專(zhuān)利名稱(chēng)：用于微型飛行器的仿生拍動(dòng)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(dòng)方法。
背景技術(shù)：
微型飛行器，簡(jiǎn)稱(chēng)MAVs(Micro Air Vehicles或Micro Aerial Vehicles)是近十幾年來(lái)由美國(guó)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(lèi)似于蜂鳥(niǎo)或昆蟲(chóng)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(lái)戰(zhàn)爭(zhēng)的模式。民用如攝影、監(jiān)測(cè)，調(diào)查，巡邏，采樣等。
目前為止，許多國(guó)家都成立了專(zhuān)門(mén)的研究機(jī)構(gòu)，并投入專(zhuān)項(xiàng)研究經(jīng)費(fèi)，研制和開(kāi)發(fā)各種性能獨(dú)特的微型飛行器。僅在美國(guó)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(shí)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(lèi)，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(niǎo)”、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(chóng)”等。國(guó)內(nèi)微型飛行器的研究已成為熱門(mén)話題，大約十幾個(gè)單位在開(kāi)展這方面的研究，已先后研制出多種型號(hào)，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(gè)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(méi)有一個(gè)確定范圍，一般來(lái)說(shuō)Re小于105，進(jìn)一步微型化可能會(huì)降到102左右。微型飛行器決不是常規(guī)飛行器的簡(jiǎn)單縮小，其氣動(dòng)力、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、動(dòng)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(duì)它們進(jìn)行有針對(duì)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(dòng)技術(shù)的不足，是制約微型飛行器發(fā)展的最大瓶頸。
對(duì)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(wèn)題。但對(duì)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(dòng)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(niǎo)類(lèi)上下?lián)鋭?dòng)翼方式也將失效，從而必須模仿昆蟲(chóng)類(lèi)型的拍動(dòng)方式。
目前國(guó)內(nèi)外在考慮應(yīng)用于拍翼飛行器的拍動(dòng)翼運(yùn)動(dòng)方式時(shí)，想到的都是直接向蜂鳥(niǎo)或昆蟲(chóng)學(xué)習(xí)，通過(guò)直接模仿生物拍翼運(yùn)動(dòng)來(lái)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(dòng)方式，在昆蟲(chóng)界中廣泛存在，自然有其獨(dú)特合理的原因，從氣動(dòng)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(dòng)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(dòng)翼微型飛行器設(shè)計(jì)時(shí)，直接簡(jiǎn)單地模仿這種拍動(dòng)方式，則會(huì)遇到如下困難(1)拍動(dòng)翼阻力系數(shù)遠(yuǎn)大于升力系數(shù)，拍動(dòng)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(dòng)翼相當(dāng)一部分能耗用來(lái)克服阻力做功，經(jīng)濟(jì)性較差；(2)拍動(dòng)翼不同運(yùn)動(dòng)模態(tài)(超前、對(duì)稱(chēng)和滯后)之間的升阻力特性差異巨大，不易于控制。
(3)運(yùn)動(dòng)方式實(shí)現(xiàn)起來(lái)較為復(fù)雜，機(jī)械設(shè)計(jì)困難，拍動(dòng)過(guò)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(duì)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(lèi)。這種研究和應(yīng)用決不是對(duì)生物身體構(gòu)造，行為方式的完全照抄和簡(jiǎn)單模仿，因?yàn)槟菢幼鰶](méi)有必要，常常無(wú)法實(shí)現(xiàn)，且往往難以達(dá)到預(yù)期效果。如人類(lèi)模仿鳥(niǎo)類(lèi)翱翔設(shè)計(jì)出固定翼飛機(jī)，但動(dòng)力裝置則和鳥(niǎo)類(lèi)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(zhǎng)的原理卻各不相同。
對(duì)昆蟲(chóng)拍動(dòng)翼飛行方式研究的最終目的和一般仿生學(xué)研究并無(wú)不同，是為了揭示在低雷諾數(shù)條件下拍動(dòng)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(chóng)復(fù)雜拍動(dòng)方式，運(yùn)動(dòng)和結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)較為簡(jiǎn)單，但又能合理運(yùn)用拍動(dòng)翼非定常高氣動(dòng)升力機(jī)制，升阻比較高，能耗較小的新拍動(dòng)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(wèn)題克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種拍動(dòng)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(dòng)方法，該方法極大地緩和了果蠅拍動(dòng)方式不同運(yùn)動(dòng)模態(tài)(超前、對(duì)稱(chēng)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(dòng)方法，其特點(diǎn)在于包括下列步驟本拍動(dòng)方法為繞翼根旋轉(zhuǎn)軸的周期性往復(fù)拍動(dòng)，稱(chēng)繞翼根旋轉(zhuǎn)軸的運(yùn)動(dòng)為拍動(dòng)(flapping)；繞拍動(dòng)翼展向旋轉(zhuǎn)軸的運(yùn)動(dòng)為轉(zhuǎn)動(dòng)(rotation)；拍動(dòng)翼向前下方的拍動(dòng)，稱(chēng)為下拍(downstroke)；拍動(dòng)翼向后上方的拍動(dòng)，稱(chēng)為上拍(upstoke)；上拍結(jié)束下拍開(kāi)始階段，拍動(dòng)翼向上轉(zhuǎn)動(dòng)稱(chēng)為上翻(supination)；下拍結(jié)束上拍開(kāi)始階段，拍動(dòng)翼向下轉(zhuǎn)動(dòng)稱(chēng)為下翻(pronation)，每拍動(dòng)周期分為上拍和下拍兩個(gè)階段。
首先描述上拍階段，上拍階段分為三個(gè)部分(1)上拍開(kāi)始階段拍動(dòng)翼轉(zhuǎn)動(dòng)下翻，同時(shí)拍動(dòng)加速至上拍攻角和上拍速度；(2)上拍中間階段拍動(dòng)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(dòng)翼從上拍中間階段的上拍攻角開(kāi)始轉(zhuǎn)動(dòng)上翻，同時(shí)拍動(dòng)減速；下拍階段也分為三個(gè)部分(1)下拍開(kāi)始階段拍動(dòng)翼轉(zhuǎn)動(dòng)上翻，同時(shí)拍動(dòng)加速至下拍攻角和下拍速度；(2)下拍中間階段拍動(dòng)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(dòng)翼從下拍中間階段的下拍攻角開(kāi)始轉(zhuǎn)動(dòng)下翻，同時(shí)拍動(dòng)減速；一次上拍和下拍構(gòu)成一個(gè)周期，上拍和下拍階段交替進(jìn)行，往復(fù)周期性運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的拍動(dòng)方法。
本發(fā)明的原理通過(guò)對(duì)昆蟲(chóng)翼拍動(dòng)的研究總結(jié)發(fā)現(xiàn)(1)昆蟲(chóng)拍動(dòng)翼等速等攻角拍動(dòng)過(guò)程中前緣駐渦延遲失速效應(yīng)，使拍動(dòng)翼在大攻角條件下不失速并保持高氣動(dòng)升力平臺(tái)，是昆蟲(chóng)拍動(dòng)翼高氣動(dòng)升力最關(guān)鍵的決定性因素，提供最多的升力貢獻(xiàn)，見(jiàn)圖2；(2)拍動(dòng)結(jié)束階段快減速效應(yīng)和開(kāi)始階段快加速效應(yīng)雖然也是高非定常氣動(dòng)升力產(chǎn)生的因素之一，但必須配合適當(dāng)?shù)墓ソ亲兓?jiàn)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(huì)出現(xiàn)負(fù)升力峰值，且影響拍動(dòng)中間階段延遲失速效應(yīng)作用的發(fā)揮，見(jiàn)圖4滯后模態(tài)升力系數(shù)曲線；(3)等速拍動(dòng)過(guò)程中拍動(dòng)翼攻角快速拉起效應(yīng)是獲得高非定常氣動(dòng)升力的又一重要因素(見(jiàn)圖2和圖3)，同時(shí)提供攻角變化。但分析發(fā)現(xiàn)這種上翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)同時(shí)帶來(lái)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(dòng)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?dòng)升力的同時(shí)，用上下拍動(dòng)兩端快速低頭的方式代替快速拉起，消除了等速拍動(dòng)攻角快拉起效應(yīng)所帶來(lái)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(dòng)模態(tài)間氣動(dòng)特性的差異；另外本發(fā)明獨(dú)特的拍動(dòng)方法也使得在平板拍動(dòng)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(dòng)升力的同時(shí)，通過(guò)在半拍動(dòng)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(dòng)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(dòng)方式。雖然使傳統(tǒng)果蠅翼拍動(dòng)方式中等速拍動(dòng)攻角快拉起升力機(jī)制消失，但卻大大降低了拍動(dòng)翼非定常氣動(dòng)阻力，非常有效的提高了拍動(dòng)翼的升阻比超前模式提高35.％，對(duì)稱(chēng)模式提高66.1％，滯后模式提高150.％(見(jiàn)表1)，從而在獲得相當(dāng)?shù)钠骄ο禂?shù)的同時(shí)，降低用于克服拍動(dòng)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(dòng)方式滯后模式的氣動(dòng)特性，緩和了傳統(tǒng)果蠅翼拍動(dòng)方式三種運(yùn)動(dòng)模式間氣動(dòng)特性的巨大差異。
(3)對(duì)于小尺度的微型飛行器，薄平板翼更為實(shí)用，這從昆蟲(chóng)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(guò)研究這種新拍動(dòng)方式基礎(chǔ)上，在薄平板拍動(dòng)翼上施加彎度可以有效提高升力系數(shù)和升阻比，而對(duì)于傳統(tǒng)果蠅拍動(dòng)方式來(lái)說(shuō)，這樣做是畫(huà)蛇添足的。
(4)從機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)的角度來(lái)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(dòng)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(dòng)翼攻角范圍。


圖1為本發(fā)明的拍動(dòng)翼運(yùn)動(dòng)示意圖；圖2為果蠅拍動(dòng)方式超前模態(tài)升力系數(shù)曲線；圖3為果蠅拍動(dòng)方式對(duì)稱(chēng)模態(tài)升力系數(shù)曲線；圖4為果蠅拍動(dòng)方式滯后模態(tài)升力系數(shù)曲線；圖5為本發(fā)明的拍動(dòng)方式轉(zhuǎn)動(dòng)和拍動(dòng)角速度分布；圖6為本發(fā)明的拍動(dòng)方式對(duì)稱(chēng)模態(tài)拍動(dòng)示意圖；圖7為果蠅拍動(dòng)方式轉(zhuǎn)動(dòng)和拍動(dòng)角速度分布；
圖8為果蠅拍動(dòng)方式對(duì)稱(chēng)模態(tài)拍動(dòng)示意圖；圖9為本發(fā)明的拍動(dòng)方式不同模態(tài)升力系數(shù)變化；圖10為本發(fā)明的拍動(dòng)方式不同模態(tài)阻力系數(shù)變化；圖11為果蠅拍動(dòng)方式不同模態(tài)升力系數(shù)變化；圖12為果蠅拍動(dòng)方式不同模態(tài)阻力系數(shù)變化；圖13對(duì)稱(chēng)模式下新拍動(dòng)方式和果蠅拍動(dòng)方式距離翼根60％展長(zhǎng)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(dòng)階段分上拍、下拍、上翻、下翻；根據(jù)拍動(dòng)運(yùn)動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng)的相位關(guān)系，拍動(dòng)方式分為超前、對(duì)稱(chēng)和滯后三種拍動(dòng)模態(tài)。拍動(dòng)翼向前下方的拍動(dòng)稱(chēng)為下拍，拍動(dòng)翼向后上方的拍動(dòng)稱(chēng)為上拍，拍動(dòng)翼向下轉(zhuǎn)動(dòng)稱(chēng)為下翻，拍動(dòng)翼向上轉(zhuǎn)動(dòng)稱(chēng)為上翻；當(dāng)轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)和拍動(dòng)加減速運(yùn)動(dòng)相位同步時(shí)稱(chēng)為對(duì)稱(chēng)模式，當(dāng)轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)相位提前于拍動(dòng)加減速運(yùn)動(dòng)時(shí)稱(chēng)為超前模式，反之稱(chēng)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(duì)本發(fā)明拍動(dòng)方式加以詳細(xì)描述。圖5中橫坐標(biāo)為單周期內(nèi)時(shí)間，本實(shí)例中取無(wú)量綱周期為8.4，縱坐標(biāo)為拍動(dòng)角速度和轉(zhuǎn)動(dòng)角速度。圖6為拍動(dòng)示意圖。
本發(fā)明單拍動(dòng)周期分為上拍階段和下拍階段，上拍階段分為三個(gè)部分(1)上拍開(kāi)始階段拍動(dòng)翼轉(zhuǎn)動(dòng)下翻，同時(shí)拍動(dòng)加速至上拍攻角和上拍速度；(2)上拍中間階段拍動(dòng)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(dòng)翼從上拍中間階段的上拍攻角開(kāi)始轉(zhuǎn)動(dòng)上翻，同時(shí)拍動(dòng)減速；下拍階段也分為三個(gè)部分(1)下拍開(kāi)始階段拍動(dòng)翼轉(zhuǎn)動(dòng)上翻，同時(shí)拍動(dòng)加速至下拍攻角和下拍速度；
(2)下拍中間階段拍動(dòng)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(dòng)翼從下拍中間階段的下拍攻角開(kāi)始轉(zhuǎn)動(dòng)下翻，同時(shí)拍動(dòng)減速；一次上拍和下拍成為一個(gè)周期，上拍和下拍階段交替進(jìn)行，往復(fù)周期性運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的拍動(dòng)方法。
本發(fā)明中的拍動(dòng)翼可以為平板翼，也可以為帶彎度的翼；拍動(dòng)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(dòng)翼相對(duì)于拍動(dòng)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(dòng)加速是從0至上拍中間階段的上拍速度的過(guò)程；所述上拍階段的拍動(dòng)減速?gòu)纳吓闹虚g階段的上拍速度減至0的過(guò)程；所述的下拍階段的拍動(dòng)加速為從0至下拍中間階段的下拍速度的過(guò)程；所述下拍結(jié)束階段的拍動(dòng)減速為從下拍中間階段的下拍速度至0的過(guò)程。
上、下拍動(dòng)開(kāi)始階段拍動(dòng)加速所耗時(shí)間和結(jié)束階段減速所耗時(shí)間均大于0小于等于四分之一周期；上下拍動(dòng)兩端，拍動(dòng)翼轉(zhuǎn)動(dòng)所需時(shí)間大于0小于一個(gè)拍動(dòng)周期的一半。
上下拍動(dòng)開(kāi)始階段和結(jié)束階段，拍動(dòng)加速和減速符合的運(yùn)動(dòng)規(guī)律可以是滿足加速結(jié)束時(shí)刻和減速開(kāi)始時(shí)刻拍動(dòng)角速度時(shí)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(dòng)翼翻轉(zhuǎn)所符合的規(guī)律可以是滿足翻轉(zhuǎn)開(kāi)始和結(jié)束時(shí)刻轉(zhuǎn)動(dòng)角速度時(shí)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(dòng)方式和現(xiàn)有的果蠅翼拍動(dòng)不同如下圖7和圖8為現(xiàn)有果蠅翼拍動(dòng)單周期中拍動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng)角速度變化規(guī)律，和拍動(dòng)示意圖。
現(xiàn)有的果蠅翼拍動(dòng)特點(diǎn)為上下拍交替運(yùn)動(dòng)中拍動(dòng)翼前后緣保持不變，拍動(dòng)翼迎風(fēng)和背風(fēng)面交替變化，上下拍動(dòng)兩端攻角變化方式為快速拉起，見(jiàn)圖8中黑圓點(diǎn)表示拍動(dòng)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(dòng)方式相比不同點(diǎn)在于(1)上下拍動(dòng)開(kāi)始和結(jié)束兩端，拍動(dòng)翼旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)通過(guò)快速低頭方式獲得下一階段的拍動(dòng)攻角；(2)上下拍交替運(yùn)動(dòng)中拍動(dòng)翼前后緣交替改變；(3)拍動(dòng)翼迎風(fēng)和背風(fēng)面保持不變。拍動(dòng)過(guò)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(guò)對(duì)具體實(shí)例的數(shù)值仿真實(shí)驗(yàn)對(duì)本發(fā)明加以驗(yàn)證。
如圖1所示為拍動(dòng)翼運(yùn)動(dòng)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(dòng)翼上的隨體系；x′y′z′為y′軸同Y軸重合，隨拍動(dòng)翼繞Y軸拍動(dòng)的動(dòng)坐標(biāo)系，其中Y軸和y′軸重合，z軸和z′軸重合。拍動(dòng)翼繞Y軸轉(zhuǎn)動(dòng)稱(chēng)為“拍動(dòng)”或“揮動(dòng)”，拍動(dòng)角記為φ，繞z軸的翻轉(zhuǎn)稱(chēng)為“轉(zhuǎn)動(dòng)”，轉(zhuǎn)動(dòng)角記為α，又稱(chēng)攻角，繞Y軸慣性半徑r0處的線速度稱(chēng)為拍動(dòng)速度記為ut，拍動(dòng)角速度φt＝ut/γ0。
取懸停飛拍動(dòng)面為一水平面，拍動(dòng)中間階段攻角α和拍動(dòng)速度ut不變；開(kāi)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(dòng)中間階段拍動(dòng)速度取常數(shù)Ut，拍動(dòng)公式描述如下開(kāi)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(dòng)線速度，U為參考速度取單周期平均拍動(dòng)速度ui；Ut+=Ut/U;]]>τ＝tU/c，τ1加速開(kāi)始時(shí)間，τ1+Δτ1/2加速結(jié)束時(shí)間，τ2減速開(kāi)始時(shí)間，τ2+Δτ1/2減速結(jié)束時(shí)間，拍動(dòng)速度變化規(guī)律由τ1、τ2、Δτt、U和τc決定，τ1加速開(kāi)始時(shí)間，τ2減速開(kāi)始時(shí)間和Δτ1時(shí)間長(zhǎng)度可以任意選擇。
轉(zhuǎn)動(dòng)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(dòng)方式，上下拍動(dòng)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(kāi)始轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)刻，Δτr是轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)間。確定上下拍攻角αup，αdown和轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)間Δτr就可以確定α′t0+。τr開(kāi)始轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)刻和Δτr轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)間長(zhǎng)度可以任意選擇。上下拍動(dòng)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(dòng)幅角Φ＝160°，αup＝αdown＝40°，τc為拍動(dòng)周期。
對(duì)本發(fā)明拍動(dòng)方式三種運(yùn)動(dòng)模態(tài)超前、對(duì)稱(chēng)和滯后，進(jìn)行數(shù)值模擬，并對(duì)其產(chǎn)生高氣動(dòng)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(dòng)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(duì)照?qǐng)D5運(yùn)動(dòng)規(guī)律對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析。
對(duì)稱(chēng)模態(tài)，升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化較為平緩，除了拍動(dòng)中間階段氣動(dòng)力系數(shù)平臺(tái)外，在上下拍動(dòng)開(kāi)始階段存在一個(gè)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(kāi)始下降。對(duì)照?qǐng)D5中對(duì)稱(chēng)模態(tài)拍動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng)角速度變化曲線，拍動(dòng)開(kāi)始階段快加速運(yùn)動(dòng)，同時(shí)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(dòng)翼快減速效應(yīng)配合銳攻角減小從40°到0°，造成氣動(dòng)力系數(shù)迅速下降；拍動(dòng)中間階段翼保持等速等攻角拍動(dòng)，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(tái)，產(chǎn)生最為重要的氣動(dòng)力貢獻(xiàn)?？偨Y(jié)對(duì)稱(chēng)模態(tài)高升力機(jī)理為等速等攻角拍動(dòng)延遲失速效應(yīng)對(duì)拍動(dòng)翼高氣動(dòng)效益產(chǎn)生最關(guān)鍵和主要的貢獻(xiàn)。拍動(dòng)開(kāi)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(dòng)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(duì)稱(chēng)模態(tài)比較，超前模態(tài)保持拍動(dòng)中間階段等速等攻角拍動(dòng)延遲失速效應(yīng)形成的氣動(dòng)力系數(shù)平臺(tái)。但由于轉(zhuǎn)動(dòng)相位提前于拍動(dòng)8％，造成氣動(dòng)力系數(shù)平臺(tái)提前結(jié)束開(kāi)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(dòng)下降，并出現(xiàn)和拍動(dòng)翼拍動(dòng)方向相同的正推力。這是因?yàn)榈人倥膭?dòng)過(guò)程中攻角向下轉(zhuǎn)動(dòng)，當(dāng)攻角為銳角從40°變?yōu)?°時(shí)，會(huì)造成升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)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(huì)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(dòng)減速并配合負(fù)銳攻角，拍動(dòng)翼在周?chē)鷼怏w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(shí)氣體慣性力開(kāi)始對(duì)減速翼產(chǎn)生指向運(yùn)動(dòng)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(dòng)方向相同的正推力。接下來(lái)拍動(dòng)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(duì)稱(chēng)模態(tài)時(shí)的0°，從而這一階段出現(xiàn)遠(yuǎn)比對(duì)稱(chēng)模態(tài)高很多的升阻力系數(shù)峰值。但相對(duì)對(duì)稱(chēng)模態(tài)，超前模態(tài)平均升力系數(shù)下降，見(jiàn)表1。
滯后模態(tài)氣動(dòng)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(dòng)的中間階段等速等攻角拍動(dòng)延遲失速機(jī)制形成的高氣動(dòng)力系數(shù)平臺(tái)。與超前模態(tài)原因相反，該氣動(dòng)力平臺(tái)迅速下降的時(shí)間大約落后于對(duì)稱(chēng)模態(tài)8％周期。與對(duì)稱(chēng)和超前模態(tài)不同，由于旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)滯后，拍動(dòng)開(kāi)始快加速運(yùn)動(dòng)時(shí)，翼攻角為負(fù)銳角，所以會(huì)產(chǎn)生一個(gè)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(lái)拍動(dòng)翼進(jìn)入等速拍動(dòng)階段，攻角從0°增加到40°做拉起運(yùn)動(dòng)，由于起始攻角小，且轉(zhuǎn)動(dòng)加速時(shí)間較長(zhǎng)，僅產(chǎn)生很小升阻力峰值，并平穩(wěn)過(guò)渡到等速等攻角拍動(dòng)延遲失速狀態(tài)。
本發(fā)明拍動(dòng)方式與果蠅拍動(dòng)方式氣動(dòng)特性比較。
圖11和圖12為果蠅拍動(dòng)方式非定常氣動(dòng)力系數(shù)變化曲線，結(jié)合表1，比較本發(fā)明的拍動(dòng)方式和現(xiàn)有的果蠅翼拍動(dòng)方式氣動(dòng)特性差異升力系數(shù)曲線1、半拍動(dòng)中間階段，等速等攻角拍動(dòng)延遲失速效應(yīng)產(chǎn)生的高非定常氣動(dòng)升力平臺(tái)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(dòng)兩端加速和減速效應(yīng)影響減弱；2、第一氣動(dòng)升力峰值有所增加；3、拍動(dòng)結(jié)束階段由于采取的轉(zhuǎn)動(dòng)方式不同，第二氣動(dòng)升力峰值消失。綜合3者因素，與果蠅拍動(dòng)模式相比，新拍動(dòng)平均升力系數(shù)變化為超前模式下降-20.8％，對(duì)稱(chēng)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(dòng)方式最大值一半以下；2、第二阻力系數(shù)峰值由于轉(zhuǎn)動(dòng)方式的改變而消失；3、阻力系數(shù)平臺(tái)除了在對(duì)稱(chēng)模式下依然保持較長(zhǎng)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(dòng)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(dòng)方式同果蠅翼拍動(dòng)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(duì)稱(chēng)模式下降-36.6％，滯后模式下降-41.9％。
表1現(xiàn)有果蠅拍動(dòng)方式和本發(fā)明拍動(dòng)方式，不同拍動(dòng)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(duì)值積分平均。
這些差異是由于本發(fā)明的拍動(dòng)方式中，果蠅翼上下拍動(dòng)兩端攻角的快速拉起運(yùn)動(dòng)被反方向的快速旋轉(zhuǎn)取代。雖然損失了果蠅翼拍動(dòng)方式第二非定常升力系數(shù)峰值，但同時(shí)也減弱了突然上翻運(yùn)動(dòng)對(duì)等速拍動(dòng)中間階段可能造成的不利影響，使流場(chǎng)非定常氣動(dòng)力系數(shù)隨時(shí)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(dòng)方式，在充分利用昆蟲(chóng)拍動(dòng)翼非定常高升力機(jī)制保持高氣動(dòng)升力基礎(chǔ)上，由于去掉了拍動(dòng)兩端攻角快拉起運(yùn)動(dòng)對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)造成的巨大擾動(dòng)，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(duì)稱(chēng)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(dòng)升力系數(shù)的同時(shí)，降低用于克服拍動(dòng)阻力消耗的機(jī)械能，提高機(jī)械效率。
對(duì)稱(chēng)模式下，對(duì)比本發(fā)明的拍動(dòng)方式和果蠅拍動(dòng)方式拍動(dòng)翼沿展向距翼根60％展長(zhǎng)截面等渦量線，見(jiàn)圖13。圖中給出三個(gè)時(shí)刻τ/τc＝-0.057，0.014和0.394，分別位于拍動(dòng)結(jié)束減速，開(kāi)始加速和中間等速拍動(dòng)階段。會(huì)發(fā)現(xiàn)有趣的現(xiàn)象，在每一個(gè)時(shí)刻，兩種拍動(dòng)方式從拍動(dòng)翼上脫落下來(lái)的尾渦與拍動(dòng)翼的相對(duì)距離變化并不顯著，兩者相對(duì)位置的變化很明顯是由于拍動(dòng)翼的姿態(tài)不同造成的，見(jiàn)τ/τc＝-0.057和0.014時(shí)。當(dāng)拍動(dòng)翼的姿態(tài)完全相同時(shí)，τ/τc＝0.394，流場(chǎng)的渦結(jié)構(gòu)也非常相似。結(jié)合前面對(duì)非定常氣動(dòng)力和平均氣動(dòng)力的分析，表明正是拍動(dòng)兩端轉(zhuǎn)動(dòng)方向的變化造成拍動(dòng)翼姿態(tài)變化，從而造成兩種拍動(dòng)方式氣動(dòng)特性上的顯著差異。
通過(guò)上面分析，得到如下結(jié)論(1)和現(xiàn)有果蠅翼拍動(dòng)方式相比，本發(fā)明拍動(dòng)方式充分合理地利用了果蠅翼拍動(dòng)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(dòng)升力的同時(shí)，大大降低了拍動(dòng)翼非定常氣動(dòng)阻力，非常有效的提高了拍動(dòng)翼的升阻比超前模式提高35.％，對(duì)稱(chēng)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(shí)，降低用于克服拍動(dòng)阻力的機(jī)械能消耗，提高機(jī)械效率。
(3)本發(fā)明拍動(dòng)方式極大地提高了傳統(tǒng)果蠅翼拍動(dòng)方式滯后模式的氣動(dòng)特性，緩和了傳統(tǒng)果蠅翼拍動(dòng)方式三種運(yùn)動(dòng)模式間氣動(dòng)特性的巨大差異。
(4)對(duì)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(dòng)方式恰恰很適合應(yīng)用于薄板翼。并且這種拍動(dòng)方式使得在薄平板拍動(dòng)翼上施加彎度以提高升阻比，成為有意義的事情，而對(duì)于傳統(tǒng)果蠅拍動(dòng)方式來(lái)說(shuō)，這樣做是畫(huà)蛇添足的。
(5)另一方面，從機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)的角度來(lái)考慮，新拍動(dòng)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(huì)提出疑問(wèn)既然新拍動(dòng)方式有這么大的優(yōu)點(diǎn)和好處，昆蟲(chóng)和鳥(niǎo)類(lèi)為什么不采用本節(jié)所描述的新拍動(dòng)方式呢？這是一個(gè)復(fù)雜的問(wèn)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(chóng)或鳥(niǎo)類(lèi)的翼的構(gòu)造，翼薄膜或羽毛，翼脈或骨骼，決定了它們無(wú)法采取本文介紹的飛行方式。但對(duì)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(wèn)題。
權(quán)利要求
1.用于微型飛行器的仿生拍動(dòng)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(gè)部分(1)上拍開(kāi)始階段拍動(dòng)翼轉(zhuǎn)動(dòng)下翻，同時(shí)拍動(dòng)加速至上拍攻角和上拍速度；(2)上拍中間階段拍動(dòng)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(dòng)翼從上拍中間階段的上拍攻角開(kāi)始轉(zhuǎn)動(dòng)上翻，同時(shí)拍動(dòng)減速；下拍階段也分為三個(gè)部分(1)下拍開(kāi)始階段拍動(dòng)翼轉(zhuǎn)動(dòng)上翻，同時(shí)拍動(dòng)加速至下拍攻角和下拍速度；(2)下拍中間階段拍動(dòng)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(dòng)翼從下拍中間階段的下拍攻角開(kāi)始轉(zhuǎn)動(dòng)下翻，同時(shí)拍動(dòng)減速；一次上拍和下拍成為一個(gè)周期，上拍和下拍階段交替進(jìn)行，往復(fù)周期性運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的拍動(dòng)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(dòng)方法，其特征在于所述的拍動(dòng)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(dòng)方法，其特征在于所述的拍動(dòng)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(dòng)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(dòng)方法，其特征在于所述的拍動(dòng)翼相對(duì)于拍動(dòng)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(dòng)方法，其特征在于所述上拍階段中的拍動(dòng)加速是從0至上拍中間階段的上拍速度的過(guò)程；所述上拍階段的拍動(dòng)減速?gòu)纳吓闹虚g階段的上拍速度減至0的過(guò)程；所述的下拍階段的拍動(dòng)加速為從0至下拍中間階段的下拍速度的過(guò)程；所述下拍結(jié)束階段的拍動(dòng)減速為從下拍中間階段的下拍速度至0的過(guò)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(dòng)方法，其特征在于所述的上、下拍動(dòng)開(kāi)始階段拍動(dòng)加速所耗時(shí)間和結(jié)束階段減速所耗時(shí)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(dòng)方法，其特征在于所述的上下拍動(dòng)兩端，拍動(dòng)翼轉(zhuǎn)動(dòng)所需時(shí)間大于0小于一個(gè)拍動(dòng)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(dòng)方法，其特征在于所述的上下拍動(dòng)開(kāi)始階段和結(jié)束階段，拍動(dòng)加速和減速符合的運(yùn)動(dòng)規(guī)律可以是滿足加速結(jié)束時(shí)刻和減速開(kāi)始時(shí)刻拍動(dòng)角速度時(shí)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(dòng)方法，其特征在于所述的拍動(dòng)翼翻轉(zhuǎn)所符合的規(guī)律可以是滿足翻轉(zhuǎn)開(kāi)始和結(jié)束時(shí)刻轉(zhuǎn)動(dòng)角速度時(shí)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(dòng)方法，上拍階段分為三個(gè)部分上拍開(kāi)始階段拍動(dòng)翼轉(zhuǎn)動(dòng)下翻，同時(shí)拍動(dòng)加速至上拍攻角和上拍速度；上拍中間階段拍動(dòng)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(dòng)翼從上拍中間階段的上拍攻角開(kāi)始轉(zhuǎn)動(dòng)上翻，同時(shí)拍動(dòng)減速；下拍階段也分為三個(gè)部分下拍開(kāi)始階段拍動(dòng)翼轉(zhuǎn)動(dòng)上翻，同時(shí)拍動(dòng)加速至下拍攻角和下拍速度；下拍中間階段拍動(dòng)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(dòng)翼從下拍中間階段的下拍攻角開(kāi)始轉(zhuǎn)動(dòng)下翻，同時(shí)拍動(dòng)減速；上拍和下拍階段交替進(jìn)行，往復(fù)周期性運(yùn)動(dòng)。相比果蠅拍動(dòng)方式，本發(fā)明的拍動(dòng)翼阻力系數(shù)大大降低，升阻比增加，緩和了果蠅拍動(dòng)方式不同運(yùn)動(dòng)模態(tài)之間的升阻力特性差異，提高了穩(wěn)定性。
文檔編號(hào)B64G5/00GK1702019SQ20051008292
公開(kāi)日2005年11月30日 申請(qǐng)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(qǐng)人:中國(guó)航天科技集團(tuán)公司第十一研究院