專利名稱：用于微型飛行器的仿生拍動方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于微型飛行器的仿生拍動方法。
背景技術(shù)：
微型飛行器，簡稱MAVs(Micro Air Vehicles或Micro Aerial Vehicles)是近十幾年來由美國DARPA(Defense Advanced Research ProjectsAgency)首先提出并快速發(fā)展的高新技術(shù)。目標(biāo)是為了研制類似于蜂鳥或昆蟲大小的微型飛行器。MAVs應(yīng)用前景廣闊。軍事如偵察、目標(biāo)捕獲、武器投放、中繼通信等。有軍事理論家甚至認(rèn)為，MAV可能改變未來戰(zhàn)爭的模式。民用如攝影、監(jiān)測，調(diào)查，巡邏，采樣等。
目前為止，許多國家都成立了專門的研究機(jī)構(gòu)，并投入專項(xiàng)研究經(jīng)費(fèi)，研制和開發(fā)各種性能獨(dú)特的微型飛行器。僅在美國從事該項(xiàng)研究的高校和研究單位就有150余家，發(fā)展非常迅速，在很短的時間內(nèi)，就研制出一批性能優(yōu)良的試驗(yàn)樣機(jī)。飛行方式大致劃分為固定翼、旋翼和撲翼三類，其中最據(jù)代表性的是Aerovironment公司的“黑寡婦”、Sander公司的“微星”、麻省理工學(xué)院林肯實(shí)驗(yàn)室的“偵察鳥”、斯坦福大學(xué)的“Mesicopter”、加州工學(xué)院的“Microbat”和加州大學(xué)伯克利分校的“微機(jī)械昆蟲”等。國內(nèi)微型飛行器的研究已成為熱門話題，大約十幾個單位在開展這方面的研究，已先后研制出多種型號，并進(jìn)行了初步的飛行試驗(yàn)，但距完全自主飛行和滿足實(shí)用化要求的目標(biāo)還有較大差距。
一個低速M(fèi)AVs，以低飛行雷諾數(shù)和充分利用MEMs技術(shù)為其主要特征。這里MAVs所在的低Re范圍并沒有一個確定范圍，一般來說Re小于105，進(jìn)一步微型化可能會降到102左右。微型飛行器決不是常規(guī)飛行器的簡單縮小，其氣動力、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、動力裝置、飛行力學(xué)和導(dǎo)航控制皆有不同于常規(guī)飛行器的特點(diǎn)，不對它們進(jìn)行有針對性的研究和解決，要達(dá)到實(shí)用化目標(biāo)很困難。目前低雷諾數(shù)相關(guān)氣動技術(shù)的不足，是制約微型飛行器發(fā)展的最大瓶頸。
對于主尺度在25cm以上的MAVs，在固定翼基礎(chǔ)上采用前一些增穩(wěn)措施，有可能解決獲得足夠升力和穩(wěn)定性的問題。但對于尺度小于15cm的微型飛行器，可能只有采用仿生力學(xué)，撲動翼的辦法才能獲得足夠的升阻比。隨著飛行器尺寸的進(jìn)一步微型化，鳥類上下?lián)鋭右矸绞揭矊⑹?，從而必須模仿昆蟲類型的拍動方式。
目前國內(nèi)外在考慮應(yīng)用于拍翼飛行器的拍動翼運(yùn)動方式時，想到的都是直接向蜂鳥或昆蟲學(xué)習(xí)，通過直接模仿生物拍翼運(yùn)動來獲得足夠的升力，以加州大學(xué)正在研制的微機(jī)械蒼蠅最具代表性。果蠅采取的拍動方式，在昆蟲界中廣泛存在，自然有其獨(dú)特合理的原因，從氣動力學(xué)的觀點(diǎn)看可以獲得較高的升力平衡體重并實(shí)現(xiàn)機(jī)動飛行。徹底弄清其基本原理還必須從生物學(xué)，生理學(xué)，解剖學(xué)和生物進(jìn)化等多角度進(jìn)行研究分析。但在進(jìn)行拍動翼微型飛行器設(shè)計(jì)時，直接簡單地模仿這種拍動方式，則會遇到如下困難(1)拍動翼阻力系數(shù)遠(yuǎn)大于升力系數(shù)，拍動翼平均升阻比較低，相應(yīng)的用于克服阻力的機(jī)械能消耗較高，造成拍動翼相當(dāng)一部分能耗用來克服阻力做功，經(jīng)濟(jì)性較差；(2)拍動翼不同運(yùn)動模態(tài)(超前、對稱和滯后)之間的升阻力特性差異巨大，不易于控制。
(3)運(yùn)動方式實(shí)現(xiàn)起來較為復(fù)雜，機(jī)械設(shè)計(jì)困難，拍動過程中進(jìn)行大角度翻轉(zhuǎn)不易實(shí)現(xiàn)，且機(jī)構(gòu)復(fù)雜可能造成機(jī)構(gòu)內(nèi)部能耗增加；科學(xué)家們對仿生學(xué)進(jìn)行研究的目的是了解生物獲得“特異功能”的機(jī)理，并使其造福人類。這種研究和應(yīng)用決不是對生物身體構(gòu)造，行為方式的完全照抄和簡單模仿，因?yàn)槟菢幼鰶]有必要，常常無法實(shí)現(xiàn)，且往往難以達(dá)到預(yù)期效果。如人類模仿鳥類翱翔設(shè)計(jì)出固定翼飛機(jī)，但動力裝置則和鳥類的推進(jìn)方式存在本質(zhì)差異；模仿肌肉工作方式研制人造肌肉，但收縮和伸長的原理卻各不相同。
對昆蟲拍動翼飛行方式研究的最終目的和一般仿生學(xué)研究并無不同，是為了揭示在低雷諾數(shù)條件下拍動翼飛行方式獲得高升力的流體力學(xué)機(jī)制，并用這些思想指導(dǎo)微型飛行器(MAVs)的設(shè)計(jì)和制造。所以研究不同于傳統(tǒng)昆蟲復(fù)雜拍動方式，運(yùn)動和結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)較為簡單，但又能合理運(yùn)用拍動翼非定常高氣動升力機(jī)制，升阻比較高，能耗較小的新拍動方式是一件非常有意義的工作。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種拍動翼阻力系數(shù)大大降低，升阻比增加，在獲得相當(dāng)?shù)纳πб鏃l件下機(jī)械能消耗降低的用于微型飛行器的仿生拍動方法，該方法極大地緩和了果蠅拍動方式不同運(yùn)動模態(tài)(超前、對稱和滯后)之間的升阻力特性差異，提高了穩(wěn)定性。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案用于微型飛行器的仿生拍動方法，其特點(diǎn)在于包括下列步驟本拍動方法為繞翼根旋轉(zhuǎn)軸的周期性往復(fù)拍動，稱繞翼根旋轉(zhuǎn)軸的運(yùn)動為拍動(flapping)；繞拍動翼展向旋轉(zhuǎn)軸的運(yùn)動為轉(zhuǎn)動(rotation)；拍動翼向前下方的拍動，稱為下拍(downstroke)；拍動翼向后上方的拍動，稱為上拍(upstoke)；上拍結(jié)束下拍開始階段，拍動翼向上轉(zhuǎn)動稱為上翻(supination)；下拍結(jié)束上拍開始階段，拍動翼向下轉(zhuǎn)動稱為下翻(pronation)，每拍動周期分為上拍和下拍兩個階段。
首先描述上拍階段，上拍階段分為三個部分(1)上拍開始階段拍動翼轉(zhuǎn)動下翻，同時拍動加速至上拍攻角和上拍速度；(2)上拍中間階段拍動翼保持上拍攻角和上拍速度基本不變；(3)上拍結(jié)束階段拍動翼從上拍中間階段的上拍攻角開始轉(zhuǎn)動上翻，同時拍動減速；下拍階段也分為三個部分(1)下拍開始階段拍動翼轉(zhuǎn)動上翻，同時拍動加速至下拍攻角和下拍速度；(2)下拍中間階段拍動翼保持下拍攻角和下拍速度基本不變；(3)下拍結(jié)束階段拍動翼從下拍中間階段的下拍攻角開始轉(zhuǎn)動下翻，同時拍動減速；一次上拍和下拍構(gòu)成一個周期，上拍和下拍階段交替進(jìn)行，往復(fù)周期性運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的拍動方法。
本發(fā)明的原理通過對昆蟲翼拍動的研究總結(jié)發(fā)現(xiàn)(1)昆蟲拍動翼等速等攻角拍動過程中前緣駐渦延遲失速效應(yīng)，使拍動翼在大攻角條件下不失速并保持高氣動升力平臺，是昆蟲拍動翼高氣動升力最關(guān)鍵的決定性因素，提供最多的升力貢獻(xiàn)，見圖2；(2)拍動結(jié)束階段快減速效應(yīng)和開始階段快加速效應(yīng)雖然也是高非定常氣動升力產(chǎn)生的因素之一，但必須配合適當(dāng)?shù)墓ソ亲兓?，見圖2超前模態(tài)升力系數(shù)變化。如果攻角變化不合適，則會出現(xiàn)負(fù)升力峰值，且影響拍動中間階段延遲失速效應(yīng)作用的發(fā)揮，見圖4滯后模態(tài)升力系數(shù)曲線；(3)等速拍動過程中拍動翼攻角快速拉起效應(yīng)是獲得高非定常氣動升力的又一重要因素(見圖2和圖3)，同時提供攻角變化。但分析發(fā)現(xiàn)這種上翻轉(zhuǎn)運(yùn)動同時帶來的還有高阻力峰值和較低的升阻比。
鑒于以上情況本發(fā)明提出的拍動方法在保持延遲失速效應(yīng)和快加減速效應(yīng)等有利因素，獲得相當(dāng)?shù)姆嵌ǔ鈩由Φ耐瑫r，用上下拍動兩端快速低頭的方式代替快速拉起，消除了等速拍動攻角快拉起效應(yīng)所帶來的不利因素，極大的降低了非定常阻力，從而大大的提高了升阻比，降低了機(jī)械能消耗，緩和了果蠅不同拍動模態(tài)間氣動特性的差異；另外本發(fā)明獨(dú)特的拍動方法也使得在平板拍動翼上施加彎度效應(yīng)成為很有意義的事情。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)如下
(1)本發(fā)明在保證獲得高氣動升力的同時，通過在半拍動周期兩端用攻角快速減小，前后緣交替變換，上下翼面保持不變的轉(zhuǎn)動方式，取代傳統(tǒng)果蠅翼攻角快拉起，前緣不變，上下翼面交替變換的轉(zhuǎn)動方式。雖然使傳統(tǒng)果蠅翼拍動方式中等速拍動攻角快拉起升力機(jī)制消失，但卻大大降低了拍動翼非定常氣動阻力，非常有效的提高了拍動翼的升阻比超前模式提高35.％，對稱模式提高66.1％，滯后模式提高150.％(見表1)，從而在獲得相當(dāng)?shù)钠骄ο禂?shù)的同時，降低用于克服拍動阻力的機(jī)械能消耗，大大提高機(jī)械效率。
(2)極大地提高了傳統(tǒng)果蠅翼拍動方式滯后模式的氣動特性，緩和了傳統(tǒng)果蠅翼拍動方式三種運(yùn)動模式間氣動特性的巨大差異。
(3)對于小尺度的微型飛行器，薄平板翼更為實(shí)用，這從昆蟲翅膀的形狀和構(gòu)造可以得到證實(shí)，而本發(fā)明的這種前后緣交替恰恰很適合應(yīng)用于薄板翼，并且經(jīng)過研究這種新拍動方式基礎(chǔ)上，在薄平板拍動翼上施加彎度可以有效提高升力系數(shù)和升阻比，而對于傳統(tǒng)果蠅拍動方式來說，這樣做是畫蛇添足的。
(4)從機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)的角度來考慮，本發(fā)明也更容易在微型飛行器設(shè)計(jì)中實(shí)現(xiàn)，在小于45°拍動攻角條件下，本發(fā)明的攻角變化比果蠅攻角變化小。而30°-40°是效率較高的拍動翼攻角范圍。


圖1為本發(fā)明的拍動翼運(yùn)動示意圖；圖2為果蠅拍動方式超前模態(tài)升力系數(shù)曲線；圖3為果蠅拍動方式對稱模態(tài)升力系數(shù)曲線；圖4為果蠅拍動方式滯后模態(tài)升力系數(shù)曲線；圖5為本發(fā)明的拍動方式轉(zhuǎn)動和拍動角速度分布；圖6為本發(fā)明的拍動方式對稱模態(tài)拍動示意圖；圖7為果蠅拍動方式轉(zhuǎn)動和拍動角速度分布；
圖8為果蠅拍動方式對稱模態(tài)拍動示意圖；圖9為本發(fā)明的拍動方式不同模態(tài)升力系數(shù)變化；圖10為本發(fā)明的拍動方式不同模態(tài)阻力系數(shù)變化；圖11為果蠅拍動方式不同模態(tài)升力系數(shù)變化；圖12為果蠅拍動方式不同模態(tài)阻力系數(shù)變化；圖13對稱模式下新拍動方式和果蠅拍動方式距離翼根60％展長截面等渦量線。
具體實(shí)施例方式
本發(fā)明的單周期內(nèi)拍動階段分上拍、下拍、上翻、下翻；根據(jù)拍動運(yùn)動和轉(zhuǎn)動的相位關(guān)系，拍動方式分為超前、對稱和滯后三種拍動模態(tài)。拍動翼向前下方的拍動稱為下拍，拍動翼向后上方的拍動稱為上拍，拍動翼向下轉(zhuǎn)動稱為下翻，拍動翼向上轉(zhuǎn)動稱為上翻；當(dāng)轉(zhuǎn)動運(yùn)動和拍動加減速運(yùn)動相位同步時稱為對稱模式，當(dāng)轉(zhuǎn)動運(yùn)動相位提前于拍動加減速運(yùn)動時稱為超前模式，反之稱為滯后模式。超前和滯后模態(tài)相位差可以任意選擇。
下面結(jié)合圖5和圖6對本發(fā)明拍動方式加以詳細(xì)描述。圖5中橫坐標(biāo)為單周期內(nèi)時間，本實(shí)例中取無量綱周期為8.4，縱坐標(biāo)為拍動角速度和轉(zhuǎn)動角速度。圖6為拍動示意圖。
本發(fā)明單拍動周期分為上拍階段和下拍階段，上拍階段分為三個部分(1)上拍開始階段拍動翼轉(zhuǎn)動下翻，同時拍動加速至上拍攻角和上拍速度；(2)上拍中間階段拍動翼保持上拍攻角和上拍速度基本不變；(3)上拍結(jié)束階段拍動翼從上拍中間階段的上拍攻角開始轉(zhuǎn)動上翻，同時拍動減速；下拍階段也分為三個部分(1)下拍開始階段拍動翼轉(zhuǎn)動上翻，同時拍動加速至下拍攻角和下拍速度；
(2)下拍中間階段拍動翼保持下拍攻角和下拍速度基本不變；(3)下拍結(jié)束階段拍動翼從下拍中間階段的下拍攻角開始轉(zhuǎn)動下翻，同時拍動減速；一次上拍和下拍成為一個周期，上拍和下拍階段交替進(jìn)行，往復(fù)周期性運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的拍動方法。
本發(fā)明中的拍動翼可以為平板翼，也可以為帶彎度的翼；拍動翼可以為剛性翼，也可以為柔性翼。
上拍攻角和下拍攻角在不同周期可以相同，也可以不同；拍動翼相對于拍動前進(jìn)方向的上拍攻角和下拍攻角小于90°。
上拍階段中的拍動加速是從0至上拍中間階段的上拍速度的過程；所述上拍階段的拍動減速從上拍中間階段的上拍速度減至0的過程；所述的下拍階段的拍動加速為從0至下拍中間階段的下拍速度的過程；所述下拍結(jié)束階段的拍動減速為從下拍中間階段的下拍速度至0的過程。
上、下拍動開始階段拍動加速所耗時間和結(jié)束階段減速所耗時間均大于0小于等于四分之一周期；上下拍動兩端，拍動翼轉(zhuǎn)動所需時間大于0小于一個拍動周期的一半。
上下拍動開始階段和結(jié)束階段，拍動加速和減速符合的運(yùn)動規(guī)律可以是滿足加速結(jié)束時刻和減速開始時刻拍動角速度時間導(dǎo)數(shù)為0的任意函數(shù)，如三角函數(shù)或代數(shù)函數(shù)等。
拍動翼翻轉(zhuǎn)所符合的規(guī)律可以是滿足翻轉(zhuǎn)開始和結(jié)束時刻轉(zhuǎn)動角速度時間倒數(shù)為0的任意函數(shù)，如三角函數(shù)或代數(shù)函數(shù)等。
本發(fā)明的拍動方式和現(xiàn)有的果蠅翼拍動不同如下圖7和圖8為現(xiàn)有果蠅翼拍動單周期中拍動和轉(zhuǎn)動角速度變化規(guī)律，和拍動示意圖。
現(xiàn)有的果蠅翼拍動特點(diǎn)為上下拍交替運(yùn)動中拍動翼前后緣保持不變，拍動翼迎風(fēng)和背風(fēng)面交替變化，上下拍動兩端攻角變化方式為快速拉起，見圖8中黑圓點(diǎn)表示拍動翼前緣，另一端為后緣。
本發(fā)明的方法與現(xiàn)有的果蠅翼拍動方式相比不同點(diǎn)在于(1)上下拍動開始和結(jié)束兩端，拍動翼旋轉(zhuǎn)運(yùn)動通過快速低頭方式獲得下一階段的拍動攻角；(2)上下拍交替運(yùn)動中拍動翼前后緣交替改變；(3)拍動翼迎風(fēng)和背風(fēng)面保持不變。拍動過程其它部分完全相同。圖6中翼型兩端都用黑圓點(diǎn)標(biāo)出，表示兩端都可能成為前緣，前后緣交替變化。
下面通過對具體實(shí)例的數(shù)值仿真實(shí)驗(yàn)對本發(fā)明加以驗(yàn)證。
如圖1所示為拍動翼運(yùn)動示意圖給出了三套坐標(biāo)，XYZ為固定于微型飛行器機(jī)體上的慣性系；xyz為固定在拍動翼上的隨體系；x′y′z′為y′軸同Y軸重合，隨拍動翼繞Y軸拍動的動坐標(biāo)系，其中Y軸和y′軸重合，z軸和z′軸重合。拍動翼繞Y軸轉(zhuǎn)動稱為“拍動”或“揮動”，拍動角記為φ，繞z軸的翻轉(zhuǎn)稱為“轉(zhuǎn)動”，轉(zhuǎn)動角記為α，又稱攻角，繞Y軸慣性半徑r0處的線速度稱為拍動速度記為ut，拍動角速度φt＝ut/γ0。
取懸停飛拍動面為一水平面，拍動中間階段攻角α和拍動速度ut不變；開始和結(jié)束階段快加速和快減速，伴隨旋轉(zhuǎn)。加速和減速的可以采用任意方式，本發(fā)明實(shí)施例采用如下的加速減速方式，拍動中間階段拍動速度取常數(shù)Ut，拍動公式描述如下開始加速階段ut+=Ut+sin(π(τ-τ1)/Δτt)--τ1≤τ≤τ1+Δτt/2---(1)]]>結(jié)束減速階段ut+=Ut+sin(π(τ-τ2)/Δτt)--τ2≤τ≤τ2+Δτt/2---(2)]]>其中ut+=ut/U;]]>ut為拍動線速度，U為參考速度取單周期平均拍動速度ui；Ut+=Ut/U;]]>τ＝tU/c，τ1加速開始時間，τ1+Δτ1/2加速結(jié)束時間，τ2減速開始時間，τ2+Δτ1/2減速結(jié)束時間，拍動速度變化規(guī)律由τ1、τ2、Δτt、U和τc決定，τ1加速開始時間，τ2減速開始時間和Δτ1時間長度可以任意選擇。
轉(zhuǎn)動快慢可以選擇任意方式，本發(fā)明實(shí)施例采用如下的轉(zhuǎn)動方式，上下拍動兩端公式如下αt+=0.5αt0+[1-cos(2π(τ-τr)/Δτr)--τr≤τ≤τr+Δτr]---(3)]]>
其中αt+=αtc/U,]]>αt0+為常數(shù)；τr開始轉(zhuǎn)動時刻，Δτr是轉(zhuǎn)動時間。確定上下拍攻角αup，αdown和轉(zhuǎn)動時間Δτr就可以確定α′t0+。τr開始轉(zhuǎn)動時刻和Δτr轉(zhuǎn)動時間長度可以任意選擇。上下拍動攻角大小可以任意選擇。
本實(shí)例選擇參數(shù)如下τc＝8.42，Δτt＝0.1τc，Δτr＝0.32τc，拍動幅角Φ＝160°，αup＝αdown＝40°，τc為拍動周期。
對本發(fā)明拍動方式三種運(yùn)動模態(tài)超前、對稱和滯后，進(jìn)行數(shù)值模擬，并對其產(chǎn)生高氣動升力的機(jī)理進(jìn)行分析研究。圖9和圖10為本發(fā)明拍動方式三種模態(tài)數(shù)值模擬升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化規(guī)律。對照圖5運(yùn)動規(guī)律對計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析。
對稱模態(tài)，升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化較為平緩，除了拍動中間階段氣動力系數(shù)平臺外，在上下拍動開始階段存在一個較高升力峰值和較小阻力峰值，結(jié)束階段升阻力系數(shù)都開始下降。對照圖5中對稱模態(tài)拍動和轉(zhuǎn)動角速度變化曲線，拍動開始階段快加速運(yùn)動，同時攻角從0°變到40°保持銳攻角增加。在快加速效應(yīng)配合銳攻角快拉起作用下，升阻力系數(shù)出現(xiàn)峰值；結(jié)束階段拍動翼快減速效應(yīng)配合銳攻角減小從40°到0°，造成氣動力系數(shù)迅速下降；拍動中間階段翼保持等速等攻角拍動，該階段翼前緣渦形成、發(fā)展直至形成穩(wěn)定的前緣駐渦。由于延遲失速機(jī)制的作用出現(xiàn)穩(wěn)定升力系數(shù)平臺，產(chǎn)生最為重要的氣動力貢獻(xiàn)。總結(jié)對稱模態(tài)高升力機(jī)理為等速等攻角拍動延遲失速效應(yīng)對拍動翼高氣動效益產(chǎn)生最關(guān)鍵和主要的貢獻(xiàn)。拍動開始快加速效應(yīng)配合銳攻角增加產(chǎn)生升阻力峰值。另外拍動結(jié)束階段減速效應(yīng)配合銳攻角減小，在氣體慣性效應(yīng)作用下，造成升阻力系數(shù)下降。
和對稱模態(tài)比較，超前模態(tài)保持拍動中間階段等速等攻角拍動延遲失速效應(yīng)形成的氣動力系數(shù)平臺。但由于轉(zhuǎn)動相位提前于拍動8％，造成氣動力系數(shù)平臺提前結(jié)束開始下降。升力系數(shù)出現(xiàn)較大負(fù)升力峰值，阻力系數(shù)波動下降，并出現(xiàn)和拍動翼拍動方向相同的正推力。這是因?yàn)榈人倥膭舆^程中攻角向下轉(zhuǎn)動，當(dāng)攻角為銳角從40°變?yōu)?°時，會造成升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時減小。攻角進(jìn)一步減小為負(fù)，從0°變?yōu)?15°，升力系數(shù)進(jìn)一步下降，而阻力系數(shù)則會隨負(fù)攻角增加而增加。隨后攻角繼續(xù)從-15°變?yōu)?29°階段，拍動減速并配合負(fù)銳攻角，拍動翼在周圍氣體慣性力作用下，下翼面壓力增加，上翼面壓力減小，升力系數(shù)迅速增加。此時氣體慣性力開始對減速翼產(chǎn)生指向運(yùn)動方向的推力，造成阻力系數(shù)迅速下降，并在τ/τc＝0.474～0.5范圍出現(xiàn)和翼拍動方向相同的正推力。接下來拍動進(jìn)入反向加速階段，攻角變?yōu)檎⒗^續(xù)從29°增加到40°。起始攻角遠(yuǎn)大于對稱模態(tài)時的0°，從而這一階段出現(xiàn)遠(yuǎn)比對稱模態(tài)高很多的升阻力系數(shù)峰值。但相對對稱模態(tài)，超前模態(tài)平均升力系數(shù)下降，見表1。
滯后模態(tài)氣動力系數(shù)變化規(guī)律中占據(jù)主要和關(guān)鍵因素的部分仍然是上下拍動的中間階段等速等攻角拍動延遲失速機(jī)制形成的高氣動力系數(shù)平臺。與超前模態(tài)原因相反，該氣動力平臺迅速下降的時間大約落后于對稱模態(tài)8％周期。與對稱和超前模態(tài)不同，由于旋轉(zhuǎn)運(yùn)動滯后，拍動開始快加速運(yùn)動時，翼攻角為負(fù)銳角，所以會產(chǎn)生一個高負(fù)升力峰值和阻力峰值。隨著負(fù)攻角迅速減小到0°，負(fù)升力系數(shù)峰值和阻力系數(shù)峰值迅速下降。接下來拍動翼進(jìn)入等速拍動階段，攻角從0°增加到40°做拉起運(yùn)動，由于起始攻角小，且轉(zhuǎn)動加速時間較長，僅產(chǎn)生很小升阻力峰值，并平穩(wěn)過渡到等速等攻角拍動延遲失速狀態(tài)。
本發(fā)明拍動方式與果蠅拍動方式氣動特性比較。
圖11和圖12為果蠅拍動方式非定常氣動力系數(shù)變化曲線，結(jié)合表1，比較本發(fā)明的拍動方式和現(xiàn)有的果蠅翼拍動方式氣動特性差異升力系數(shù)曲線1、半拍動中間階段，等速等攻角拍動延遲失速效應(yīng)產(chǎn)生的高非定常氣動升力平臺依然保持，且更平穩(wěn)光滑。尤其在滯后模態(tài)大為改善，受拍動兩端加速和減速效應(yīng)影響減弱；2、第一氣動升力峰值有所增加；3、拍動結(jié)束階段由于采取的轉(zhuǎn)動方式不同，第二氣動升力峰值消失。綜合3者因素，與果蠅拍動模式相比，新拍動平均升力系數(shù)變化為超前模式下降-20.8％，對稱模式增加5.3％，滯后模式增加45.3％，極大提高了滯后模態(tài)的升力系數(shù)，不同模式間平均升力系數(shù)差距顯著縮小。
阻力系數(shù)曲線1、阻力系數(shù)峰值顯著下降，最大值降為果蠅拍動方式最大值一半以下；2、第二阻力系數(shù)峰值由于轉(zhuǎn)動方式的改變而消失；3、阻力系數(shù)平臺除了在對稱模式下依然保持較長外，超前和滯后模式下都大為縮短。超前模式和滯后模式分別在拍動后部和前部由于攻角的減小出現(xiàn)低阻力系數(shù)區(qū)；4、從超前模式到滯后模式平均阻力系數(shù)略微下降，變化不大。新拍動方式同果蠅翼拍動方式比較最顯著的變化是平均阻力系數(shù)大大降低超前模式平均阻力系數(shù)下降-41.37％，對稱模式下降-36.6％，滯后模式下降-41.9％。
表1現(xiàn)有果蠅拍動方式和本發(fā)明拍動方式，不同拍動模態(tài)平均升阻力系數(shù)和升阻比

注阻力系數(shù)采用絕對值積分平均。
這些差異是由于本發(fā)明的拍動方式中，果蠅翼上下拍動兩端攻角的快速拉起運(yùn)動被反方向的快速旋轉(zhuǎn)取代。雖然損失了果蠅翼拍動方式第二非定常升力系數(shù)峰值，但同時也減弱了突然上翻運(yùn)動對等速拍動中間階段可能造成的不利影響，使流場非定常氣動力系數(shù)隨時間變化更為平穩(wěn)，還使第一升力峰值有所增加。特別使滯后模態(tài)平均升力系數(shù)大為增加。
最為重要的是新拍動方式，在充分利用昆蟲拍動翼非定常高升力機(jī)制保持高氣動升力基礎(chǔ)上，由于去掉了拍動兩端攻角快拉起運(yùn)動對流場結(jié)構(gòu)造成的巨大擾動，可以大大降低平均阻力系數(shù)，提高平均升阻比超前模式提高35.％，對稱模式提高66.1％，滯后模式提高150.％。從而在獲得相當(dāng)平均氣動升力系數(shù)的同時，降低用于克服拍動阻力消耗的機(jī)械能，提高機(jī)械效率。
對稱模式下，對比本發(fā)明的拍動方式和果蠅拍動方式拍動翼沿展向距翼根60％展長截面等渦量線，見圖13。圖中給出三個時刻τ/τc＝-0.057，0.014和0.394，分別位于拍動結(jié)束減速，開始加速和中間等速拍動階段。會發(fā)現(xiàn)有趣的現(xiàn)象，在每一個時刻，兩種拍動方式從拍動翼上脫落下來的尾渦與拍動翼的相對距離變化并不顯著，兩者相對位置的變化很明顯是由于拍動翼的姿態(tài)不同造成的，見τ/τc＝-0.057和0.014時。當(dāng)拍動翼的姿態(tài)完全相同時，τ/τc＝0.394，流場的渦結(jié)構(gòu)也非常相似。結(jié)合前面對非定常氣動力和平均氣動力的分析，表明正是拍動兩端轉(zhuǎn)動方向的變化造成拍動翼姿態(tài)變化，從而造成兩種拍動方式氣動特性上的顯著差異。
通過上面分析，得到如下結(jié)論(1)和現(xiàn)有果蠅翼拍動方式相比，本發(fā)明拍動方式充分合理地利用了果蠅翼拍動高升力機(jī)制延遲失速機(jī)制和快加速快減速機(jī)制。
(2)在保證獲得高氣動升力的同時，大大降低了拍動翼非定常氣動阻力，非常有效的提高了拍動翼的升阻比超前模式提高35.％，對稱模式提高66.1％，滯后模式提高150.％。從而在獲得相當(dāng)?shù)钠骄ο禂?shù)的同時，降低用于克服拍動阻力的機(jī)械能消耗，提高機(jī)械效率。
(3)本發(fā)明拍動方式極大地提高了傳統(tǒng)果蠅翼拍動方式滯后模式的氣動特性，緩和了傳統(tǒng)果蠅翼拍動方式三種運(yùn)動模式間氣動特性的巨大差異。
(4)對于小尺度的微型飛行器，薄平板翼更為實(shí)用。本發(fā)明的這種前后緣交替的新拍動方式恰恰很適合應(yīng)用于薄板翼。并且這種拍動方式使得在薄平板拍動翼上施加彎度以提高升阻比，成為有意義的事情，而對于傳統(tǒng)果蠅拍動方式來說，這樣做是畫蛇添足的。
(5)另一方面，從機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)的角度來考慮，新拍動方式也更容易在微型飛行器設(shè)計(jì)中實(shí)現(xiàn)。
最后，在以上數(shù)值仿真和研究分析的基礎(chǔ)上，自然會提出疑問既然新拍動方式有這么大的優(yōu)點(diǎn)和好處，昆蟲和鳥類為什么不采用本節(jié)所描述的新拍動方式呢？這是一個復(fù)雜的問題，必須要從生物學(xué)，生理學(xué)，解剖學(xué)和生物進(jìn)化等多角度加以解釋。一種比較直觀的解釋是，大多數(shù)采用果蠅翼飛行方式的昆蟲或鳥類的翼的構(gòu)造，翼薄膜或羽毛，翼脈或骨骼，決定了它們無法采取本文介紹的飛行方式。但對于微型飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)倒是可以不局限于這些問題。
權(quán)利要求
1.用于微型飛行器的仿生拍動方法，其特征在于包括分為上拍階段和下拍階段，上拍階段分為三個部分(1)上拍開始階段拍動翼轉(zhuǎn)動下翻，同時拍動加速至上拍攻角和上拍速度；(2)上拍中間階段拍動翼保持上拍攻角和上拍速度基本不變；(3)上拍結(jié)束階段拍動翼從上拍中間階段的上拍攻角開始轉(zhuǎn)動上翻，同時拍動減速；下拍階段也分為三個部分(1)下拍開始階段拍動翼轉(zhuǎn)動上翻，同時拍動加速至下拍攻角和下拍速度；(2)下拍中間階段拍動翼保持下拍攻角和下拍速度基本不變；(3)下拍結(jié)束階段拍動翼從下拍中間階段的下拍攻角開始轉(zhuǎn)動下翻，同時拍動減速；一次上拍和下拍成為一個周期，上拍和下拍階段交替進(jìn)行，往復(fù)周期性運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的拍動方法。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于微型飛行器的仿生拍動方法，其特征在于所述的拍動翼為平板翼，或帶彎度的翼。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于微型飛行器的仿生拍動方法，其特征在于所述的拍動翼為剛性翼，或柔性翼。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于微型飛行器的仿生拍動方法，其特征在于所述的上拍攻角和下拍攻角在不同周期可以相同，也可以不同。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于微型飛行器的仿生拍動方法，其特征在于所述的拍動翼相對于拍動前進(jìn)方向的上拍攻角和下拍攻角小于90°。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于微型飛行器的仿生拍動方法，其特征在于所述上拍階段中的拍動加速是從0至上拍中間階段的上拍速度的過程；所述上拍階段的拍動減速從上拍中間階段的上拍速度減至0的過程；所述的下拍階段的拍動加速為從0至下拍中間階段的下拍速度的過程；所述下拍結(jié)束階段的拍動減速為從下拍中間階段的下拍速度至0的過程。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于微型飛行器的仿生拍動方法，其特征在于所述的上、下拍動開始階段拍動加速所耗時間和結(jié)束階段減速所耗時間均大于0小于等于四分之一周期。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于微型飛行器的仿生拍動方法，其特征在于所述的上下拍動兩端，拍動翼轉(zhuǎn)動所需時間大于0小于一個拍動周期的一半。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于微型飛行器的仿生拍動方法，其特征在于所述的上下拍動開始階段和結(jié)束階段，拍動加速和減速符合的運(yùn)動規(guī)律可以是滿足加速結(jié)束時刻和減速開始時刻拍動角速度時間導(dǎo)數(shù)為0的任意函數(shù)。
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于微型飛行器的仿生拍動方法，其特征在于所述的拍動翼翻轉(zhuǎn)所符合的規(guī)律可以是滿足翻轉(zhuǎn)開始和結(jié)束時刻轉(zhuǎn)動角速度時間倒數(shù)為0的任意函數(shù)。
全文摘要
用于微型飛行器的仿生拍動方法，上拍階段分為三個部分上拍開始階段拍動翼轉(zhuǎn)動下翻，同時拍動加速至上拍攻角和上拍速度；上拍中間階段拍動翼保持上拍攻角和上拍速度基本不變；上拍結(jié)束階段拍動翼從上拍中間階段的上拍攻角開始轉(zhuǎn)動上翻，同時拍動減速；下拍階段也分為三個部分下拍開始階段拍動翼轉(zhuǎn)動上翻，同時拍動加速至下拍攻角和下拍速度；下拍中間階段拍動翼保持下拍攻角和下拍速度基本不變；下拍結(jié)束階段拍動翼從下拍中間階段的下拍攻角開始轉(zhuǎn)動下翻，同時拍動減速；上拍和下拍階段交替進(jìn)行，往復(fù)周期性運(yùn)動。相比果蠅拍動方式，本發(fā)明的拍動翼阻力系數(shù)大大降低，升阻比增加，緩和了果蠅拍動方式不同運(yùn)動模態(tài)之間的升阻力特性差異，提高了穩(wěn)定性。
文檔編號B64G5/00GK1702019SQ20051008292
公開日2005年11月30日 申請日期2005年7月7日 優(yōu)先權(quán)日2005年7月7日
發(fā)明者白鵬, 崔爾杰, 李鋒, 周偉江 申請人:中國航天科技集團(tuán)公司第十一研究院