一种基于雕翼的仿生组合翼型设计方法

摘要

一种基于雕翼的仿生组合翼型设计方法，包括：(1)确定雕的快速上仰姿态；(2)制作快速上仰姿态下的雕样本；(3)扫描前雕翼标本处理；(4)扫描翅膀，获取翅膀中段三维外形点云；(5)确定二维翼型位置，获取组合翼型点；(6)获得基础翼型和飞羽翼型点集；(7)提取基础翼型的弯度和厚度分布，利用经典羽翼公式拟合仿生基础翼型；(8)提取飞羽翼型的弯度和厚度分布，利用指数函数拟合飞羽翼型；(9)组装基础翼型和飞羽翼型，构建仿生翼型；(10)进行构建的高机动能力仿生翼型模拟计算，获得仿生翼型机动飞行下气动特性。

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器的高机动性机翼的组合翼型设计方法。

背景技术

高机动性是实现未来飞行器智能越障、快速起降等的重要保障，高机动性和高敏捷性已成为未来无人飞行器甚至是下一代先进战斗机必备关键特征。随着各主要军事大国研究机构对无人机蜂群作战技术研究的深入，虽然在一些关键领域取得了较大的突破，但是面临的困难依然重重，目前各国依然需要重点攻克的高机动能力这一技术难题。自然界中鸟类可以毫无困难地实现快速转向、急停、栖息等高难度大机动的飞行动作，然而现有人类飞行器的机动能力相比远远低于自然界鸟类尤其是大型猛禽。究其原因主要在于鸟类拥有轻质高效的翅膀和特殊的翼型结构。现有飞行器翼型设计采用经典的升力理论且综合考虑油耗、结构强度、振动、机动性等等，设计采用的翼型往往具有“钝”尾缘形式，其机动能力已难以满足未来飞行器发展要求。本发明使用具有高机动能力的雕为母本，提取其包含基础翼型和飞羽翼型作为高机动机翼的组合翼型。通过对机动能力的计算，可以发现该类组合翼型可以大幅地提高机动过程中的空气动力载荷，有利于完成高机动动作。

通过对国内外相关文献的检索，在飞行器设计领域，尚未出现过基于大型雕翼的组合翼型仿生设计。本发明根据空气动力学原理研究了雕翼机动状态下的姿态，采用三维扫描完成高机动飞行姿态下的翼型扫描，获得其二维剖面点集进而确定翼型形状。在此基础上采用数值模拟方法开展了机动性能分析，验证了该翼型设计的合理性。

发明内容

本发明要解决现有翼型不能满足未来飞行器高机动能力要求这一问题，提出一种基于大型猛禽雕翼的具有高机动能力的仿生组合翼型设计方法。通过基础翼型和飞羽翼型的组合完成仿生翼型设计，通过增加飞羽翼型以提高翼型操纵效率和升阻力特性，保障高机动飞行过程中的高动态载荷需求。

本发明的一种基于雕翼的仿生组合翼型设计方法，通过以下步骤实现：

一种基于雕翼的高机动机翼翼型设计方法，以具有优秀机动能力的雕标本为母本，采用三维扫描、厚度-弯度拟合、组合基础翼型-飞羽翼型等方法完成高机动翼型设计，具体步骤如下：

(1)确定雕的快速上仰姿态。栖息过程中翅膀快速上仰姿态有如下特征：翅膀呈现出近似M形状，飞羽成典型的下压姿态。采用高清高速摄像机从前、后、左、右、下等多个角度跟踪拍摄雕栖息过程中翅膀变化规律，获得快速上仰姿态的多角度图片。

(2)制作快速上仰姿态下的雕样本。

调整并固定雕翅膀的肱骨、尺骨、桡骨等实现雕瞬间上仰姿态样本，并使样本外形与视频拍摄外形相一致，其中外形判别通过与(1)中多角度快速上仰姿态图片对比获得；基于该姿态制作雕标本；梳理前缘覆羽，初级飞羽、次级飞羽等，使羽毛紧密贴合以保证飞行外形；雕类羽翼是难以直接用于翼型测绘，需要专业人员基于生物学原理制作机动动作下的雕类标本，且实际测绘前需要对标本进行修形。

(3)扫描前雕翼标本处理。采用生物用酒精等清洁标本，人工粘结、修复翅膀翻毛、贴合不牢、残缺等以获得保形的翅膀标本。选取尺骨中段的典型翼型区域，其中该区域包含一根完好的初级飞羽，区域宽度为初级飞羽宽度。如图1所示，蓝色指示区域即为扫描区域。

(4)扫描翅膀，获取翅膀中段三维外形点云。

对固定飞行姿态下的雕标本进行三维点云扫描，选取尺骨中段处翅膀为典型翼型所在区域，采用大跨度的绝对臂三维扫描仪进行扫描，获得中段处翅膀三维表面点云数据；

(5)确定二维翼型位置，获取组合翼型点云。

步骤(4)所获得的三维点云宽度较大，不利于提取二维翼型。选择中段处经过完好初级飞羽的中剖面截面为二维翼型所在截面，截取所得三维点云经过羽轴的中间剖面，获得剖面处的二维翼型点云。剔除翼型点云中因羽毛翘曲、翻毛等引起的偏差较大点，获得组合翼型点云数据；

(6)获得基础翼型和飞羽翼型点集。

步骤(5)获得的组合翼型点云包含基础翼型点云和飞羽翼型点云两大部分；扫描点云中翅膀上表面点云、下表面点云交汇处为基础翼型和飞羽翼型分界点；分界点及以前为基础翼型点云；分界点及以后为飞羽翼型点云。在连接点处拆分翅膀截面翼型点云为基础翼型点云和飞羽翼型点云两部分。扫描点云中，基础翼型和飞羽翼型结汇点可能为一个小范围区域，选择次级飞羽羽轴末端与初级飞羽的交点为交汇点，连接点可通过基础翼型上表面、下表面交汇来判断，其特征是该交汇点处厚度小于2mm，为次级飞羽的末端，如图3所示。

(7)提取基础翼型的弯度和厚度分布，利用经典羽翼公式拟合仿生基础翼型；

由基础翼型前缘点-后缘点连线确定弦长，如图4。提取该基础翼型点云的前缘弯度和最大厚度；提取基础翼型点云的弯度分布，采用中弧线分布公式拟合弯度分布曲线：

其中z_c(max)为基础翼型最大前缘弯度；η＝x/c为弦线的相对坐标；x为翼型剖面的弦向坐标；c为翼型的弦长，S_n通过二维基础翼型点云拟合而来。

提取基础翼型点云的厚度分布，采用厚度分布公式拟合厚度分布曲线：

其中z_t(max)为基础翼型最大厚度坐标，A_n通过基础翼型点云拟合而来。

构建仿生基础翼型，将公式(1)中的中弧线z_(c)与公式(2)中的厚度z_(t)分别相加和相减，从而得到仿生翼型剖面的上下表面曲线分布

其中z_upper为基础翼型的上表面曲线的坐标，z_lower为基础翼型的下表面曲线的坐标。

(8)提取飞羽翼型的弯度和厚度分布，利用指数函数拟合飞羽翼型；

提取该飞羽翼型的前缘厚度z_t2L、尾缘厚度z_t2T和最大弯度z_c2(max)。

提取飞羽翼型的弯度分布，采用指数公式(4)拟合弯度分布曲线，厚度则采用公式(5)由前缘厚度线性衰减到尾缘厚度。

其中z_c2(max)为飞羽最大弯度，通过飞羽翼型点云拟合而来。z_t1T、z_t2T分别为飞羽翼型前缘厚度和尾缘厚度。

表1给出了基础翼型、飞羽翼型拟合所用参数

构建仿生飞羽翼型，采用公式(3)，将公式(4)中的中弧线z_(c)与公式(5)中的厚度z_(t)分别相加和相减，从而得到仿生翼型剖面的上下表面曲线分布。

(9)组装基础翼型和飞羽翼型，构建仿生翼型；

连接基础翼型和飞羽翼型获得仿生翼型。在基础翼型飞羽-飞羽翼型的连接点处拼装基础翼型和飞羽翼型，如图6。拼装要求翼型上表面光滑，翼型厚度分布连续，避免现厚度间断。

(10)进行构建的高机动能力仿生翼型模拟计算，获得仿生翼型机动飞行下气动特性。

图7给出了仿生翼型和基础翼型快速上仰过程中的升力变化曲线。基础翼型和组合翼型的升力对比表明，在机动飞行过程中，组合翼型的最大升力系数高于基础翼型，有助于大机动飞行中实现快速上仰。

图8给出了仿生翼型和基础翼型快速上仰过程中的阻力变化曲线。基础翼型和组合翼型的阻力对比表明，在机动飞行过程中，组合翼型的最大阻力系数高于基础翼型，有助于空中减速和缠斗等。

本发明的有益成果为：仿生组合翼型通过基础翼型和飞羽翼型的叠加，实现机动飞行过程中的升力和阻力的大幅度增加，可有助于实现飞行器的瞬间转向、空中急停、短距离起降等大机动飞行，可为未来飞行器设计提供设计思路，突破现有的高机动性这一技术瓶颈。

附图说明

图1雕翅膀及扫描区域。

图2尺骨中段处翅膀三维扫描点云(含完整初级飞羽)。

图3剖面处截取的组合翼型点云。

图4基础翼型点云及弯度、厚度。

图5飞羽翼型点云。

图6仿生组合翼型。

图7Re＝2×10⁵下翼型快速上仰机动过程中升力系数变化曲线。

图8Re＝2×10⁵下翼型快速上仰机动过程中阻力系数变化曲线。

具体实施方式

下面结合附图进一步说明本发明的技术方案。

本发明的一种基于雕翼的仿生组合翼型设计方法，以具有优秀机动能力的雕标本为母本，采用三维扫描、厚度-弯度拟合、组合基础翼型-飞羽翼型等方法完成高机动翼型设计，具体步骤如下：

(1)确定雕的快速上仰姿态。

栖息过程中翅膀快速上仰姿态有如下特征：翅膀呈现出近似M形状，飞羽成典型的下压姿态。采用高清高速摄像机从前、后、左、右、下等多个角度跟踪拍摄雕栖息过程中翅膀变化规律，获得快速上仰姿态的多角度图片。

(2)制作快速上仰姿态下的雕样本。

调整并固定雕翅膀的肱骨、尺骨、桡骨等实现雕瞬间上仰姿态样本，并使样本外形与视频拍摄外形相一致，其中外形判别通过与步骤(1)中多角度快速上仰姿态图片对比获得；基于该姿态制作雕标本；梳理前缘覆羽，初级飞羽、次级飞羽等，使羽毛紧密贴合以保证飞行外形；雕类羽翼是难以直接用于翼型测绘，需要专业人员基于生物学原理制作机动动作下的雕类标本，且实际测绘前需要对标本进行修形。

(3)扫描前雕翼标本处理。采用生物用酒精等清洁标本，人工粘结、修复翅膀翻毛、贴合不牢、残缺等以获得保形的翅膀标本。选取尺骨中段的典型翼型区域，其中该区域包含一根完好的初级飞羽，区域宽度为初级飞羽宽度。如图1所示，蓝色指示区域即为扫描区域。

(4)扫描翅膀，获取翅膀中段三维外形点云。

对固定飞行姿态下的雕标本进行三维点云扫描，选取尺骨中段处翅膀为典型翼型所在区域，采用大跨度的绝对臂三维扫描仪进行扫描，获得中段处翅膀三维表面点云数据；

(5)确定二维翼型位置，获取组合翼型点云。

步骤(4)所获得的三维点云宽度较大，不利于提取二维翼型。选择中段处经过完好初级飞羽的中剖面截面为二维翼型所在截面，截取所得三维点云经过羽轴的中间剖面，获得剖面处的二维翼型点云。剔除翼型点云中因羽毛翘曲、翻毛等引起的偏差较大点，获得组合翼型点云数据；

(6)获得基础翼型和飞羽翼型点集。

步骤(5)获得的组合翼型点云包含基础翼型点云和飞羽翼型点云两大部分；扫描点云中翅膀上表面点云、下表面点云交汇处为基础翼型和飞羽翼型分界点；分界点及以前为基础翼型点云；分界点及以后为飞羽翼型点云。在连接点处拆分翅膀截面翼型点云为基础翼型点云和飞羽翼型点云两部分。扫描点云中，基础翼型和飞羽翼型结汇点可能为一个小范围区域，选择次级飞羽羽轴末端与初级飞羽的交点为交汇点，连接点可通过基础翼型上表面、下表面交汇来判断，其特征是该交汇点处厚度小于2mm，为次级飞羽的末端，如图3所示。

(7)提取基础翼型的弯度和厚度分布，利用经典羽翼公式拟合仿生基础翼型；

由基础翼型前缘点-后缘点连线确定弦长，如图4。提取该基础翼型点云的前缘弯度和最大厚度；提取基础翼型点云的弯度分布，采用中弧线分布公式拟合弯度分布曲线：

其中z_c(max)为基础翼型最大前缘弯度；η＝x/c为弦线的相对坐标；x为翼型剖面的弦向坐标；c为翼型的弦长，S_n通过二维基础翼型点云拟合而来。

提取基础翼型点云的厚度分布，采用厚度分布公式拟合厚度分布曲线：

其中z_t(max)为基础翼型最大厚度坐标，A_n通过基础翼型点云拟合而来。

构建仿生基础翼型，将公式(1)中的中弧线z_(c)与公式(2)中的厚度z_(t)分别相加和相减，从而得到仿生翼型剖面的上下表面曲线分布

其中z_upper为基础翼型的上表面曲线的坐标，z_lower为基础翼型的下表面曲线的坐标。

(8)提取飞羽翼型的弯度和厚度分布，利用指数函数拟合飞羽翼型；

提取该飞羽翼型的前缘厚度z_t2L、尾缘厚度z_t2T和最大弯度z_c2(max)。

提取飞羽翼型的弯度分布，采用指数公式(4)拟合弯度分布曲线，厚度则采用公式(5)由前缘厚度线性衰减到尾缘厚度。

其中z_c2(max)为飞羽最大弯度，通过飞羽翼型点云拟合而来。z_t1T、z_t2T分别为飞羽翼型前缘厚度和尾缘厚度。

表1给出了基础翼型、飞羽翼型拟合所用参数

构建仿生飞羽翼型，采用公式(3)，将公式(4)中的中弧线z_(c)与公式(5)中的厚度z_(t)分别相加和相减，从而得到仿生翼型剖面的上下表面曲线分布。

(9)组装基础翼型和飞羽翼型，构建仿生翼型；

连接基础翼型和飞羽翼型获得仿生翼型。在基础翼型飞羽-飞羽翼型的连接点处拼装基础翼型和飞羽翼型，如图6。拼装要求翼型上表面光滑，翼型厚度分布连续，避免现厚度间断。

(10)进行构建的高机动能力仿生翼型模拟计算，获得仿生翼型机动飞行下气动特性。

图7给出了仿生翼型和基础翼型快速上仰过程中的升力变化曲线。基础翼型和组合翼型的升力对比表明，在机动飞行过程中，组合翼型的最大升力系数高于基础翼型，有助于大机动飞行中实现快速上仰。

图8给出了仿生翼型和基础翼型快速上仰过程中的阻力变化曲线。基础翼型和组合翼型的阻力对比表明，在机动飞行过程中，组合翼型的最大阻力系数高于基础翼型，有助于空中减速和缠斗等。

本说明书实施例所述的内容仅仅是对发明构思的实现形式的列举，本发明的保护范围不应当被视为仅限于实施例所陈述的具体形式，本发明的保护范围也及于本领域技术人员根据本发明构思所能够想到的等同技术手段。