CN116873187B - 一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼 - Google Patents
一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼 Download PDFInfo
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Abstract
一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼，属于空气动力学技术领域。为解决低雷诺数条件下改进机翼气动声学性能的问题，本发明前缘非光滑波浪仿生结构连接仿生机翼主体，仿生机翼主体连接后缘非光滑锯齿仿生结构，采用仓鸮翅膀沿展向长度40%处的翼型截面仿生得到仿生机翼主体的翼型截面，通过对仓鸮翅膀的逆向重构工程获取仿生机翼主体的翼型截面的翼型点，采用多项式函数对仿生机翼主体的翼型截面的翼型点进行拟合；采用仓鸮翅膀前缘的凹凸结节设计前缘非光滑波浪仿生结构，得到前缘非光滑波浪仿生结构型线为余弦函数形式；采用仓鸮翅膀后缘羽毛的锯齿结构设计后缘非光滑锯齿仿生结构得到后缘非光滑锯齿仿生结构型线为三角形锯齿形式。
Description
技术领域
本发明属于空气动力学技术领域，具体涉及一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼。
背景技术
“飞行汽车”、旋翼无人机、微型飞行器以及小型透平机械等流动特征雷诺数（Re）量级通常为105的低雷诺数。其噪声控制成为学术界和工程界都迫切需要解决的问题。气动噪声会导致人类听力受损，从而限制了机器的应用范围。由于翼型和叶片在上述机器的性能中起着关键作用，其气动声学特性在先进设计过程中至关重要。关于降噪技术，传统的主动控制和被动控制方法已证明了其有效性，但仍然受限于其固有缺陷，如制造结构复杂、损失气动性能、成本高收益低。
现有技术中，针对低雷诺数低噪声机翼的设计较少。由于鸟类在漫长进化中的自然选择，其优异的飞行能力和低噪声特性为有效解决降噪问题提供了灵感。通过对鸮（猫头鹰）翅膀和羽毛的研究，许多研究人员将仿生结构用于气动声学研究。Graham R. R.开创性地发现了鸮类“寂静飞行”归因于其有别于其他鸟类的独特翅膀结构；李典比较了4种鸟翼40%截面处的气动力学性能，结果表明海鸥的翼型具有最大的升阻比；Weijun Tian根据长耳鸮翅膀提出了一套仿生机翼设计方法，可以提高升力从而改善叶片工作效率；Howe M.S.首次提出了应用后缘锯齿结构来降噪的思路；Chong T. P.验证了后缘锯齿降低噪声的效果，测量结果显示，较大范围频率段内的自噪声均降低2—8dB，且高频段也得到了一定的抑制；Moreau D. J.通过试验方法，分析了2种后缘结构在低雷诺数下的噪声特性，结果显示较宽的后缘锯齿降低总声压级达11dB，而较窄的锯齿则产生了音调噪声且总声压级增加4dB；石磊运用大涡模拟的方法数值模拟分析了3种仿生NACA0018翼型在小攻角下的气动噪声特性，均发现气动噪声得到了一定程度的优化。
综上，虽然许多学者开展了基于仿生结构的气动声学研究，但其重要机理如噪声的产生和传播仍然存在认识上分歧，所提出的不同噪声控制理论需要进一步的完善。此外，大部分的研究只关注仿生翼型或者锯齿非光滑结构单一因素的影响，较少考虑两者耦合后的效果，限制了机翼设计的进一步创新。
发明内容
本发明要解决的问题是在低雷诺数条件下改进机翼的气动声学性能，提出一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼。
为实现上述目的，本发明通过以下技术方案实现：
一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼，包括仿生机翼主体、前缘非光滑波浪仿生结构、后缘非光滑锯齿仿生结构，所述前缘非光滑波浪仿生结构连接仿生机翼主体，所述仿生机翼主体连接后缘非光滑锯齿仿生结构，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼为一体成型结构；
采用仓鸮翅膀沿展向长度40%处的翼型截面仿生所述仿生机翼主体的翼型截面，通过对仓鸮翅膀的逆向重构工程获取仿生机翼主体的翼型截面的翼型点，采用多项式函数对仿生机翼主体的翼型截面的翼型点进行拟合；
采用仓鸮翅膀前缘的凹凸结节设计所述前缘非光滑波浪仿生结构，得到前缘非光滑波浪仿生结构型线为余弦函数形式；
采用仓鸮翅膀后缘羽毛的锯齿结构设计所述后缘非光滑锯齿仿生结构，得到后缘非光滑锯齿仿生结构型线为三角形锯齿形式。
进一步的，设置以所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的上下表面在前缘非光滑波浪仿生结构的连接点为坐标原点，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的弦长所在直线为x轴建立直角坐标系，方向由所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的前缘非光滑波浪仿生结构指向后缘非光滑锯齿仿生结构，y轴垂直于x轴，设置所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的弦长为c时，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的最大厚度为0.1552c，最大厚度位置在x轴方向上距离坐标原点的0.16c处，最大弯度为0.0377c，最大弯度位置在x轴方向上距离坐标原点的0.51c处。
进一步的，设置所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的弦长为1时，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的上、下表面所对应的坐标多项式拟合函数的计算表达式为：
；
；
其中，X为所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的横坐标，Y 上表面为所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的上表面纵坐标，Y 下表面为所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的下表面纵坐标。
进一步的，设置所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的前缘非光滑波浪仿生结构包括前缘非光滑波浪仿生结构的余弦形式波浪波长、前缘非光滑波浪仿生结构的余弦形式波浪振幅，当弦长为c时，设置前缘非光滑波浪仿生结构的余弦形式波浪波长λ=0.3c，前缘非光滑波浪仿生结构的余弦形式波浪振幅A=0.05c。
进一步的，设置所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的后缘非光滑锯齿仿生结构包括后缘非光滑锯齿仿生结构的三角形锯齿高度、后缘非光滑锯齿仿生结构的三角形锯齿宽度，当弦长为c时，后缘非光滑锯齿仿生结构的三角形锯齿高度h=0.1c，后缘非光滑锯齿仿生结构的三角形锯齿宽度w=0.05c。
本发明的有益效果：
本发明所述的一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼，最大厚度位置靠近翼型前端且弯度较小，可以有效的促进流经机翼表面的气流在前端即发生转捩，从层流变为湍流，从而避免了在机翼下翼面尾缘位置处产生低雷诺数层流分离泡，进而消除了由层流分离泡所诱发的音调噪声，使得声压级降低。将仿生翼型与前后缘处的非光滑结构耦合后，非光滑结构可以进一步降低机翼在高频段的噪声。
本发明所述的一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼，当来流速度为20m/s，雷诺数为2.74×105，迎角在5°时，机翼相比NACA0016机翼降噪最为显著且达15.15dB。
所得到的本发明仿生耦合机翼的整体降噪特性十分优异，为传统的机翼或叶片降噪提供了新的设计思路，对绿色航空的低碳可持续发展有着重要意义。
附图说明
图1为本发明所述的一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的结构示意图；
图2为本发明所述的一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的3种仿生翼型对比结构示意图；
图3为本发明所述的一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的前缘非光滑波浪仿生结构、后缘非光滑锯齿仿生结构示意图；
图4为本发明所述的一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼与参考机翼总声压级指向性特征对比图；
图5为本发明所述的一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼与参考机翼声压频谱对比图；
图中1为仿生机翼主体，2为前缘非光滑波浪仿生结构，3为后缘非光滑锯齿仿生结构，a为基础仿生翼型a，b为衍生仿生翼型b，d为衍生仿生翼型d。
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，以下结合附图及具体实施方式，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方式仅用以解释本发明，并不用于限定本发明，即所描述的具体实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部的具体实施方式。通常在此处附图中描述和展示的本发明具体实施方式的组件可以以各种不同的配置来布置和设计，本发明还可以具有其他实施方式。
因此，以下对在附图中提供的本发明的具体实施方式的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定具体实施方式。基于本发明的具体实施方式，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他具体实施方式，都属于本发明保护的范围。
为能进一步了解本发明的发明内容、特点及功效，兹例举以下具体实施方式，并配合附图1-附图5详细说明如下：
具体实施方式一：
一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼，包括仿生机翼主体1、前缘非光滑波浪仿生结构2、后缘非光滑锯齿仿生结构3，所述前缘非光滑波浪仿生结构连接仿生机翼主体，所述仿生机翼主体连接后缘非光滑锯齿仿生结构，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼为一体成型结构；
采用仓鸮翅膀沿展向长度40%处的翼型截面仿生所述仿生机翼主体的翼型截面，通过对仓鸮翅膀的逆向重构工程获取仿生机翼主体的翼型截面的翼型点，采用多项式函数对仿生机翼主体的翼型截面的翼型点进行拟合；
采用仓鸮翅膀前缘的凹凸结节设计所述前缘非光滑波浪仿生结构，得到前缘非光滑波浪仿生结构型线为余弦函数形式；
采用仓鸮翅膀后缘羽毛的锯齿结构设计所述后缘非光滑锯齿仿生结构，得到后缘非光滑锯齿仿生结构型线为三角形锯齿形式。
进一步的，设置以所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的上下表面在前缘非光滑波浪仿生结构的连接点为坐标原点，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的弦长所在直线为x轴建立直角坐标系，方向由所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的前缘非光滑波浪仿生结构指向后缘非光滑锯齿仿生结构，y轴垂直于x轴，设置所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的弦长为c时，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的最大厚度为0.1552c，最大厚度位置在x轴方向上距离坐标原点的0.16c处，最大弯度为0.0377c，最大弯度位置在x轴方向上距离坐标原点的0.51c处。
进一步的，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的最大厚度位置靠近翼型前端且弯度较小，可以有效的促进流经机翼表面的气流在前端即发生转捩，从层流变为湍流，从而避免了在机翼下翼面尾缘位置处产生低雷诺数层流分离泡，进而消除了由层流分离泡所诱发的音调噪声，使得整体声压级降低；
进一步的，设置所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的弦长为1时，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的上、下表面所对应的坐标多项式拟合函数的计算表达式为：
；
；
其中，X为所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的横坐标，Y 上表面为所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的上表面纵坐标，Y 下表面为所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的下表面纵坐标。
进一步的，基础仿生翼型a是基于现代仿生学原理，在充分研究探索仓鸮生物形态学的基础上，设计优化出的适用于航空工程应用的二维翼型。仓鸮在千百万年间的自然选择中，进化出了良好的寂静飞行特性，这种寂静飞行的特性与仓鸮特殊的翅膀结构有着很大的关系。仓鸮独特的翼结构包括，翅膀的展向长度以及每段翅膀部分的弦长。同时，翅膀是由肌腱、肌肉组织填充，并由皮肤、羽毛覆盖形成的，导致表面结构如厚度、弧度或弦长不均匀。考虑到平均的气动问题，选取在滑翔状态时仓鸮翼的中间部分40%展向位置处的截面，作为初始自然翼型，模拟出粗略的二维轮廓形状。在此基础上，忽略由仓鸮翼肌肉组织和羽毛带来的不均匀的微小特征，进行二维翼型的工程化设计。二维翼型的工程化设计方法采用对忽略微小特征后的二维轮廓用若干参考点的方式进行离散化描述，然后借助5次多项式函数对参考点进行最小二乘法拟合，并通过调整多项式函数中的参数，将拟合后的函数曲线进行光顺化处理。
所述的机翼主体由基础仿生翼型a沿机翼展向方向（Z坐标方向）直线拉伸得到，拉伸长度根据机翼实际使用需求可变化调整，在本实施方式中，拉伸长度为基础仿生翼型a弦长c的0.3倍。在计算设计过程中，对机翼展向两侧侧面均采用了平移周期性边界条件，因此本实施方式的结论等效应用于拉伸长度为基础仿生翼型a弦长0.3倍的任意整数倍，即0.3（1倍）、0.6（2倍）、0.9（3倍）、1.2（4倍），以此类推。
进一步的，设置所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的前缘非光滑波浪仿生结构包括前缘非光滑波浪仿生结构的余弦形式波浪波长、前缘非光滑波浪仿生结构的余弦形式波浪振幅，当弦长为c时，设置前缘非光滑波浪仿生结构的余弦形式波浪波长λ=0.3c，前缘非光滑波浪仿生结构的余弦形式波浪振幅A=0.05c。
进一步的，所述的前缘非光滑波浪仿生结构的设计思路来源于仓鸮翅膀前缘处的凹凸结构，亦可称为结节，这种凹凸结构被认为能够有效地改善仓鸮翅膀的气动特性以及降低滑翔飞行过程中的气动噪声。提升翅膀的升力，增加仓鸮的飞行机动性。为了满足工程应用的可操作性，该凹凸结构可以被简化为波浪形状。
所述波浪形状由余弦函数来描述：
；
其中，Z为展向方向坐标；
根据仓鸮翅膀前缘的形态研究，凹凸结构的振幅和波长分别为翼型弦长c的2.5%–12%和25%–50%。通过改变上述两个参数，进而获得具有不同波浪结构外形的机翼，将得到的多个不同机翼进行包括气动噪声特性、声场脉动分布、流场漩涡拟序结构等的数值模拟计算分析，比较得到的结果并总结规律，在同时考虑工程制造实际条件的情况下，最终得到具有大幅降噪效果的组合参数。参数最终优选确定为，波浪振幅A为0.05倍翼型弦长c，波浪波长λ为0.3倍翼型弦长c。
所述的前缘非光滑波浪仿生结构使得机翼弦长发生变化，在本实施方式中保持平均弦长及投影面积不变，机翼弦长沿展向变化，机翼弦长的计算表达式为：
；
所述的前缘非光滑波浪仿生结构的一个余弦波浪结构，由沿着机翼展向（Z坐标方向）分布的5个截面共3种翼型所生成；如图2所示，所述3种翼型包括基础仿生翼型a（如图2中的a）、衍生仿生翼型b（如图2中的b）和衍生仿生翼型d（如图2中的d），衍生仿生翼型b和衍生仿生翼型d由基础仿生翼型a局部调整改变得到；在生成衍生仿生翼型数据时，仅改变前缘至最大厚度处的几何，而保持最大厚度至尾缘的几何不变，依据不同展向位置弦长的大小对基础仿生翼型进行拉伸得到衍生仿生翼型b、压缩得到衍生仿生翼型d，拉伸或压缩的操作由不同位置的新前缘点和原最大厚度位置点经过样条曲线绘制得到。所述的前缘非光滑波浪仿生结构的5个截面分别依次对应于：机翼弦长最大值、衍生仿生翼型b对应的第一截面，机翼弦长中间值、基础仿生翼型a对应的第二截面，机翼弦长最小值、衍生仿生翼型d对应的第三截面，机翼弦长中间值、基础仿生翼型a对应的第四截面，机翼弦长最大值、衍生仿生翼型b对应的第五截面，如图3所示。
所述的前缘非光滑波浪仿生结构即是由周期性间隔分布的各截面翼型，沿着余弦函数曲线，经过多截面扫略依次建模得到。
进一步的，设置所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的后缘非光滑锯齿仿生结构包括后缘非光滑锯齿仿生结构的三角形锯齿高度、后缘非光滑锯齿仿生结构的三角形锯齿宽度，当弦长为c时，后缘非光滑锯齿仿生结构的三角形锯齿高度h=0.1c，后缘非光滑锯齿仿生结构的三角形锯齿宽度w=0.05c。
进一步的，所述的后缘非光滑锯齿仿生结构，其设计思路来源于仓鸮翅膀后缘处最外侧的初级飞羽，具有梳子锯齿状结构，仓鸮的寂静飞行与该锯齿结构有关。提取该特殊结构并简化为三角形锯齿形式，三角形锯齿几何外形由锯齿高度h，锯齿宽度w所确定。根据仓鸮翅膀后缘的形态研究，锯齿结构的高度和宽度分别为翼型当地弦长c的5%-15%和5%-10%。在本实施方式中，通过改变上述两个参数，进而获得具有不同锯齿结构外形的机翼，将得到的多个不同机翼进行包括气动噪声特性、声场脉动分布、流场漩涡拟序结构等的数值模拟计算分析，在同时考虑工程制造实际条件的情况下，比较得到的结果并总结规律，最终得到具有大幅降噪效果的组合参数。在本实施方式中，参数最终优选确定为，锯齿高度h为0.1倍翼型弦长c，锯齿宽度w为0.05倍翼型弦长c。
所述的后缘非光滑锯齿仿生结构使得机翼弦长发生变化，在本实施方式中保持平均弦长及投影面积不变，平均弦长后缘线位于三角形锯齿半高度位置。根据三角形锯齿外形特征，在弦长小于平均弦长位置处，向内切削原机翼外形。在弦长大于平均弦长位置处，向外延伸原机翼外形。最终得到后缘三角形锯齿结构。
特别地，当自由来流速度为20m/s，雷诺数为2.74×105，迎角在5°时，仿生耦合机翼相比NACA0016机翼降噪最为显著且达15.15dB。
图4是一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的远场声压级指向性分布，并与具有相同相对厚度的NACA0016参考机翼作对比。可以看出，自由来流速度为20m/s，雷诺数为2.74×105，迎角设置为5°时，在该条件下可表现出显著的降噪效果。机翼的声压级随方位角而变化。噪声辐射行为揭示了声源倾向于向上和向下辐射，两机翼均呈现出“8”字形的偶极子特征。在各个监测点，仿生耦合机翼的总声压级产生了明显的降噪效果，结果显示，NACA0016机翼和仿生耦合机翼在监测点的平均声压级分别为41.00dB和25.85dB，仿生耦合机翼相比NACA0016机翼降噪显著且达15.15dB。
图5是一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼与NACA0016参考机翼的声压频谱对比图，从图中可以看出，NACA0016机翼噪声频谱具有尖峰音调特性，而仿生耦合机翼频谱则较宽，其声压级在不同频段都有着不同程度的降低，在1000Hz以上的高频段范围内，降低幅度更加明显。仿生耦合机翼的声压级峰值比参考机翼要低。总的来说，仿生耦合机翼相比参考机翼有着更好的声学性能。
需要说明的是，术语“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
虽然在上文中已经参考具体实施方式对本申请进行了描述，然而在不脱离本申请的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，本申请所披露的具体实施方式中的各项特征均可通过任意方式相互结合起来使用，在本说明书中未对这些组合的情况进行穷举性的描述仅仅是出于省略篇幅和节约资源的考虑。因此，本申请并不局限于文中公开的特定具体实施方式，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。
Claims (4)
1.一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼，其特征在于，包括仿生机翼主体、前缘非光滑波浪仿生结构、后缘非光滑锯齿仿生结构，所述前缘非光滑波浪仿生结构连接仿生机翼主体，所述仿生机翼主体连接后缘非光滑锯齿仿生结构，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼为一体成型结构；
采用仓鸮翅膀沿展向长度40％处的翼型截面仿生所述仿生机翼主体的翼型截面，通过对仓鸮翅膀的逆向重构工程获取仿生机翼主体的翼型截面的翼型点，采用多项式函数对仿生机翼主体的翼型截面的翼型点进行拟合；
采用仓鸮翅膀前缘的凹凸结节设计所述前缘非光滑波浪仿生结构，得到前缘非光滑波浪仿生结构型线为余弦函数形式；
采用仓鸮翅膀后缘羽毛的锯齿结构设计所述后缘非光滑锯齿仿生结构，得到后缘非光滑锯齿仿生结构型线为三角形锯齿形式；
设置所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的弦长为1时，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的上、下表面所对应的坐标多项式拟合函数的计算表达式为：
Y上表面＝0.01652X0.5+0.017609X-0.11949X2+0.230726X3-0.21233X4+0.066959X5；
Y下表面＝-0.01652X0.5+0.017609X-0.11711X2-0.26486X3-0.21471X4+0.067501X5；
其中，X为所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的横坐标，Y上表面为所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的上表面纵坐标，Y下表面为所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的下表面纵坐标。
2.根据权利要求1所述的一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼，其特征在于，设置以所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的上下表面在前缘非光滑波浪仿生结构的连接点为坐标原点，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的弦长所在直线为x轴建立直角坐标系，方向由所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的前缘非光滑波浪仿生结构指向后缘非光滑锯齿仿生结构，y轴垂直于x轴，设置所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的弦长为c时，所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的最大厚度为0.1552c，最大厚度位置在x轴方向上距离坐标原点的0.16c处，最大弯度为0.0377c，最大弯度位置在x轴方向上距离坐标原点的0.51c处。
3.根据权利要求2所述的一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼，其特征在于，设置所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的前缘非光滑波浪仿生结构包括前缘非光滑波浪仿生结构的余弦形式波浪波长、前缘非光滑波浪仿生结构的余弦形式波浪振幅，当弦长为c时，设置前缘非光滑波浪仿生结构的余弦形式波浪波长λ＝0.3c，前缘非光滑波浪仿生结构的余弦形式波浪振幅A＝0.05c。
4.根据权利要求3所述的一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼，其特征在于，设置所述一种基于鸮翼特征的低雷诺数低噪声仿生耦合机翼的后缘非光滑锯齿仿生结构包括后缘非光滑锯齿仿生结构的三角形锯齿高度、后缘非光滑锯齿仿生结构的三角形锯齿宽度，当弦长为c时，后缘非光滑锯齿仿生结构的三角形锯齿高度h＝0.1c，后缘非光滑锯齿仿生结构的三角形锯齿宽度w＝0.05c。
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