本发明属于飞行器机翼的设计技术，涉及对现有飞机前缘缝翼剖面曲线设计方法的改进。
背景技术：
：在低速飞行时，机翼前缘附近经常是一段层流边界层。由于表面的逆压梯度很大，导致边界层发生分离，严重影响翼型的性能。为了改善在起飞和降落过程中飞行器的升力特性，在机翼的前缘都装有提高升力的辅助设备，称为缝翼。在飞机前缘缝翼的概念设计中，缝翼内型曲面及固定翼前缘外形的设计非常关键。当前，常用的方法是先在展向放置多个由离散点给出的剖面，然后利用样条曲线拟合缝翼内型和固定翼前缘外形。此方法需反复定义才能得到较为光滑的剖面，但数据较多，工作效率低下，曲面曲率的连续性也不好，导致对增升效果有一定的影响。为此，本发明以具有良好低速滑行能力的鸮为母本，提取其小翼羽的剖面作为仿生缝翼。此设计方法不仅简单实用，而且能保证曲面曲率的连续性，同时还能阻止或延迟层流分离，从而大幅地提高其气动性。通过国内外相关文献检索，在飞行器的设计领域中，尚未见到有基于鸮翼小翼羽的仿生缝翼。本发明根据力学仿生原理研究了鸮飞行时的特征结构，通过鸮翼的三维扫描模型确定其二维剖面的特征信息，进而得到仿生翼型。在此基础上构建了基于小翼羽的仿生缝翼，并应用到提升仿生翼型的力学性能的仿生设计中，之后针对仿生结构在流场的影响，进行了升力系数和流场结构的测定，验证了该设计的合理性。技术实现要素：针对飞行器前缘缝翼的概念设计中面临的设计时间长、效率低下等问题，本发明旨在提出一种基于自然界中的鸮翼的仿生缝翼的设计方法，即从鸮的翅膀剖面中提取小翼羽的几何信息，并以此设计仿生缝翼。从而在保证缝翼内型和固定翼外形曲面曲率的连续性的前提下，提高缝翼设计效率，缩短工时，同时产生良好的升力特性。本发明主要通过以下步骤实现：一种基于鸮翼的仿生缝翼的设计方法，以具有良好低速滑行能力的鸮为母本，采用三维扫描、曲线拟合等完成缝翼剖面曲线的设计，具体步骤如下：(1)确定鸮翼的飞行姿态采用高速摄像机来跟踪拍摄鸮的定点飞行，以此来分析其翅膀的变化规律，从而将其降落前的滑翔作为采样用的飞行姿态；(2)去除扭转，对固定的鸮翼进行扫描对鸮翼进行一定扭转来消除相对转角，同时鸮翼的前缘垂直于飞行方向，然后将调整过的鸮翼固定在平板上，并利用三维扫描设备进行扫描；(3)删除三维扫描中有羽毛翘曲产生的奇异点，同时去掉翼尖附近的弦长过小的几何结构，提取鸮翼的三维几何结构；(4)对扫面后的三维模型进行剖分针对从小翼羽的翼尖到鸮翼的翼根的这段翼展，来提取相应的翼型；由于鸮翼表面羽毛分布不均，导致表面的粗糙度很大，因此沿展向等距提取多个剖面，以便提炼后得到的翼型能更好地接近自然鸮翼的剖面，并对其进行光顺化处理；(5)提取展向剖面的弯度和最大厚度，并对其拟合，进而对其进行平均化；(6)利用翼型分布公式，构建仿生翼型；(7)基于仿生翼型构建仿生缝翼。进一步地，还包括步骤(8)测量应用仿生结构前后仿生翼型的力学参数，并剖析其改变的原因；(9)显示仿生结构的流场，并分析其在流场中的作用。上述步骤(4)是通过沿展向等距提取2-200个剖面，进行光顺化处理。上述步骤(5)是先对步骤(4)中提取的2-200个剖面的弯度和最大厚度进行拟合，而后对其进行平均化。上述步骤(6)是将步骤(5)提取的弯度和最大厚度的平均值分别带入到Birnbaum-Glauert中弧线分布公式和厚度分布公式，然后将中弧线和厚度的分布带入剖面的上下翼面曲线分布公式中，构建出仿生翼型。上述步骤(7)是利用小翼羽的下表面曲线在步骤(6)的翼型的基础上进行剖分，得到小翼羽的剖面，从而构建出相对于仿生翼型弦长的仿生缝翼。结合附图中的实例可知，自然界中的鸮类翅膀不易直接应用到工程实际，需对其进行进一步处理，以便能相对简单地为工程结构所用。需要注意的是：步骤(6)和(7)中要保证所得到的仿生结构具有工程意义，必须保证三维扫描结果符合真实的鸮类飞行情况。即所采用的鸮翼的飞行姿态具有良好的气动性；三维模型的展向剖面没有相对转角；同时为满足工程需要，扫描结果中没有由于羽毛翘曲造成的奇异点，并去除翼尖等。本发明的有益效果为：仿生缝翼的设计方法简单、实用、效率高，并且改进了缝翼内型和固定翼外形曲面曲率的连续性。同时，由于相关的生物母本具有良好的低速飞行特性，使得仿生缝翼能够在更大的攻角范围内阻止前缘分离，从提高翼型自身的气动升力。为工程设计人员在概念设计阶段提供了明确的设计方向和初步的几何信息，避免了传统的设计理念中过于繁杂的设计程序，而且实现了对初步设计方案的性能快速评估，缩短了设计周期。附图说明图1三维的翼模型。图2在仿生缝翼内收和外伸情况下的剖面，其中：A在仿生缝翼内收情况下的剖面；B在仿生缝翼外伸情况下的剖面。图3随攻角变化的升力系数分布，其中：A为在Re＝4×104情况下随攻角变化的升力系数分布；B为在Re＝6×104情况下随攻角变化的升力系数分布。图4在α＝6°和Re＝4×104情况下仿生缝翼内收时的绕翼流动。图5在α＝16°和Re＝4×104情况下仿生缝翼外伸时的绕翼流动。具体实施方式下面，将结合附图和例子对本发明做进一步的介绍。图1为本发明的生物模本的三维扫描模型。由于扫描过程中鸮处于麻醉状态，翅膀的位形不符合飞行状态，需要一定的调整。同时从图中可以看到，模型表面非常粗糙，且边缘不连续，也需要进行适当的处理。具体步骤如下(1)确定鸮翼的飞行姿态；鸮在飞行时，小翼羽一般是内收的，只有在降落前的低速滑行的情况下，小翼羽才会外伸。这是因为此时的升力非常小，鸮需要通过小翼羽的外伸来提高升力系数，从而得到更大升力，同时还不会出现失速的情况。因此采用高速摄像机来跟踪拍摄鸮的定点飞行，以此来分析其翅膀的变化规律，从而将其降落前的滑翔作为采样用的飞行姿态。(2)去除扭转等，对固定的自然界中的鸮翼进行扫描；一般情况下，鸮类飞行时的翅膀的展向剖面之间是有一定的相对转角，也就是每个剖面的弦线不在同一个平面上，这与工程中的机翼是完全不同的。因此，为了能应用到实际设计中，对鸮翼进行一定扭转来消除相对转角。同时鸮翼的前缘垂直于飞行方向，然后将调整过的鸮翼固定在平板上，并利用三维扫描设备进行扫描。(3)对扫面结果中的奇异点和翼尖等处进行处理。由于鸮的翅膀是由羽毛叠加而成，所以初始的三维扫描结果有很多非常不光滑的表面，例如：某些羽枝翘起等。对此，需要将扫描后的结果进行一定的处理。通过消除这些奇异边界，使三维鸮翼的模型相对光滑。同时翼尖处的羽毛非常薄，且羽毛之间没有重叠，不能提取剖面，所以不适合建立模型，进而将其在相对展向为0.95处去掉。这样得到的三维翼就可以作为提取二维剖面的基础。图2为本发明从自然界中鸮翼的三维扫描模型中提取的剖面。其中，图2A为小翼羽内收时鸮翼的剖面，图2B为小翼羽外伸时鸮翼和小翼羽的剖面。下面具体介绍提取剖面的具体步骤：(4)对扫面后的三维模型进行剖分；鸮翼外侧(翼尖方向)的羽毛较少，导致翼型的厚度也相对较小，不适用于低速飞行的无人飞行器。而对于内侧(翼根方向)，一方面：羽毛较多，另一方面：此处有肌肉和骨骼。这使得由鸮翼内侧提取翼型的厚度更大，也符合工程实际中的翼型。为此，针对从小翼羽的翼尖到鸮翼的翼根的这段翼展，来提取相应的翼型。由于鸮翼表面羽毛分布不均，导致表面的粗糙度很大，因此沿展向等距提取20个剖面，以便提炼后得到的翼型能更好地接近自然鸮翼的剖面。由于每个剖面是相对粗糙的，所以对其进行光顺化处理。(5)沿展向提取弯度和最大厚度，并对其拟合，进而对其进行平均化；由于羽毛、肌肉和骨骼分布不均匀，从上述20(为什么是20个，用多少个由自己定，可用1个，精度相对低些；也可用200个，甚至更多，精度相对高些，但相应的工作量就更大。)个剖面中提取每个剖面的弯度和最大厚度分布是相对粗糙的。甚至羽毛外伸或后缘羽毛受到破坏都会使前缘点和弦长分布呈现出非光滑情况，而这不适合平均化处理，因此先对测量出的弯度和最大厚度进行拟合，得到相对光顺的曲线，而后对其进行平均化。(6)构建仿生翼型；为构建出仿生翼型，将步骤(5)中弯度和最大厚度的平均值带入到Birnbaum-Glauert方程。这样，得到的中弧线z(c)的分布公式为z(c)c=zc(max)cηΣn=13Sn(2η-1)n-1---(1)]]>其中zc(max)为最大弯度坐标，即展向平均后的弯度值；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，Sn为经验参数，由表1给出。而厚度z(t)的分布公式为z(t)c=zt(max)cΣn=14An(ηn+1-η)---(2)]]>其中zt(max)为最大厚度坐标，即展向平均后的最大厚度值，An为经验参数，由表1给出。表1中弧线和厚度分布公式中的经验参数为了得到图2A中的仿生翼型剖面，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zupper=z(c)+z(t)zlower=z(c)-z(t)---(3)]]>其中zupper为翼型的上表面曲线的坐标，zlower为翼型的下表面曲线的坐标。这样就得到了仿生鸮翼的翼型，通过三维快速成型系统制作用于气动特性分析的准二维鸮翼模型，本发明根据试验条件所使用具体的规格参数见表2。表2准二维鸮翼模型参数表(7)基于仿生翼型构建仿生缝翼。在小翼羽的三维扫描结果的展向中部提取具有代表性剖面，之后对剖面上的离散点进行二次曲线拟合，得到小翼羽剖面的上下表面曲线，这样确定了仿生缝翼剖面曲线。不考虑小翼羽在外伸时形状的变化，即假定小翼羽的剖面在内收和外伸时一样，以便保证缝翼内型和固定翼外形的曲面曲率的连续性。由于小翼羽内收时，与鸮翼的固定部分是一个整体，所以仿生缝翼内剖面曲线与固定翼前缘剖面曲线是相同的，进而确定了固定翼前缘剖面曲线。仿生缝翼与仿生翼型的前缘点不仅相同，而且是仿生缝翼内、外剖面曲线的分界点和起点E，也与固定翼前缘剖面曲线的起点F重合，因此可以确定生缝翼内、外剖面曲线的起点和固定翼前缘剖面曲线的起点。仿生缝翼内、外剖面曲线的另一个分界点与其后缘点重叠，所以利用仿生缝翼内剖面曲线在上述翼型的基础进行剖分，就能得到缝翼内、外剖面曲线的终点G。同时根据固定翼前缘剖面曲线的终点与点G重合，得到其终点H。图2B中给出了仿生缝翼外伸时的剖面图。相对于翼型的弦长，列举出仿生缝翼的位形参数，以表3为例。采用图2B的剖面制作仿生缝翼外伸时的准二维翼的模型，用于验证仿生缝翼对气动性的影响。表3小翼羽的剖面位形参数(8)测量应用仿生结构前后仿生翼型的力学参数，并剖析其改变的原因。图3给出不同雷诺数下，仿生缝翼内收和外伸时的升力系数曲线。从图中可以看到，仿生缝翼处于不同的状态会影响到升力曲线的变化。①在小攻角的情况下，外伸的仿生缝翼阻碍了升力特性，起到扰流器的作用；②在大攻角的情况下，外伸的仿生缝翼有利于提高升力，起到前缘缝翼的作用；③提高了翼型整体的失速角和最大升力，见表4；表4仿生缝翼内收和外伸对气动性能的影响④延迟了升力曲线斜率的下降，见表4；⑤由于在鸮类的飞行过程中小翼羽是连续变化的，而试验中的仿生缝翼是固定的，导致未能使升力曲线的斜率保持不变。上述的试验说明仿生缝翼对提高翼型的气动力是非常重要的。同时，由于仿生结构简单，易于实施，可为工程应用提供良好的参考。(9)显示仿生结构的流场，并分析其在流场中的作用。为了验证仿生缝翼对流场结构的影响，结合图4和5说明其在流场中的作用。图4给出了在仿生缝翼内收时的流场。从图中可知，即便在较小的攻角下，由于层流边界层不能承受较大的逆压梯度而发生分离。在下游，分离气泡和自由流间的剪切层具有一定的速度梯度，造成流动的不稳定性，同时壁面上产生微小扰动促进了剪切层流动的转捩。卷起的湍流剪切层与壁面之间进行能量交换后，壁面附近的流体再次得到了一定的速度，从而实现了再附着。仿生缝翼内收情况下前缘分离会严重影响翼型的气动性：降低最大升力系数和失速攻角；减小升力曲线的斜率。相反，从图5中则显示出仿生缝翼外伸时较大的攻角也不会使前缘出现层流分离。这是因为从仿生翼的前缘到仿生缝翼的后缘的缝道逐渐变小，从而产生了一个顺压梯度，同时仿生缝翼的尾流为边界层的转捩提供扰动和不稳定性，致使仿生翼上表面边界层的流态发生变化，提升了边界层抵抗逆压能力。本发明提出的仿生缝翼设计方法避免了多次样条曲线拟合缝翼内型和固定翼前缘外形。在保证了缝翼内型和固定翼外形曲面曲率的连续性的前提下，不仅节省了工时，缩短了周期，提高了效率，而且还提高整体的气动升力。值得注意的是，上述具体实施例是用来做举例的。本领域普通技术人员可以认识到许多修改、变化和改型。这些修改、变化和改型都在本申请的宗旨和范围内，并落入权利要求书的保护范围内。当前第1页1 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