流动模式：无回流区、稳定的回流区和湍流。在ε=0.9642，Re=100时，而随着Re的增大至400时，回流形成；同时ε的减小也将在尾迹中形成回流。与实心圆盘相比，带缝隙构型的优势在于，其尾迹能维持稳定的涡环，而实心圆盘在Re=400时该涡环将转化为湍流，不再稳定。
下面从涡量角度分析稳定回流区的形成机理。
涡量作为速度矢量的旋度，反映了旋涡的强度和方向，三维涡量表示为
Figure 716775DEST_PATH_IMAGE023
为探究涡量沿尾迹的分布与Re和
Figure 764497DEST_PATH_IMAGE024
的关系，定义无量纲流向涡量
Figure 716272DEST_PATH_IMAGE025
， 流向最大涡量为
Figure 329787DEST_PATH_IMAGE026
。
对于不同孔隙率，当Re=100,200,300,400时最大流向涡量沿尾迹的分布如图8所示，可以明确分辨出涡量在近尾迹区和远尾迹区以两种不同的速率进行衰减。在近尾迹区涡量的下降速度较小，主要发生的是从缝隙中流入的气流与剪切层的混合，由于剪切层阻碍了正负涡量的抵消作用，涡量的下降速度较慢；而当流向距离超过D时，下降速度增大，这是由于远尾迹区剪切层消失，涡量的扩散作用加之正负涡量的交互抵消，导致最大涡量的下降速度更快。且ε越小，聚集在尾迹区域的涡量越强。
而当Re逐渐由100加大至400时，带缝隙圆盘ε=0.9384和实心圆盘的涡量衰减趋势 对比如图9所示。在
Figure 676193DEST_PATH_IMAGE027
一定的情况下，对于近尾迹区，Re的增大会使涡量大小随之增大，但衰 减速率几乎保持一致；而在远尾迹区，随着Re的加大，而衰减速率有所减慢，这是由于对流 作用随着Re而增强，弥补了正负涡量的交互抵消，减缓了涡量的衰减。同时，涡量产生的幅 度超过对流作用，因此需要更多的涡量以弥补剪切层的夹带需要，回流区继而产生并随着 Re加大而逐渐生长。另一方面，通过实心圆盘与带缝隙圆盘的衰减速率对比可知，实心圆盘 由于无额外气流进入尾迹弥补正负涡量的抵消作用，导致在远尾迹区急剧衰减，动量损耗 过大；而缝隙的存在能够有效削弱衰减的速度，而获得更加狭长的涡量场，减小了动量的损 耗，而获得能量更高、更加稳定的流场。图10是带缝隙圆盘与实心圆盘的涡量场云图对比， 可以直观比较出带缝隙构型的涡量场更加细长，减缓了涡量的损耗。
基于以上涡量随
Figure 742369DEST_PATH_IMAGE027
和Re衰减趋势，可以得出结论：涡环中回流区的形成与涡量的 生成、对流作用有关。钝体绕流的尾迹外缘与内部气流的流向速度存在差异，导致剪切作 用，进而形成剪切层。穿过缝隙从后缘流出的气流会与外缘的剪切层进行交互以满足剪切 层的夹带需要。当涡量的对流作用足以满足涡量的产生，即能够满足剪切层的夹带需要时， 则无回流区形成；而当孔隙率过小，对流作用减弱，无法与涡量的产生相平衡，则形成反向 回流区来弥补剪切层的需要。
对于垂直流场中的钝体而言，即阻力
Figure 701097DEST_PATH_IMAGE028
。该作用力与流向平行，由压强引起的压 差力和剪切力组成，而飞行系统的负载能力则是由阻力系数
Figure 169119DEST_PATH_IMAGE029
，本发明同时将孔隙率纳入 计算以衡量单位面积上的作用力：
Figure 444284DEST_PATH_IMAGE030
Figure 263336DEST_PATH_IMAGE031
其中，
Figure 963438DEST_PATH_IMAGE032
为xz平面上的投影面积，
Figure 348283DEST_PATH_IMAGE033
为总的表面积，
Figure 69115DEST_PATH_IMAGE034
为为粘性应力。
阻力系数随孔隙率的变化规律如图11所示，不同于常规认知中孔隙率的加大会减 小阻力系数，本发明中阻力系数在不同雷诺数下出现不同大小的峰值，Re=100时峰值出现 在
Figure 139576DEST_PATH_IMAGE027
=0.9642；Re=200时峰值出现在
Figure 908949DEST_PATH_IMAGE027
=0.9504；Re=300峰值出现在
Figure 882722DEST_PATH_IMAGE027
=0.9470；Re=400时峰 值出现在
Figure 446558DEST_PATH_IMAGE027
=0.9436。峰值的出现意味着，在不同的飞行条件(Re)下,通过调节该构型下的 孔隙率ε，可以获得最优的负载能力。
由于孔隙率较高，对
Figure 4316DEST_PATH_IMAGE035
与
Figure 780642DEST_PATH_IMAGE036
进行渐进展开，引入参数
Figure 874500DEST_PATH_IMAGE037
来表示流经孔隙的气流 与均匀流的偏差，
Figure 343659DEST_PATH_IMAGE038
Figure 654292DEST_PATH_IMAGE039
其中，
Figure 499888DEST_PATH_IMAGE040
，
Figure 41728DEST_PATH_IMAGE041
和
Figure 619471DEST_PATH_IMAGE042
是方程的主阶项 ，将(5)(6)代入(2)(3)得流场域和多 孔介质区域的控制方程为
Figure 981182DEST_PATH_IMAGE043
Figure 394584DEST_PATH_IMAGE044
而利用入口边界条件可知在流场域的速度场必须满足
Figure 931876DEST_PATH_IMAGE045
，因此在多孔介质与 流场域的交界面处，压强的主阶项为
Figure 477258DEST_PATH_IMAGE046
则上下表面的压强差
Figure 795106DEST_PATH_IMAGE047
满足
Figure 684303DEST_PATH_IMAGE048
其中，
Figure 403997DEST_PATH_IMAGE049
为径厚比。
因此，
Figure 854701DEST_PATH_IMAGE050
，由此可知，阻力系数与上下表面的压强差有关。不同孔隙率下 的方柱表面的上下压强系数如图12所示，与实心的压强系数对比可以看出，缝隙的存在能 有效升高前缘表面的压强，并降低后缘表面的压强，从而导致带缝隙圆盘的阻力系数远远 大于实心圆盘，压差系数成为影响阻力系数的关键因素。
步骤S203中：对所述飞行器与无缝隙实心圆盘的气动特性对比分析；
具体的，飞行器与常规实心等效圆盘在气动特性方面的对比主要研究两者在涡结构、涡量沿尾迹分布和阻力系数方面的差异。
首先，在同一雷诺数下分别对不同孔隙率的飞行器和实心圆盘进行相同的数值模拟。
在本实施例中，如图6所示的流线图，在Re=100时，当孔隙率足够大(
Figure 659846DEST_PATH_IMAGE027
=0.9642) 时，通过的气流足以满足剪切层的夹带需要，则无环状涡形成；而此时实心圆盘为对称的环 状涡。而在Re=400时，实心圆盘的尾迹逐渐紊乱，而飞行器的涡结构仍然是稳定的环状涡。 流线分布直观地揭示了缝隙能够延缓不稳定涡结构的发生。
同时根据涡量沿尾迹的下降趋势可以看出，在远尾迹区，与实心圆盘相比，飞行器的涡量降低速度有所减缓，正负涡量的交互作用减弱，进而形成更加细长的涡量场，说明缝隙的作用在于额外引入气流弥补了涡量场的衰减，降低了尾迹中的能量损耗，延缓了湍流的产生。
其次，分析二者在涡结构及其形成机理上的差异，包括最大涡量沿尾迹的扩散，同时比较气动力，包括压强分布和阻力系数。
在本实施例中，实心圆盘在Re=100和400时的阻力系数分别为
Figure 618313DEST_PATH_IMAGE051
=1.029和
Figure 723672DEST_PATH_IMAGE052
= 0.995，由于周向缝隙的存在，飞行器的阻力系数在Re=100和400时分别高达实心圆盘的6-7 倍和3-4倍，因此单位面积上的作用力更大，负载能力也随之增强。并且在不同的Re下，飞行 器的
Figure 814119DEST_PATH_IMAGE053
均出现峰值，说明在不同的飞行条件下可以确定最优的孔隙率以获得最高的负载 能力。
本发明对提出的飞行器的飞行系统进行三维重建和仿真，在一系列高孔隙率下得到不同的气动特性，包括环状涡的涡量特征、形成机理和阻力系数的变化趋势，并与等效的实心圆盘进行对比，发现缝隙在延迟不稳定涡的发生和提升阻力系数方面发挥重大作用，对于蒲公英的远距离稳定飞行十分有利。
以上所述仅为本发明中实施例的具体分析方法，但本发明的保护范围并不限于此，凡在本发明揭露的技术范围内进行等同替换或修改，都在本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种仿蒲公英的飞行器的设计方法，其特征在于，该飞行器包括圆盘和环绕圆盘的若干根细长形的方柱，设计方法的步骤包括：
根据阻力系数确定圆盘的直径与厚度；所述圆盘的边缘为尖锐状；
确定细长形的方柱尺寸，其中所述方柱均匀分布在所述圆盘一侧的四周且与所述圆盘刚性连接；
根据飞行器的雷诺数确定方柱的数量，使得飞行器在飞行过程中尾迹处形成稳定的环状涡并且飞行器的阻力系数最高。
2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于：所述根据阻力系数确定圆盘的直径与厚度，进一步包括：
确定圆盘的直径，不断调整圆盘的厚度直至阻力系数最优。
3.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述飞行器的雷诺数确定方柱的数量，进一步包括：
确定一个雷诺数，不断的调节方柱的数量，使得飞行器在飞行过程中尾迹处形成稳定的环状涡并且飞行器的阻力系数最高；
改变上述的雷诺数，重新调节方柱的数量，使得飞行器在飞行过程中尾迹处形成稳定的环状涡并且飞行器的阻力系数最高。
4.根据权利要求1-3中任意一项所述的设计方法，其特征在于：相邻的方柱之间有间隙且孔隙率大于或等于0.8。
5.一种仿蒲公英的飞行器，其特征在于：所述飞行器根据权利要求1-4中任意一项所述的飞行器的设计方法设计而成。
6.一种仿蒲公英的飞行器的分析方法，所述飞行器为权利要求5所述的飞行器，其特征在于，包括：
根据所述飞行器建立多孔介质气动方程并进行三维数值模拟；
分析所述飞行器在不同雷诺数和孔隙率下的涡结构和气动特性；
对所述飞行器与无缝隙实心圆盘的气动特性进行对比分析。
7.根据权利要求6所述的分析方法，其特征在于，所述建立多孔介质气动方程具体包括：将飞行器看成一个多孔介质，在流域中采用N-S方程，而对于多孔介质区域则根据Darcy-Brinkman定律建立方程。
8.根据权利要求6所述的分析方法，其特征在于，所述根据所述飞行器进行三维数值模拟，进一步包括：
采用混合网格划分，对飞行器进行非结构网格划分，而其余区域则采用结构网格，并对飞行器周围的网格和近尾迹区的网格进行加密以准确捕捉涡结构；
采用大涡模拟的湍流模型，借助过滤函数分离出大、小尺度的涡并分别对其进行直接模拟和亚格子应力模型求解；空间离散项采用二阶中心差分法，对流项和时间离散项则分别进行二阶差分和隐式差分；
外流场设置圆柱并设置上下圆面为气流进口和出口。
9.根据权利要求6所述的分析方法，其特征在于：所述分析所述飞行器在不同雷诺数和孔隙率下的涡结构和气动特性，进一步包括：
通过改变雷诺数，对不同孔隙率下的尾迹结构进行辨识；
通过计算涡量在钝体边缘的产生和沿尾迹的扩散判断环状涡的生成机制；
通过计算阻力系数随雷诺数和孔隙率的变化规律并建立压强分布与阻力系数的联系，确定阻力系数的变化规律及其原因；
得到飞行器的气动特性随雷诺数和孔隙率的变化规律。
10.根据权利要求6所述的分析方法，其特征在于：所述对所述飞行器与无缝隙实心圆盘的气动特性进行对比分析，进一步包括：
在同一雷诺数下，对无缝隙实心圆盘进行同样的数值模拟，对无缝隙实心圆盘与所述飞行器的气动特性进行对比，以分析孔隙发挥的作用；
对所述飞行器的气动特性进行分析，包括涡量变化趋势、压强分布和阻力系数变化规律的差异；
得到飞行器中缝隙的存在对于气动特性的影响机理。
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