一种扑翼式飞行器的机翼设计方法与流程

本发明属于飞行器机翼设计技术领域，具体涉及一种扑翼式飞行器的机翼设计方法。

背景技术：

仿生扑翼微型飞行器是20世纪90年代提出的一种新型微型飞行器，因其可以实现快速起飞、加速、悬停，相比固定翼和旋翼飞行方式，扑翼飞行具有更高的机动性和灵活性。扑翼微型飞行器具有体积小、隐蔽性好、重量轻、功能强、携带方便等突出特点，这类飞行器在军事和民用方面都具有实践意义，例如：低空侦查和监视、城市反恐作战、环境监测及地震搜救任务等。

对于扑翼飞行器来说，机翼直接关乎了飞行器的空气动力特性，其中包括升力、推力及力矩的产生。机翼的设计及优化一直是扑翼式飞行器设计的重点及难点，很多研究通过比较实验来确定某种较优的翅膀外形，但是缺乏完整的机翼设计理论模型，导致机翼设计研发成本高，进程缓慢。少数机翼设计模型可以实现基础的机翼设计及性能分析，但模型简单，设计局限大，且由于材料和制作工艺的局限，实际中无法实现理论中柔性翼的刚度对样机运动特性的影响，目前大多数研究都是通过对机翼添附翅脉以实现较优的等效刚度，缺乏具体的理论深入。现阶段需要一种完善的扑翼式飞行器机翼的设计方法，可以实现机翼的一体化设计，减少理论设计与实际制造中的差异性。

技术实现要素：

本发明的主要目的在于提供一种扑翼式飞行器的机翼设计方法，旨在解决既有方法中存在的技术问题。

为实现上述目的，本发明提供一种扑翼式飞行器的机翼设计方法，包括以下步骤：

S1、将机翼的外形轮廓简化为含有三个相邻直角的五边形翼面模型，确定描述机翼的形态学参数；

S2、结合步骤S1建立的翼面模型，对扑翼运动进行运动学建模，确定描述机翼的运动学参数；

S3、建立翅脉布局设计模型，并求解翅脉布局与机翼刚度的关系。

进一步地，所述步骤S1中，将翼面中相邻角都为直角的直角定义为机翼根部，并从机翼根部到尖端设定一条轴线作为描述运动学中的俯仰轴，确定描述机翼的形态学参数。

进一步地，所述步骤S2具体包括以下分步骤：

S21、基于叶片元素法，沿翼展方向将机翼切分为n条刚性条带，构建刚性条带的弦长长度方程；

S22、结合步骤S1建立的翼面模型，将扑翼运动分解为连续的水平方向的拍打运动、垂直方向的扑动运动和绕俯仰轴旋转的俯仰运动，并分别建立运动方程。

进一步地，所述步骤S21中，刚性条带的弦长长度方程具体表示为

其中，Cr表示第r条刚性条带的弦长，R,CR和dTE分别表示翅膀的翼展、翼根弦长和后缘平宽，AR表示机翼的展弦比。

进一步地，所述步骤S3具体包括以下分步骤：

S31、根据步骤S1建立的翼面模型，对机翼翼面进行翅脉布局设计，建立翅脉布局设计模型；

S32、利用步骤S31建立的翅脉布局设计模型对机翼上产生的气动升力进行回归分析，得到翅脉布局与机翼刚度的关系。

进一步地，所述步骤S32中，翅脉布局与机翼刚度的关系具体表示为

其中，CM表示翅脉材料系数。

本发明的有益效果是：本发明通过简化扑翼式飞行器机翼的外形轮廓，建立包含翅脉布局设计参数的翅翼设计模型，并通过实验分析结果构建了柔性翼的分布式刚度与翅脉布局的关系，建立了一个包含翅脉布局参数的空气动力学模型，可通过结合相关扑翼运动的空气动力学对机翼设计方案进行分析和优化，对扑翼式飞行器在不同飞行需求下的机翼设计提供较高的理论支撑和工程实践意义，且该机翼设计模型不存在理论性设计参数，依据该机翼模型得到的分析、优化结果都可以在实际中得到即时应用。

附图说明

图1是本发明的扑翼式飞行器的机翼设计方法流程示意图；

图2是本发明机翼的外形轮廓模型示意图；

图3是本发明实施例中机翼的翼面分布划分示意图；

图4是本发明实施例中扑翼运动学的欧拉角示意图；

图5是本发明翅脉布局设计模型示意图。

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，以下结合附图及实施例，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例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1所示，是本发明的扑翼式飞行器的机翼设计方法流程示意图；一种扑翼式飞行器的机翼设计方法，包括以下步骤：

S1、将机翼的外形轮廓简化为含有三个相邻直角的五边形翼面模型，确定描述机翼的形态学参数；

S2、结合步骤S1建立的翼面模型，对扑翼运动进行运动学建模，确定描述机翼的运动学参数；

S3、建立翅脉布局设计模型，并求解翅脉布局与机翼刚度的关系。

在本发明的一个可选实施例中，常见的扑翼式飞行器的机翼一般为薄膜状，因而在不考虑机翼厚度的情况下，对于机翼的设计主要集中在对机翼的翼面设计。因此上述步骤S1首先要对机翼的外形轮廓进行简化和参数化表达，从而确定机翼的形态学参数。

如图2所示，为本发明机翼的轮廓外形简化为含有三个相邻直角的五边形翼面模型；图中LE和TE分别表示机翼的前缘和后缘，R,CR和dTE分别为翅膀的翼展、翼根弦长和后缘平宽。

在本发明的一个可选实施例中，上述步骤S2结合步骤S1建立的翼面模型，对扑翼运动进行运动学建模，确定描述机翼的运动学参数，具体包括以下分步骤：

S21、基于叶片元素法，沿翼展方向将机翼切分为n条刚性条带，构建刚性条带的弦长长度方程；

图3显示了机翼设计的翼面划分，其中n代表条带数量，Cr代表第r条刚性条带的弦长，得到沿俯仰轴方向上第r条刚性条带的弦长长度方程，具体表示为

其中，AR表示机翼的展弦比，定义为翼展与平均弦长的比值，即

S22、结合步骤S1建立的翼面模型，将扑翼运动分解为连续的水平方向的拍打运动、垂直方向的扑动运动和绕俯仰轴旋转的俯仰运动，并分别建立运动方程。

由于扑翼式飞行器特殊的飞行特性，完成机翼翼面模型的建立后，还需要结合翼面模型进行运动学建模。对于扑翼运动，通常在周期内将扑翼运动分解为三个连续的运动，分别为水平方向的拍打运动、垂直方向的扑动运动和绕俯仰轴旋转的俯仰运动，并分别用拍打角φ、扑动角θ、俯仰角η三个欧拉角来表示。

为了定义这三个欧拉角，建立如图4所示的惯性坐标系xiyizi和翼面坐标系xcyczc，可以得到三个运动描述方程：

对于拍打角φ的运动可以表达为：

φ(t)＝φmsin(2πft)+φ0

其中，φm、φ0和f分别表示偏航角振幅、水平偏置和扑翼频率。

对于俯仰角η的运动可以表示为：

η(t)＝ηmsin(2πft+Φη)

其中，ηm和Φη分别表示俯仰角振幅和俯仰角相位偏移。

在对扑翼运动的分析中，忽略了扑动角运动，即θm＝0。

通过对扑翼运动进行理论建模，确定了机翼的运动学参数，并根据实际需求选择部分参数作为设计参数。

在本发明的一个可选实施例中，上述步骤S3建立翅脉布局设计模型，并求解翅脉布局与机翼刚度的关系，具体包括以下分步骤：

S31、根据步骤S1建立的翼面模型，对机翼翼面进行翅脉布局设计，建立翅脉布局设计模型；

在一般的空气动力学的研究中，由于扑翼式飞行器采用的机翼不是理论上的刚性翼，而是具有一定柔韧性的薄膜翼，因此需要加入机翼的分布式刚度这一参数，通常用kη表示。

但是在具体的实际问题中，通常无法很好的找到满足设计所需刚度的材料，导致实际实验与理论结果存在较大差异。因此通过在翼面上添附具有一定刚度的翅脉，从而是机翼获得相应的刚度。

本发明在机翼设计模型的基础上建立了翅脉布局设计模型，具体为在五边形翼面上添附2条具有一定韧性的翅脉，所述翅脉贴合于翼面，如图5所示，为了使翅脉能够支撑整个翼面且尽量减少翅脉数目以降低翅脉布局的复杂度，本发明的翅脉设计涉及两条翅脉，两条翅脉一端分别固定于机翼后缘的两个非直角上，两条翅脉另一端重合固定于机翼前缘上任意位置，翅脉重合点与翼根处的距离定义为翅脉参数dTE,通过改变翅脉参数便可实现不同的翅脉布局。

本发明中的翅脉，可以为任意刚度的细柱状或薄片状材料，具体材料及尺寸的选取依设计需求决定。

S32、利用步骤S31建立的翅脉布局设计模型对机翼上产生的气动升力进行回归分析，得到翅脉布局与机翼刚度的关系。

为了求解翅脉设计模型下的不同翅脉布局与理论翼面刚度的关系，本发明利用升力计算公式进行求解分析，升力公式具体表示为

其中，ρ、S和CL分别表示空气密度、机翼面积和升力系数；表示翼面平均压力；翼面平均压力的计算公式为

其中，RCP表示翼面压力中心位置，若机翼采用不同翅脉布局时，翼面的压力中心位置随之改变。

本发明通过对设置不同初始翅脉参数dTE，对机翼上产生的气动升力结果进行回归分析，得到了翼面压力位置与翅脉布局的关系，具体表示为

其中，CM表示翅脉材料系数。

本发明通过构建翅翼的外形轮廓并对翼面进行了参数化表达，并引入一个描述翅脉布局的参数，运用实验结果回归分析构建柔性翼的分布式翅膀刚度与翅脉布局的关系，得到一个包含翅脉布局参数的机翼设计模型，在具体设计中可结合相关气动力计算公式或空气动力学模型，为机翼的设计、分析及优化提供完善的理论支撑。

本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的原理，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。