基于XFlow的仿生蜻蜓扑翼飞行气动特性数值分析

来永斌; 王日升; 王龙; 李亮

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2600507

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (19) :8049-8061 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2600507

第二十八届中国科协年会学术论文

基于XFlow的仿生蜻蜓扑翼飞行气动特性数值分析

来永斌 ¹ ,
王日升 ¹ ,
王龙 ¹^,^* ,
李亮 ²

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Numerical Analysis of Aerodynamic Characteristics of Bioinspired Dragonfly Flapping Flight Using XFlow

LAI Yong-bin ¹ ,
WANG Ri-sheng ¹ ,
WANG Long ¹^,^* ,
LI Liang ²

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摘要

非定常飞行参数对仿生蜻蜓扑翼机的飞行能力与效率具有显著影响,优化相关参数可有效提升其气动特性。基于扑翼飞行机理,构建了仿生蜻蜓翅翼的相对运动模型,并采用Xflow软件开展数值模拟,分析不同运动参数(翻转角与扑动角)条件下的升力、阻力特性及流场演化规律。研究结果表明:翻转角与升力呈正相关,当翻转角从30°增大至90°时,平均升力由0.06 N提升至0.96 N,而阻力变化相对较小,平均阻力从-0.36 N减小至-0.57 N,相对降低幅度约为58.3%;扑动角同样与升力呈正相关,当扑动角从60°增大至120°时,平均升力由0.27 N提升至0.89 N,相对提升幅度约为229.6%;同时,扑动角与阻力呈负相关,平均阻力从-0.24 N减小至-0.93 N,相对降低幅度约为287.5%。流场演化方面,下扑阶段翅翼下表面形成高压区,上扑阶段高压区则主要分布于上表面,非定常涡结构的生成、发展与脱落主导着流场的演化过程,并决定了升力与阻力的时变特性。综上,在一定范围内增大翻转角与扑动角可有效提升仿生蜻蜓扑翼机的飞行能力与效率,这一研究结论对仿生扑翼机的优化设计具有重要参考价值。

Abstract

The flight performance and efficiency of a bionic dragonfly flapping-wing vehicle are influenced by unsteady flight parameters. Parameter optimization is required to improve aerodynamic characteristics. A relative motion model of bionic dragonfly wings was established based on the flapping-wing flight mechanism. Numerical simulations were performed using Xflow software. The lift, drag, and flow-field evolution were investigated under different stroke-reversal angles and flapping angles. Lift increases with increasing stroke-reversal angle. When the stroke-reversal angle increases from 30° to 90°, the mean lift increases from 0.06 N to 0.96 N. The mean drag decreases slightly from -0.36 N to -0.57 N, corresponding to a relative reduction of approximately 58.3%. Lift also increases with increasing flapping angle. When the flapping angle increases from 60° to 120°, the mean lift increases from 0.27 N to 0.89 N, with a relative increase of approximately 229.6%. Drag decreases as the flapping angle increases, and the mean drag decreases from -0.24 N to -0.93 N, corresponding to a relative reduction of approximately 287.5%. High-pressure regions are formed on the lower wing surface during the downstroke and on the upper surface during the upstroke. The evolution of unsteady vortex structures governs the flow-field development and the time-varying lift and drag characteristics. An appropriate increase in stroke-reversal angle and flapping angle improves the aerodynamic performance of the bionic dragonfly flapping-wing vehicle. The results provide reference data for the aerodynamic design of bionic flapping-wing systems.

Graphical abstract

关键词

仿生蜻蜓扑翼 / 非定常飞行参数 / Xflow / 流场模拟 / 气动力特性分析

Key words

bioinspired dragonfly flapping wing / unsteady flight parameters / XFlow / flow field simulation / aerodynamic characteristics analysis

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来永斌, 王日升, 王龙, 李亮. 基于XFlow的仿生蜻蜓扑翼飞行气动特性数值分析[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(19): 8049-8061 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2600507

LAI Yong-bin, WANG Ri-sheng, WANG Long, LI Liang. Numerical Analysis of Aerodynamic Characteristics of Bioinspired Dragonfly Flapping Flight Using XFlow[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(19): 8049-8061 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2600507

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随着航空航天技术的快速发展,微型飞行器(micro air vehicles,MAV)凭借体积小、质量轻、机动性能突出的特点,受到中外研究者的广泛关注。自然界中昆虫高效的扑翼飞行方式,为微型飞行器的设计与性能提升提供了重要的仿生启示^[1-2]。蜻蜓具有扑动频率低、飞行速度高、机动性能优异等显著特征,在众多昆虫中展现出突出的飞行能力。蜻蜓等昆虫扑翼飞行对应的雷诺数通常处于10³量级以内^[3],在此低雷诺数工况下,空气黏性效应显著增强。针对前向飞行状态,蜻蜓如何通过前后两对翅翼的相互作用产生足够升力,以克服自身重力并维持稳定飞行,已成为近年来中外学者广泛关注的研究重点之一^[4-5]。基于此,蜻蜓的翅翼空间布局形式及其扑动运动规律,对微型仿生扑翼飞行器(flapping-wing micro aerial vehicle,FMAV)的结构设计与飞行性能优化具有重要的参考意义和工程应用价值。

中外在仿生蜻蜓扑翼飞行器领域已开展大量研究。Lavimi等^[6]借助ANSYS软件探究低雷诺数下蜻蜓翅翼截面的气动性能,发现蜻蜓向上俯仰旋转运动能使升力系数快速提升。Wu等^[7]通过三维非定常数值模拟结合动网格技术,揭示了瞬时升力变化与动态失速诱导涡结构之间的关联机制,并指出蜻蜓飞行时产生的涡环会从翼尖螺旋向外移动。Hefler^[8]基于Navier-Stokes方程进行三维计算流体力学( computational fluid dynamics,CFD)数值模拟,研究蜻蜓前后翼的耦合作用效应,发现翼间耦合可增强后翼前缘涡强度,进而提升整体升力性能。Pan等^[9]利用Fluent软件分析蜻蜓柔性翼对气动性能的影响,结果显示适度柔性会引发拍动相位滞后,有利于实现垂直起降(vertical take-off and landing,VTOL)与悬停飞行。张旺旺等^[10]通过ANSYS对比不同翼型无人机的气动性能,指出串列翼型的无人机布局优于常规单翼布局。林星箭等^[11]基于ANSYS分析双翼对称扑动对推进特性及尾涡结构的影响,提出在相同参数条件下,相较于单翼扑动,双翼对称扑动中单个翼型可产生更大的前进推力与更强的尾涡。钱广等^[12]采用神经网络与CFD相结合的方式,评估蜻蜓翅翼间距及前后翅翼相位差变化对仿生蜻蜓串联扑翼升阻力的影响,研究结果表明蜻蜓滑行时单独翅翼与串列翅翼布局的气动性能存在显著差异。周超英等^[13]以蜻蜓翅翼模型为研究对象,针对蜻蜓翅翼二维翼型展开研究,通过计算流体力学数值模拟方法,建立并求解Navier-Stokes数学模型,运用数值计算分析其在低雷诺数环境下运动时的气动性能。刘惠祥等^[14]基于ANSYS对蜻蜓褶皱翼型进行单向和双向流固耦合分析,发现褶皱结构可优化载荷分布并提升气动性能。黄及水等^[15]基于STAR-CCM+计算流体力学软件构建流固耦合模型,研究指出柔性材料虽在一定程度上降低仿生蜻蜓的滑翔效率,但能显著提升其高速大迎角飞行时的机动性能。王玉平等^[16]采用双向流固耦合方法(CFD/CSD),系统分析双翼高度差对仿生蜻蜓串列柔性双翼气动响应的影响,表明合理的翼间布局可有效改善气动特性。

综上所述,现有研究多采用基于网格划分的传统CFD方法,在蜻蜓扑翼飞行机理与气动特性分析领域取得了重要进展。然而,这类方法在处理复杂运动边界时普遍面临网格生成复杂、计算耗时较长及数值稳定性受限等问题;同时,针对非定常飞行参数对仿生蜻蜓扑翼设计影响的系统性研究仍显不足,这在一定程度上制约了仿生扑翼飞行器的性能优化设计。

为解决上述问题,采用基于格子玻尔兹曼方法(lattice Boltzmann method,LBM)^[17]的XFlow数值模拟平台。相较于依赖网格划分的传统CFD方法,该方法无需复杂的网格生成过程,在非定常流动模拟中具备良好的数值稳定性与计算精度,适用于多工况、多参数耦合条件下的气动性能分析。在此基础上,构建仿生蜻蜓扑翼运动学模型,针对前向飞行工况,重点分析翻转角与扑动角等关键非定常参数对升力与阻力特性的耦合影响规律,并深入探究飞行过程中翼面高、低压区的形成及演化机制。本研究旨在揭示非定常运动参数对仿生蜻蜓气动性能的作用机理,为仿生蜻蜓扑翼飞行器的气动优化设计提供参数设计参考。

1 仿生蜻蜓运动模型建立

1.1 气动外形参数及布局选定

选取自然界常见的蜻蜓种类“碧伟蜓”作为蜻蜓模型的参考几何外形特征,对翅翼的几何比例及整体结构进行综合设计,使仿生模型在保持典型蜻蜓翅翼气动特征的同时,具备更好的仿生合理性。仿生蜻蜓平板翼的整体几何外形基于茹伟伟^[18]提出的仿生蜻蜓翅翼外形设计,并引入程靖彬^[19]优化的仿生蜻蜓翅翼主翼杆结构。相关研究表明,仿生蜻蜓机身对整体气动特性的影响相对有限,因此将机身简化为两圆柱体模型进行处理。

根据蜻蜓的实际形态比例并结合参考文献,对仿生蜻蜓的几何参数进行了合理确定。模型的主要几何参数如下:翼展374 mm,平均弦长39 mm,翼展面积0.024 9 m²,经计算翅翼展弦比约为5.62。这一展弦比与自然界中蜻蜓翅翼的细长结构特征基本一致,能够较好地反映其空气动力学特性。为确保翅翼在扑翼运动过程中拥有足够的活动空间,并减少翅翼与机体之间的干扰,对仿生模型的机体长度进行了适当延长处理,优化后的体长为347.5 mm。这一处理既保持了整体几何比例的合理性,又有助于提升扑翼运动模拟的稳定性,从而为后续的气动特性分析提供可靠的模型基础。

仿生蜻蜓翅翼的气动布局采用前、后双翼结构,该布局在扩大整体有效翼面积的同时,有助于提升扑翼飞行器的飞行稳定性与抗扰动能力,并在一定程度上改善其飞行速度和机动性能。

综合上述内容的数据完成几何建模,自然界参考蜻蜓、仿生蜻蜓翅翼外形及整体布局如图1所示。

1.2 蜻蜓飞行原理

蜻蜓在低雷诺数条件下仍能产生较高升力,主要依赖翅翼在扑动周期内激发的非定常空气动力学效应。蜻蜓拥有前后两对翅膀,飞行时呈交叉上下扑动状态,其扑动过程主要包含“平动合拢”“绕轴转动”“平动打开”“绕轴转动”4个阶段。从空气动力学机理角度分析,蜻蜓获得高效升力主要归因于以下几种典型机制:拍合机制通过翅翼的贴合与分离过程强化前缘涡结构,实现瞬时升力增益^[20];延迟失速机制依靠稳定附着的前缘失速涡在大攻角平动中持续提供吸力,是蜻蜓飞行升力的主要来源^[21];尾迹捕获机制使翅翼在换向时重新利用前一行程的尾迹能量,有效提升整体气动效率^[22];此外,配合旋转力效应和附加质量效应等非定常机制,蜻蜓得以在较低能耗条件下实现高升力输出与优异的机动性能。蜻蜓的扑动周期过程如图2所示。

1.3 翅翼运动学模型及轨迹特性

为描述仿生蜻蜓翅翼的运动特性,需建立运动参考坐标系O-X'Y'Z'。其中,X'轴沿翅展方向,Y'轴为垂直方向(其负方向指向参考地面环境),Z'轴指向蜻蜓初始飞行方向(即来流方向)。运动参考系的原点设定于翅翼与机身的连接位置。

在飞行过程中,蜻蜓的翅翼相对于机身同时进行扑动与翻转运动。为定量描述翅翼的非定常运动学特征,引入绕Z'轴旋转的扑动角γ、绕X'轴翻转角ϕ及绕Y'绕偏转角ψ,以建立翅翼与机体间的相对运动学关系。

上述仿生蜻蜓的运动坐标体系及几何定义关系如图3所示。

考虑到四翼扑翼机运动的复杂性,基于欧拉坐标系定义仿生蜻蜓的运动方程,前翅运动表达式为

(1)

$\left\{\begin{array}{l}{\mathit{\varphi }}_{1}\left(\mathit{t}\right)={\mathit{\varphi }}_{0}\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\left(2\mathrm{\pi }\mathit{f}\mathit{t}\right)+{\mathit{\varphi }}_{\mathrm{e}\mathrm{x}}\\ {\mathit{\gamma }}_{1}\left(\mathit{t}\right)={\mathit{\gamma }}_{0}\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\left(2\mathrm{\pi }\mathit{f}\mathit{t}\right)+{\mathit{\gamma }}_{\mathrm{e}\mathrm{x}}\\ {\mathit{\psi }}_{1}\left(\mathit{t}\right)={\mathit{\psi }}_{0}\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\left(2\mathrm{\pi }\mathit{f}\mathit{t}\right)+{\mathit{\psi }}_{\mathrm{e}\mathrm{x}}\end{array}\right.$

式(1)中:ϕ₀、γ₀、ψ₀为翻转角ϕ、扑动角γ、偏转角ψ幅值的一半;ϕ_ex、ψ_ex为翻转角与偏转角的补充角度,γ_ex为满足扑动角上下分配比例时的补充角度;ϕ₁(t)≥0;f为扑动频率。

在仿生运动设定中,考虑到仿生蜻蜓飞行运动时升力与阻力的周期协调性,前后翅之间存在明显的相位差,后翅始终超前翅相位90°,后翅运动表达式为

(2)

$\left\{\begin{array}{l}{\mathit{\varphi }}_{2}\left(\mathit{t}\right)={\mathit{\varphi }}_{0}\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\left(2\mathrm{\pi }\mathit{f}\mathit{t}+\frac{\mathrm{\pi }}{2}\right)+{\mathit{\varphi }}_{\mathrm{e}\mathrm{x}}\\ {\mathit{\gamma }}_{2}\left(\mathit{t}\right)={\mathit{\gamma }}_{0}\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\left(2\mathrm{\pi }\mathit{f}\mathit{t}+\frac{\mathrm{\pi }}{2}\right)+{\mathit{\gamma }}_{\mathrm{e}\mathrm{x}}\\ {\mathit{\psi }}_{2}\left(\mathit{t}\right)={\mathit{\psi }}_{0}\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\left(2\mathrm{\pi }\mathit{f}\mathit{t}\right)+{\mathit{\psi }}_{\mathrm{e}\mathrm{x}}\end{array}\right.$

将上述翅翼扑动与翻转运动方程导入XFlow软件中进行数值模拟。在扑动角γ(t)、翻转角ϕ(t)、偏转角ψ(t)周期性叠加作用下,翅翼翼尖在空间中形成典型的“8”字形运动轨迹,其轨迹示意如图4所示。

1.4 仿真环境

考虑风洞试验条件以及蜻蜓实际飞行状况,在XFlow中采用3D单向外部流。设定仿生蜻蜓飞行轨迹路线,以躯干与尾部相交中心作为曲线坐标移动中心,两翼设定相应的参照方程。导入描绘好的蜻蜓模型(图5)。计算域大小为最大尺寸处的约10倍,设定大小为4 m×4 m×4 m,温度为293.15 K,求解精度为0.1 m,目标分辨度为0.012 5,计算域的类型为虚拟风洞,设定其黏度模型为牛顿流体,其动态黏度的计算公式为

(3)$\frac{\mathit{\mu }}{{\mathit{\mu }}_{0}}$=${\left(\frac{\mathit{T}}{288.15}\right)}^{1.5}\frac{288.15+\mathit{B}}{\mathit{T}+\mathit{B}}$

式(3)中:μ₀=1.789 4×10⁵;B为常数,B=110.4 K。

蜻蜓在扑动过程中马赫数很小,在处理这种低速流场时可以忽略气体的压缩性,即扑动过程中流体的密度保持不变,ρ=1.225 kg/m³。

2 气动仿真与分析

2.1 气动参数与可靠性验证

为系统研究扑动角与翻转角变化对仿生蜻蜓扑翼飞行气动特性的影响,仿真参数的选取需尽可能反映蜻蜓直线飞行时的实际运动特征。

基于对蜻蜓飞行行为的观察与相关文献参数的参考,将飞行速度设定为1 m/s,扑动频率与翻转频率均取21 Hz。在飞行过程中,翅翼扑动角在上、下行程中的分配比例设定为2∶1,且翻转角始终保持为正值,以保证翅翼在整个扑动周期内处于有效迎角状态。飞行工况设定为直线前飞,各变量参数的具体取值如表1所示。

为保证后续气动特性分析的可靠性,需对基于XFlow平台的数值模拟方法在扑翼飞行运动问题中的适用性进行验证。首先,选定文献[23]中仿生蜻蜓模型为研究验证对象,其运动参数为:飞行速度0.5 m/s,扑动频率10 Hz,翻转角40°,扑动角90°,飞行轨迹为直飞。在相同工况下开展数值模拟,并将得到的升力系数及阻力系数与文献数据进行对比,结果如图6所示。结果表明,升力系数与推力系数曲线在幅值及周期变化趋势上与参考结果一致,峰值位置及变化周期匹配良好,表明该数值方法能够准确再现典型扑翼工况下的气动力变化特征,具备较好的计算精度与结果可信性。

为进一步检验该方法在不同扑翼构型条件下的稳健性与一致性,选取文献[24]中的扑翼飞行模型进行对比分析。该模型以蝴蝶为原型,其参数设定为:飞行速度1 m/s,扑动频率6 Hz,扑动角90°,上下行程分配比为60∶30,翻转角60°,相位差为0,飞行状态为直飞,仿真时间为0.6 s。在相同条件下开展数值模拟,并对升力随时间变化曲线进行对比,如图7所示。结果表明,在不同构型及参数条件下,尽管受模型尺度及数值参数设置差异影响,升力幅值存在一定偏差,但计算结果与参考数据在周期性变化特征、峰值出现时刻及相位响应等方面保持一致,能够有效反映扑翼飞行的气动特性。

综上所述,基于XFlow平台的数值模拟方法在典型及多构型扑翼工况下均能较好地再现气动力随时间的变化规律,具有较高的计算精度与可靠性,可为后续扑翼飞行非定常气动特性分析提供可靠支撑。

2.2 不同翻转角对气动力影响

蜻蜓在扑动时除了扑动产生升力外,翅膀也会在水平方向上产生一定翻转。蜻蜓翅膀扑动时向上翻转,此时上扑的翅膀随着翻转从而产生水平方向阻力。翻转角度的不同所带来的气动特性也会不同。保持其他运动参数不变,改变翻转角的大小,蜻蜓飞行路线按直线前飞设定,根据观察到的蜻蜓运动,来流速度为1 m/s(风速),固定参数为扑动角度90°,上下分配比例为2∶1,此时扑动角高于机身水平面60°,低于机身水平面30°,扑动频率为21 Hz。分别计算翻转角在30°、45°、60°、75°、90°下的变化情况。

如图8所示,翻转角变化对仿生蜻蜓扑翼飞行升力的影响较为显著,而对阻力的影响相对较小。随着翻转角度的增大,平均升力也随之变大,而平均阻力在翻转角变大的情况下未表现明显的变化趋势。由此可见,当翻转角小于90°时,适当增大翻转角可有效提高仿生蜻蜓飞行平均升力。

如图9所示,在0.2 s扑动周期内,不同翻转角条件下升力峰值变化不显著,而升力最小值对翻转角变化更为敏感。当翻转角处于30°时,升力最小值明显低于其他翻转角工况。随着翻转角度增大,扑翼过程中的下扑行程处于翻转水平面之上的状态增多,此时下扑产生的正升力大于上扑产生的负升力。随着翻转角改变,上扑时产生的负升力更多地分解在其他方向,竖直升力方向负升力开始减少,升力最小值随翻转角增大而提高。当翻转角增大至90°时,下扑的大部分扑翼行程都处于水平角以上,扑动力主要被分解到其他方向,竖直升力方向负升力最小,此时产生的负升力作用最弱。

如图10所示,在翻转角改变下,阻力最大值随翻转角增大略有上升,但增幅较小;阻力最小值随角度增大而减小。阻力整体未呈现出清晰的单调变化趋势。

从气动机理角度分析,翻转角的变化主要通过改变翅翼在上下扑动转换阶段的姿态变化过程,从而影响翅翼瞬时迎角分布以及周围流场结构。当翻转角较小时,翅翼在上下扑动交替过程中姿态调整较为缓慢,下扑初期形成的有效迎角较小,气流在翼面上的附着程度有限,导致产生的升力相对较低。随着翻转角的增大,翅翼能够在扑动方向转换阶段更快完成姿态调整,使下扑初期迅速形成较大的有效迎角,从而在翼面前缘区域诱导形成较强的前缘涡结构。前缘涡在翼面上方形成稳定的低压区,而下表面形成相对高压区,上下表面压力差增大,从而提高整体平均升力水平。此外,翻转角增大还使部分上扑阶段产生的负升力分解至其他方向,使竖直方向负升力有所减弱。因此,在一定范围内适当增大翻转角能够有效提升仿生蜻蜓扑翼飞行的升力性能。

2.3 不同扑动角对气动力影响

蜻蜓在飞行过程中,除翅膀的翻转运动外,其扑动运动同样对气动力特性具有显著影响。由于不同个体蜻蜓的扑动角度存在差异,且飞行过程中机体姿态的变化会进一步导致扑动角度发生改变,因此,扑动角度被认为是影响蜻蜓飞行气动性能的关键参数之一。为系统研究扑动角度变化对升力与推力特性的影响,选取其他参数为接近蜻蜓正常飞行状态的典型工况。具体参数设定如下:来流速度设为1 m/s,扑动角上下行程分配比例固定为2∶1,翅膀翻转角设为60°,扑动频率为21 Hz。在上述条件保持不变的情况下,分别计算扑动角为60°、75°、90°、105°和120°时的气动力变化情况。

如图11所示,随着扑动角度的增大,平均阻力绝对值呈近似线性增长。同时,在扑动角增大的过程中,平均升力同样呈线性上升趋势。平均升力的增长趋势大于平均阻力绝对值的增长趋势,说明适当增大扑动角有利于提升整体升力。

如图12和图13所示,上扑阶段是阻力形成的关键,在扑动角上下行程分配比例保持2∶1不变的条件下,随着扑动角度的增大,翅膀在扑动水平面之上与之下的运动行程均有所增加,且水平面以上的运动行程始终大于水平面以下。由于翅膀向后扇动过程中产生的阻力负值变化趋势大于阻力正值,导致阻力整体绝对值随扑动角度增大而不断增加。

从气动机理角度分析,扑动角的变化主要通过改变翅翼扫掠范围以及有效迎角分布,从而影响气流动量交换过程。当扑动角较小时,翅翼在扑翼周期中的运动幅度较小,参与气流作用的空间范围有限,翼面上下表面的压力差相对较小,因此产生的升力和推力均较低。随着扑动角的增大,翅翼在下扑阶段的有效迎角逐渐增大,同时翅翼扫掠面积明显增加,使气流动量交换更加充分,从而增强翼面上下表面的压力差并提高平均升力。此外,较大的扑动角有利于强化前缘涡的生成与发展,使其在一定时间内保持附着状态,从而维持较高的非定常升力水平。然而,扑动角过大时也会增强流动分离程度,使尾迹区涡结构更加复杂,从而导致阻力绝对值增加。因此,在仿生扑翼飞行器设计中需要在升力性能与气动力效率之间进行综合权衡,以确定合理的扑动角范围。

综合上述分析可知,翻转角主要通过影响翅翼姿态变化及迎角分布来调节升力,而扑动角则主要通过改变翅翼扫掠范围及气流动量交换过程影响气动力特性,两者共同决定了仿生蜻蜓扑翼飞行的整体气动性能。

2.4 航向转变时飞行参数对气动特性影响

2.4.1 航向路径规划

当仿生蜻蜓扑翼机需要实现航向转变时,左右翅翼需采用不同规律的扑翼运动,从而在机体两侧产生不对称气动力,使飞行器绕机体纵轴产生滚转运动并改变飞行方向。与固定翼飞行器依靠副翼产生滚转不同,扑翼飞行器主要通过左右翅翼扑动幅值、相位或运动轨迹的差动调节,使左右两侧产生不同的气动力和推力,从而形成转向所需的力矩。

为研究仿生蜻蜓在航向转变飞行过程中的气动特性,在保证飞行速度恒定且向心力保持稳定的条件下,设定蜻蜓沿半径为1 m、圆心为(0,-1)的圆轨迹进行转向飞行,此时风向为绕圆飞行轨迹的切线方向,可分解为X轴方向分量与Z轴方向分量,如图14所示。仿生蜻蜓飞行起点为原点时,其转向角度χ为

(4)

$\left\{\begin{array}{l}\mathit{k}=-\frac{{\mathit{x}}_{0}-\mathit{a}}{{\mathit{z}}_{0}-\mathit{b}}=-\frac{\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\mathit{t}}{\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\mathit{t}}=\mathrm{t}\mathrm{a}\mathrm{n}\mathit{\chi }\\ \mathit{\chi }=\mathrm{a}\mathrm{r}\mathrm{c}\mathrm{t}\mathrm{a}\mathrm{n}\left[-\frac{\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\left(\mathit{t}+\frac{\mathrm{\pi }}{2}\right)}{\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\left(\mathit{t}+\frac{\mathrm{\pi }}{2}\right)}\right]=\mathit{t}\end{array}\right.$

仿生蜻蜓飞行位移方程为

(5)

$\left\{\begin{array}{l}\mathit{z}=-\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\mathit{t}\\ \mathit{x}=-1+\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{s}\mathit{t}\end{array}\right.$

式中:(a,b)为圆周运动轨迹的圆心坐标;t为仿真时长;χ为来流方向与位移圆周路径的夹角角度;k为来流与Z轴的斜率;x、z为仿生蜻蜓在X轴与Z轴的位移距离。

2.4.2 航向转变运动

仿生蜻蜓在飞行过程中主要通过左、右翅翼的差动运动产生不对称气动力,从而改变飞行姿态并实现航向转变。左右翅翼的差动通常通过调节翅翼的滚转角来实现。滚转角τ是指翅翼相对于机体纵轴绕躯干的旋转角度。当滚转角增加时,靠近转向中心一侧的翅翼扑动轨迹相对下倾,而远离转向中心一侧的翅翼扑动轨迹相对上倾,使左右翅在上下扑动阶段产生的气动力大小及方向发生改变,从而形成侧向气动力并实现航向转变。滚转角示意如图15所示。由此建立仿生蜻蜓在转向飞行状态下内、外侧翅翼的运动方程

(6)

$\left\{\begin{array}{l}{\mathit{\gamma }}_{\mathrm{i}\mathrm{s}}=({\mathit{\gamma }}_{0}-{\mathit{\gamma }}_{\mathrm{a}})\mathrm{s}\mathrm{i}\mathrm{n}\left(\mathit{\omega }\mathit{t}\right)+{\mathit{\gamma }}_{\mathrm{e}\mathrm{x}}+{\mathit{\gamma }}_{\mathrm{r}\mathrm{o}\mathrm{l}\mathrm{l}}\\ {\mathit{\gamma }}_{\mathrm{o}\mathrm{s}}=({\mathit{\gamma }}_{0}-{\mathit{\gamma }}_{\mathrm{b}})\mathit{s}\mathit{i}\mathit{n}\left(\mathit{\omega }\mathit{t}\right)+{\mathit{\gamma }}_{\mathrm{e}\mathrm{x}}+{\mathit{\gamma }}_{\mathrm{r}\mathrm{o}\mathrm{l}\mathrm{l}}\end{array}\right.$

式(6)中:γ_is为内侧翅扑动角度;γ_os为外侧翅扑动角度;γ_a为内侧翅翼增加的幅值;γ_b为外侧翅翼减少的幅值;γ_ex为满足扑动角上下分配比例时的补充角度;γ_roll为滚转角度。

由于扑翼飞行器在滚转过程中会产生气动力耦合效应,过大的滚转角会显著降低升力效率并影响飞行稳定性。已有仿生扑翼飞行研究表明,小尺度扑翼飞行器稳定飞行时的滚转角通常不超过20°。

2.4.3 仿生蜻蜓不同滚转角的气动特性

当仿生扑翼飞行器模仿蜻蜓飞行时,左右翅翼的扑动幅度、相位差及扑动轨迹不同,会产生不对称气动力,从而使飞行器绕机体纵轴产生滚转运动。滚转角的大小不仅影响飞行器的转向能力,还直接影响其气动效率与飞行稳定性。为研究滚转角对气动力特性的影响,在其他飞行参数保持不变的条件下进行数值模拟。参数设定为飞行速度1 m/s,扑动频率为21 Hz,扑动角为90°,上下角扑动分配为60°∶30°,翻转角为60°,计算滚转角在0°、10°、20°、30°4种工况,对比分析平均升力与平均推力的变化情况。

由图16可知,随着滚转角的增大,平均升力呈逐渐下降趋势,而平均推力则呈增加趋势。这一变化主要与扑翼气动力方向及涡结构分布的变化有关。在对称飞行状态下(滚转角为0°),左右翅翼产生的气动力主要沿垂直方向分布,升力效率较高。当滚转角逐渐增大时,翅翼扑动平面发生倾斜,使原本沿垂直方向产生的气动力发生空间分解,其中一部分气动力转化为水平方向分量,从而参与产生转向所需的侧向推力。这导致垂直方向的有效升力分量减少,因此平均升力随滚转角增大而降低。

与此同时,滚转角的增加还会改变翅翼上下扑动阶段的流场结构。在远离转向中心的一侧翅翼,其扑动轨迹相对上倾,上拍阶段更容易形成较强的附着涡结构,从而增强水平推进力;而靠近转向中心的一侧翅翼,其扑动轨迹相对下倾,下拍阶段气流加速更加明显,使得推进气动力进一步增强。因此整体平均推力随着滚转角的增大而提高。

然而,当滚转角过大时,翅翼产生的气动力将过多地分解到水平分量,导致垂直方向升力显著下降,并可能引起飞行姿态不稳定。数值结果表明,当滚转角大于20°时,平均升力下降幅度明显增大,飞行效率明显降低。因此,从气动效率与飞行稳定性的综合角度考虑,仿生蜻蜓扑翼飞行器在转向飞行时的滚转角宜控制在10°~20°的范围内。其中约15°的滚转角可以在保证足够升力的同时产生较为明显的侧向推力,是较为合理的工程设计参考值。

该结果可为仿生扑翼飞行器在姿态控制系统设计及转向控制策略优化中提供一定的工程参考。

3 仿生蜻蜓飞行器扑翼流场分析

3.1 扑翼扑动过程的压力变化分析

为分析仿生蜻蜓飞行器在直飞状态下扑翼运动对翼面总压力分布的影响,选取飞行速度为1 m/s、扑动频率为21 Hz、扑动角为90°、上下行程分配比例为2∶1、翻转角为60°的工况进行数值模拟。鉴于本文所建立的仿生蜻蜓模型采用90°相位差的前后四翼扑动结构,不同时刻受力特性不同,为便于分析与对比,以下按前翅流场结果为代表进行分析。

如图17和图18所示的压力云图,在蜻蜓模型飞行过程中,下扑阶段翅膀下表面前端翅尖区域首先形成明显的高压区。随着下扑运动及翅膀翻转的进行,高压区逐渐向整个下表面扩展;当翅膀翻转角接近水平位置时,下表面高压区开始由前端翅尖向后逐步减弱并最终消失。随后进入上扑阶段,翅膀上表面开始形成高压区,该高压区首先出现在上表面前端翅尖位置,并随着上扑运动的发展向后扩展。当翻转角达到最大、上扑运动即将结束时,上表面高压区在翅膀尾缘处逐渐消散。

上述结果表明,在整个扑翼周期内,翅膀上下表面之间始终存在显著的压力差,该压力差随扑动相位发生周期性变化,是仿生蜻蜓扑翼飞行过程中升力产生的主要气动来源。

3.2 扑翼周期的涡量分析

如图19和图20所示的涡量分布情况可以进一步揭示仿生蜻蜓飞行器产生高升力的流体空气动力学机理。在下扑阶段,翅膀前缘及翼尖附近形成较为明显的前缘涡(leading-edge vortex,LEV)翼尖涡结构。由于涡核区域内流速较高、局部压力较低,在下表面高压区与上表面低压区的共同作用下,翅膀获得较大的瞬时升力。前缘涡在一定时间内保持附着状态,使翼面上方持续形成低压区域,从而维持较高的升力水平,这也是仿生扑翼飞行器能够在低雷诺数条件下实现高效气动性能的重要原因。

在随后上扑阶段,下扑过程中形成的涡结构逐渐脱落,并在流体黏性作用下发生扩散和衰减。同时,上扑运动在翅膀周围诱导新的涡结构,其对气动力的贡献主要表现为阻力分量的增加。由此可见,扑翼飞行过程中涡结构的生成、发展及脱落过程对升力与阻力的周期性变化具有重要影响,是仿生蜻蜓飞行器非定常气动特性的关键因素之一。

4 结论

通过建立仿生蜻蜓飞行模型及运动方程,研究仿生蜻蜓飞行时扑动角和翻转角不同对其气动力的影响,得出以下结论。

(1)在保持其他运动参数不变的条件下,随着翻转角的增大,仿生蜻蜓平均升力整体呈上升趋势,而平均阻力变化相对较小。翻转角对升力谷值影响较为明显,当翻转角较小时,上扑阶段产生的负升力较大;随着翻转角增大,负升力逐渐减小,从而提高整体平均升力水平。综合升力提升效果与气动力稳定性分析,仿生蜻蜓扑翼飞行器的翻转角宜控制在60°~90°,在该区间内可获得较好的升力性能与气动力稳定性。

(2)在保持其他运动参数不变的条件下,仿生蜻蜓平均升力随扑动角增大而持续提高,同时平均阻力绝对值也呈上升趋势。这是由于扑动角增大使翅翼扫掠面积增加,气流动量交换更加充分,从而增强翼面上下表面的压力差。综合气动力增长趋势及结构运动稳定性考虑,仿生蜻蜓扑翼飞行器的扑动角宜选取90°~105°,在保证较高升力水平的同时避免过大的结构负载。

(3)从流场结构分析可以看出,在扑翼周期内翅翼前缘会形成明显的前缘涡结构,该涡结构在翼面上方形成稳定低压区,而翼面下方形成相对高压区,从而产生较大的翼面压力差。下扑阶段气流被压缩并向下偏转,其产生的气动力在重力方向上形成升力分量;上扑阶段气流向后偏转,在前进方向上形成推进力分量。因此,在仿生扑翼飞行器设计中,可通过优化翅翼扫掠面积、合理匹配扑动角与翻转角参数来增强翼面压力差分布,从而提升飞行升力与推进效率。

(4)在特殊工况航向转变飞行过程中,仿生蜻蜓主要通过左右翅翼差动产生不对称气动力,使飞行器绕机体纵轴产生滚转运动并形成侧向气动力。数值结果表明,随着滚转角的增大,平均升力呈下降趋势,而平均推力逐渐增大。这是由于滚转角增加使翅翼扑动平面发生倾斜,导致气动力在空间中的分量发生重新分配,部分垂直方向升力分量转化为水平方向推力分量,从而增强转向能力。综合气动效率与飞行稳定性分析,仿生蜻蜓在转向飞行时的滚转角宜控制在10°~20°,其中约15°的滚转角能够在保证足够升力的同时产生较为明显的侧向推力。

(5)针对不同类型的仿生扑翼飞行器可采取差异化设计策略。对于以悬停与低速飞行为主的微型扑翼飞行器,可适当增大扑动角以提高升力性能;而对于需要一定前飞速度的扑翼飞行器,则应在保证升力的基础上合理控制翻转角,以提高推进效率并降低阻力损失。综合本研究结果,推荐仿生蜻蜓扑翼飞行器的典型参数组合为扑动角90°~105°、翻转角60°~90°、滚转角10°~20°,该参数区间能够兼顾升力性能与飞行稳定性。

研究结果可为仿生蜻蜓扑翼飞行器运动参数的合理选取提供理论依据,并对高性能、低能耗微型飞行器的研发与应用具有一定的工程参考价值和指导意义。后续研究可进一步开展其他非定常飞行参数条件下仿生蜻蜓扑翼飞行器的数值模拟与实验验证,并探索仿生蜻蜓飞行器复杂机动飞行状态下多参数耦合作用对气动性能的影响规律。

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基金资助

国家自然科学基金(11902002)

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Received	Published	Revised
2026-01-23	2026-07-08	2026-05-10
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2026-08-06

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