CN117818877A - 一种基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，属于飞行器设计与制造技术领域，解决了现有技术中无法有效控制扑翼动态失速的同时兼顾扑翼气动特性的问题。本发明通过仿生鳍型前缘增强流体的展向和法向运动，被动引入多组流向涡对增强流体间的涡量和动量交换，能够有效提升扑翼飞行器实际飞行时的安全性和稳定性；利用仿生鳍型前缘替代传统线形前缘，采取一体成型工艺即可一次性完成所有硬件上的设计，简结构、易成型、轻维护、便使用；无需消耗扑翼自身能量，使得扑翼飞行器有更好的续航服役性能；通过对波高和波长的定向调整，能够在不影响扑翼气动特性的前提下有效提升动态失速控制效率。

Description

一种基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼

技术领域

本发明涉及飞行器设计与制造技术领域，具体涉及一种基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼。

背景技术

随着对空间感知和探测要求的不断提高，飞行器正向“低慢小”型化发展，要求具备高隐蔽性和机动性，符合城市和山区等复杂地形的部署要求。然而，传统气动设计理论由于此类飞行器的小尺寸(<20cm)和低飞行雷诺数(10³～10⁵)正面临巨大挑战，包括气动效率低、动力微型化难、机动性差和抗干扰弱等，促使开展新型非定常高升力扑翼的研究。仿生扑翼是一种模仿自然生物翅膀运动的新型人造机翼，集举升、悬停和推进等功能于一体，契合现代飞行器的设计理念和要求，在未来新型飞行器领域具有重要应用前景。

但扑翼机翼的周期性大角度振动，使得大涡结构随运动过程不断呈现脱落或破裂现象，进而导致机翼每个周期都经历动态失速。动态失速对飞行器升力、推力和稳定性有极大的负面影响，同时其引发的扭转力和机械振动也会导致材料疲劳，给飞行器带来安全隐患，严重时会导致飞行器的坠毁。现有控制动态失速的方法常常以牺牲扑翼一定气动性能或能量为代价，来减弱其引发的安全性和稳定性问题，如减小扑动角度或引入吹吸气装置，使得扑翼的气动优势难以完全呈现。

综上，现有技术中存在无法有效控制扑翼动态失速的同时兼顾扑翼气动特性的问题。

发明内容

鉴于上述问题，本发明提供了一种基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，解决了现有技术中无法有效控制扑翼动态失速的同时兼顾扑翼气动特性的问题。

本发明提供了一种基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，包括仿生鳍型前缘1和曲形翼身2；仿生鳍型前缘1参考鲸鱼前鳍而沿整个机翼展向呈现波浪形，受到余弦函数约束；余弦函数具有包括波长和波高的特征参数；机翼展中处的波长小于翼梢和/或翼根处的波长，机翼展中处的波高大于翼梢和/或翼根处的波高。

进一步地，仿生鳍型前缘1沿整个机翼展向包括多个波形单元，每个波形单元包括一个波峰和两个波谷。

进一步地，波长指波形单元中心线上沿机翼展向的宽度；波高指相邻波峰到波谷的垂直距离。

进一步地，仿生鳍型前缘1以机翼弦向为x轴，机翼展向为y轴，每个波形单元的中心为第一原点，余弦函数具体表示为：

其中，y是波形单元中心线上沿机翼展向的位置；x是波形单元在y处的高度；h是波高；ω是圆频率；

相邻波形单元间通过波谷利用正切形式进行对接，仿生鳍型前缘1整体呈连续光滑的波浪形。

进一步地，仿生鳍型前缘1以机翼展中处为第二原点，波高分别沿机翼展向翼梢和翼根呈第一幂函数变化，第一幂函数变化的约束条件表示为：

h＝a×|y^b|+c；

其中，波高h>0；第一幂系数a<0；第一幂指数b>1；第一常数c>0；

距第二原点相同距离处的靠近翼梢的波高h_t小于靠近翼根的波高h_r。

进一步地，仿生鳍型前缘1以机翼展中处为原点，波长分别沿机翼展向翼梢和翼根呈第二幂函数变化，第二幂函数变化的约束条件表示为：

λ＝m×|yⁿ|+q；

其中，波长λ>0；第二幂系数m>0；第二幂指数n>1；第二常数q>0；

距原点相同距离处的靠近翼梢的波长λ_t大于靠近翼根的波长λ_r。

进一步地，机翼的翼型随波高沿机翼展向连续变化，连续变化的翼型参数具体为弦长和前缘半径；其余的翼型参数均保持不变，包括最大厚度、中弧线、最大弯度和后缘角；最大弦长和最小前缘半径在机翼展中处，最小弦长和最大前缘半径在波形单元的波谷处。

进一步地，仿生鳍型前缘1和曲形翼身2一体成型，仿生鳍型前缘1的尾部与曲形翼身2正切相连。

与现有技术相比，本发明至少具有现如下有益效果：

(1)与传统线性扑翼前缘相比，本发明的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，通过仿生鳍型前缘增强流体的展向和法向运动，被动引入多组流向涡对增强流体间的涡量和动量交换，有助于抑制或减弱扑翼大攻角处的动态失速，避免大逆升力和逆扭矩梯度的产生，能够有效提升扑翼飞行器实际飞行时的安全性和稳定性。

(2)与现有动态失速控制的设计相比，本发明的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，利用仿生鳍型前缘替代传统线形前缘，采取一体成型工艺即可一次性完成所有硬件上的设计，无需在机翼表面或内部搭建复杂通路或结构，也无需在扑翼飞行状态下进行相关流动控制指令的输送及反馈信号的接收，本发明整体简结构、易成型、轻维护、便使用。

(3)与现有动态失速控制的耗能相比，本发明的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，利用仿生鳍型前缘控制扑翼动态失速是一种被动流动控制方法，通过独特外形直接改变机翼绕流结构达到有效控制的结果，无需消耗扑翼自身能量，使得扑翼飞行器有更好的续航服役性能。

(4)与现有动态失速控制的效率相比，本发明的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，仿生鳍型前缘基于机翼流场空间分布规律，其波形单元形状沿展向不规则变化，通过对波高和波长的定向调整，能够在不影响扑翼气动特性的前提下有效提升动态失速控制效率。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制。

图1为本发明公开的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼的总体结构示意图；

图2为本发明公开的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼的俯视外形示意图；

图3为本发明公开的波形单元的形状示意图；

图4为本发明公开的波形单元的波高沿机翼展向变化的示意图；

图5为本发明公开的波形单元的波长沿机翼展向变化的示意图；

图6为本发明公开的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼在不同机翼展向位置的翼型示意图。

附图标记：

1-仿生鳍型前缘；2-曲形翼身。

具体实施方式

为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。另外，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。

本发明针对扑翼飞行器研发设计中正面临的机翼动态失速难点，提出一种基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，利用仿生鳍型前缘独特的外形结构和被动流动控制原理，引入展、法向速度来增强流体间的涡量和能量混合，抑制或改善机翼边界层或大涡结构在摆动模态大攻角处的分离和脱落，避免大逆升力和逆扭矩梯度的产生，从而实现在不牺牲扑翼气动性能的情况下有效控制其动态失速；为实现更有效的动态失速控制，仿生鳍型前缘沿机翼展向不规则变化，在流动分离最严重的展中处设有高且密的波形单元用以增强流控效果；相应地，在流动分离较为平和的翼根处设置中度波高和密度的波形单元，而在流动分离最弱的翼梢处则设置低且疏的波形单元。

本发明公开了一种基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，包括仿生鳍型前缘1和曲形翼身2；仿生鳍型前缘1参考鲸鱼前鳍而沿整个机翼展向呈现波浪形，受到余弦函数约束；余弦函数具有包括波长和波高的特征参数；机翼展中处的波长小于翼梢和/或翼根处的波长，机翼展中处的波高大于翼梢和/或翼根处的波高。

仿生鳍型前缘1沿整个机翼展向包括多个波形单元，每个波形单元包括一个波峰和两个波谷。

不难理解的是，波形单元大小不一，波形在机翼展中处更高更密，而在翼根和翼梢处更小更疏；翼根处波形结构相较于翼梢处有较大波高和较小波长。

波长指波形单元中心线上沿机翼展向的宽度；波高指相邻波峰到波谷的垂直距离。

仿生鳍型前缘1以机翼弦向为x轴，机翼展向为y轴，每个波形单元的中心为第一原点，余弦函数具体表示为：

其中，y是波形单元中心线上沿机翼展向的位置；x是波形单元在y处的高度；h是波高；ω是圆频率。

相邻波形单元间通过波谷利用正切形式进行对接，仿生鳍型前缘1整体呈连续光滑的波浪形。

仿生鳍型前缘1以机翼展中处为第二原点，波高分别沿机翼展向翼梢和翼根呈第一幂函数变化，第一幂函数变化的约束条件表示为：

h＝a×|y^b|+c；

其中，波高h>0；第一幂系数a<0；第一幂指数b>1；第一常数c>0。

距第二原点相同距离处的靠近翼梢的波高h_t小于靠近翼根的波高h_r。

仿生鳍型前缘1以机翼展中处为原点，波长分别沿机翼展向翼梢和翼根呈第二幂函数变化，第二幂函数变化的约束条件表示为：

λ＝m×|yⁿ|+q；

其中，波长λ>0；第二幂系数m>0；第二幂指数n>1；第二常数q>0。

距原点相同距离处的靠近翼梢的波长λ_t大于靠近翼根的波长λ_r。

机翼的翼型随波高沿机翼展向连续变化，连续变化的翼型参数具体为弦长和前缘半径；其余的翼型参数均保持不变，包括最大厚度、中弧线、最大弯度和后缘角；最大弦长和最小前缘半径在机翼展中处，最小弦长和最大前缘半径在波形单元的波谷处。

仿生鳍型前缘1和曲形翼身2一体成型，仿生鳍型前缘1的尾部与曲形翼身2正切相连。

为了说明本发明所提方法的有效性，以下通过一个具体实施例对本发明的上述技术方案进行详细说明，具体实施例如下：

实施例1

图1为本发明提出的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼的总体结构示意图，传统线形前缘结构被本发明的波浪形仿生鳍型前缘替代，波形单元从翼根到翼梢呈不规则、非对称分布；仿生鳍型前缘与曲形翼身利用一体成型工艺通过正切的方式光滑地连接成型；机翼最小弦长为30mm，最大弦长为42mm，展长为100mm。

图2为本发明提出的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼的俯视外形示意图，优选地，仿生鳍型前缘由10个大小不一的波形单元组成，每个波形单元的特征参数包括波长λ和波高h；波形单元在机翼展中处有最小的波长4mm和最大的波高12mm，而在翼梢处有最大的波长39mm和最小的波高4mm。

需要说明的是，该仿生鳍型前缘的波形单元数量、波高和波长由实际扑翼流场特征而定，非一成不变的固定值。

图3为本发明提出的波形单元的形状示意图，每个波形单元包含一个波峰和两个波谷，相邻波形单元间通过波谷利用正切形式进行对接，前缘整体呈连续、光滑波浪形；以机翼弦向为x轴，机翼展向为y轴，每个波形单元中心为第一原点，图3中波形单元的外形被约束为h和ω随在机翼展向的位置变化而变化。

图4和图5分别为本发明提出的波形单元的波长和波高沿机翼展向变化的示意图，每个波形单元的波长和波高沿机翼展向连续变化，波形单元在机翼展中处更高更密，而在翼根和翼梢处更小更疏；其中翼根处波形相较于翼梢处有较大的波高和较小的波长；以机翼弦向为x轴，机翼展向为y轴，机翼展中处为第二原点，波高沿展向翼梢的变化约束函数为h＝-0.0016×y²+6，而向翼根的变化约束函数为h＝-0.0012×y²+6，可见距第二原点相同距离处的靠近翼梢的波高小于靠近翼根部分；波形波长沿展向翼梢的变化约束函数为λ＝0.007×y²+2，而向翼根的变化约束函数为λ＝0.0053×y²+2，可见距原点相同距离处的靠近翼梢的波长大于靠近翼根部分。

图6为本发明提出的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼在不同机翼展向位置的翼型示意图，翼型随波形单元沿机翼展向连续变化，但改变的翼型参数主要是翼形的弦长和前缘半径，其中最大弦长42mm和最小前缘半径0.09mm在机翼展中处，而最小弦长30mm和最大前缘半径0.54mm在机翼波谷处，其余翼型参数如最大厚度、最大弯度和后缘角均保持不变。

与现有技术相比，本发明的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，通过仿生鳍型前缘增强流体的展向和法向运动，被动引入多组流向涡对增强流体间的涡量和动量交换，有助于抑制或减弱扑翼大攻角处的动态失速，避免大逆升力和逆扭矩梯度的产生，能够有效提升扑翼飞行器实际飞行时的安全性和稳定性；利用仿生鳍型前缘替代传统线形前缘，采取一体成型工艺即可一次性完成所有硬件上的设计，无需在机翼表面或内部搭建复杂通路或结构，也无需在扑翼飞行状态下进行相关流动控制指令的输送及反馈信号的接收，本发明整体简结构、易成型、轻维护、便使用；利用仿生鳍型前缘控制扑翼动态失速是一种被动流动控制方法，通过独特外形直接改变机翼绕流结构达到有效控制的结果，无需消耗扑翼自身能量，使得扑翼飞行器有更好的续航服役性能；仿生鳍型前缘基于机翼流场空间分布规律，其波形单元形状沿展向不规则变化，通过对波高和波长的定向调整，能够在不影响扑翼气动特性的前提下有效提升动态失速控制效率。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，其特征在于，包括仿生鳍型前缘(1)和曲形翼身(2)；仿生鳍型前缘(1)参考鲸鱼前鳍而沿整个机翼展向呈现波浪形，受到余弦函数约束；余弦函数具有包括波长和波高的特征参数；机翼展中处的波长小于翼梢和/或翼根处的波长，机翼展中处的波高大于翼梢和/或翼根处的波高。

2.根据权利要求1所述的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，其特征在于，仿生鳍型前缘(1)沿整个机翼展向包括多个波形单元，每个波形单元包括一个波峰和两个波谷。

3.根据权利要求2所述的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，其特征在于，波长指波形单元中心线上沿机翼展向的宽度；波高指相邻波峰到波谷的垂直距离。

4.根据权利要求3所述的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，其特征在于，仿生鳍型前缘(1)以机翼弦向为x轴，机翼展向为y轴，每个波形单元的中心为第一原点，余弦函数具体表示为：

其中，y是波形单元中心线上沿机翼展向的位置；x是波形单元在y处的高度；h是波高；ω是圆频率；

相邻波形单元间通过波谷利用正切形式进行对接，仿生鳍型前缘(1)整体呈连续光滑的波浪形。

5.根据权利要求4所述的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，其特征在于，仿生鳍型前缘(1)以机翼展中处为第二原点，波高分别沿机翼展向翼梢和翼根呈第一幂函数变化，第一幂函数变化的约束条件表示为：

h＝a×|y^b|+c；

其中，波高h>0；第一幂系数a<0；第一幂指数b>1；第一常数c>0；

距第二原点相同距离处的靠近翼梢的波高h_t小于靠近翼根的波高h_r。

6.根据权利要求5所述的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，其特征在于，仿生鳍型前缘(1)以机翼展中处为原点，波长分别沿机翼展向翼梢和翼根呈第二幂函数变化，第二幂函数变化的约束条件表示为：

λ＝m×|yⁿ|+q；

其中，波长λ>0；第二幂系数m>0；第二幂指数n>1；第二常数q>0；

距原点相同距离处的靠近翼梢的波长λ_t大于靠近翼根的波长λ_r。

7.根据权利要求6所述的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，其特征在于，机翼的翼型随波高沿机翼展向连续变化，连续变化的翼型参数具体为弦长和前缘半径；其余的翼型参数均保持不变，包括最大厚度、中弧线、最大弯度和后缘角；最大弦长和最小前缘半径在机翼展中处，最小弦长和最大前缘半径在波形单元的波谷处。

8.根据权利要求7所述的基于仿生鳍型前缘的用于扑翼动态失速控制的机翼，其特征在于，仿生鳍型前缘(1)和曲形翼身(2)一体成型，仿生鳍型前缘(1)的尾部与曲形翼身(2)正切相连。