吳江浩, 周 超(北京航空航天大學(xué) 交通科學(xué)與工程學(xué)院, 北京 100191)

0 引 言

20世紀末，隨著各種先進的微電子技術(shù)和微制造技術(shù)的迅速發(fā)展，人們提出了微型飛行器的概念[1]?！拔⑿惋w行器”(Micro Air Vehicles, MAV)，是指一種較小的、可以用來完成某些軍事或商業(yè)用途的飛行器。與傳統(tǒng)的飛行器相比，MAV的尺寸約為其萬分之一，重量約為其十萬分之一，甚至更小，故稱其為“微型”飛行器。體積小、重量輕、具有良好的隱蔽性和機動性的MAV，適于在較小的空間內(nèi)飛行，完成觀測、偵察、通訊、勘探、輔助救援等任務(wù)。因此，發(fā)展微型飛行器對未來國家安全和國民經(jīng)濟建設(shè)等方面均具有重要的意義。鑒于微型飛行器在國民經(jīng)濟及國防等領(lǐng)域的廣闊應(yīng)用前景，其一經(jīng)提出便成為飛行器設(shè)計領(lǐng)域的研究熱點。21世紀前10年，昆蟲高升力機制等空氣動力學(xué)理論的揭示更是極大地促進了微型飛行器的發(fā)展。在此背景下，美國、荷蘭、韓國等國家相繼研制出多款仿昆蟲微型飛行器原理樣機，在此基礎(chǔ)上更是著重在其控制、動力及傳感等領(lǐng)域開展研究及初步應(yīng)用。

微型飛行器強調(diào)其懸停能力，這是使其能夠在狹小空間作業(yè)的基礎(chǔ)，因此設(shè)計可懸停的微型飛行器是十分重要的。微型飛行器空氣動力學(xué)原理及特性是飛行器設(shè)計的基礎(chǔ)，是開展微型飛行器其它相關(guān)學(xué)科研究的前提條件。在昆蟲懸停高升力機制的啟發(fā)下，微型飛行器懸?？諝鈩恿W(xué)的研究取得了長足的進步，昆蟲飛行的高升力機制在多種微型飛行器上也得到了證實和應(yīng)用。盡管微型飛行器的翼模仿昆蟲翅運動，但目前設(shè)計的微型飛行器尺度明顯大于昆蟲，翼運動速度也高于昆蟲，這使得二者的運動特征又有所區(qū)別。受加工工藝、材料特性等技術(shù)限制，微型飛行器機構(gòu)設(shè)計、翼結(jié)構(gòu)及其材料等也無法完全模仿昆蟲。翼運動和結(jié)構(gòu)形式上的差別也使微型飛行器的空氣動力學(xué)問題有其自身的特點，因此在借鑒昆蟲高升力機制的基礎(chǔ)上對此問題細致展開研究已經(jīng)成為學(xué)界的共識。此外，從微型飛行器設(shè)計的角度看，建立微型飛行器氣動及結(jié)構(gòu)設(shè)計方法也是微型飛行器空氣動力學(xué)研究的重要內(nèi)容。

1 仿生微型飛行器研究進展

1992年，美國蘭德公司提交美國國防預(yù)研局(Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA)的一份關(guān)于未來軍事技術(shù)的研究報告首次提出了微型飛行器(MAV)的概念[1]。當前，微型飛行器主要有固定翼、旋翼及仿生撲翼三種類型，而后兩種能夠滿足懸停飛行的要求。自然界生物利用拍動翅實現(xiàn)飛行，被認為具有良好的氣動效率和飛行性能。因此，仿造生物飛行原理制造微型飛行器始終是微型飛行器研制的熱點。微型飛行器研制需要解決氣動、機械、動力、控制等關(guān)鍵技術(shù)，其中氣動研究是其它系統(tǒng)及技術(shù)研究的基礎(chǔ)。

1.1 國外研究現(xiàn)狀

國外仿生微型飛行器研制領(lǐng)域，以美國、荷蘭、韓國、日本等為代表，引領(lǐng)著仿生微型飛行器的發(fā)展方向，其研制的微型飛行器實驗樣機代表著當今微型飛行器的較高水平。以美國為例，DAPRA、NASA、美國空軍以及NSF持續(xù)投入20余年(圖1)，除早期的Microbat等，近十年又有Hummingbird[2](圖2a)、Robot Dragonfly(圖2b)、Robobee[3-4](圖2c)等仿生MAV問世，因此，美國在飛行器尺寸及重量、飛行控制及MEMS等方面的設(shè)計技術(shù)明顯處于國際領(lǐng)先地位。

在DAPRA的支持下，哈佛大學(xué)Robobees團隊開展了更小尺寸的仿蜜蜂微型飛行器的研制，并在2008年成功試飛了設(shè)計樣機(圖2c)。該樣機翼展3 cm，重量僅有60 mg，其利用壓電結(jié)構(gòu)模仿昆蟲翼高頻(110 Hz)拍動產(chǎn)生升力，并可實現(xiàn)借助輔助外部傳感器的懸停及機動飛行。

“Hummingbird”是Aero Vironment公司2011年研制成功的一種仿蜂鳥飛行方式、可在室內(nèi)外操作飛行的MAV(圖2a)。該飛行器具有類似蜂鳥的外形，翼展長16 cm，飛行器結(jié)構(gòu)以及維持飛行各系統(tǒng)(含電池、電機和通信系統(tǒng))以及攝像機等總重量19 g，可模擬蜂鳥的飛行方式做機動飛行和姿態(tài)控制、精準懸停并可迅速切換至快速機動狀態(tài)。類似地，Maryland大學(xué)也研制了一款重量為62 g，拍動頻率22 Hz的攜帶電池可飛的微型飛行器樣機(圖2d)。

自美國提出MAV概念后，其他國家也對MAV的研制表現(xiàn)出了濃厚的興趣，并進行了相關(guān)研究，取得了一定的成果。其中最具代表性的是荷蘭代爾夫特大學(xué)設(shè)計的Delfly系列微型撲翼飛行器(圖3a)及德國Festo公司研制的仿蝴蝶(eButterfly，圖3b)微型飛行器以及韓國Konkuk大學(xué)研制的拍動翼飛行器(圖3c)。

(a) 荷蘭代爾夫特大學(xué)研制的Delfly(b) 德國Festo公司研制的eButterfly (c) 韓國研制的Flapping aircraft

圖3其他西方國家研制的仿生微型飛行器

Fig.3Bionicmicroairvehiclesdevelopedbytheothercountries

Delfly為例，它的研制是荷蘭代爾夫特大學(xué)在荷蘭應(yīng)用科學(xué)研究中心支持下完成的。Delfly系列微型撲翼飛行器的設(shè)計開始于2005年，至目前為止已經(jīng)經(jīng)歷了Delfly I (2005年)、Delfly II(2007年，圖4a)、Delfly Micro(2008年)、Delfly Explorer (2013年)等型號。Delfly的眾多改型中都具有成像系統(tǒng)和機載電源系統(tǒng)。Delfly Micro是其中尺寸最小、重量最輕的，其翼展長約10cm，裝載相機后起飛重量約3.07g，是吉尼斯認證的世界上最小的飛行器。Delfly II之后的各型號均具有獨立的室內(nèi)飛行能力，可完成懸停、快速前飛等動作。Delfly Explorer 更已具備未知環(huán)境內(nèi)障礙規(guī)避能力。

1.2 國內(nèi)研究進展

國內(nèi)科研機構(gòu)針對微型飛行器的研究起步也較早。南京航空航天大學(xué)1998年就成立了微型飛行器研究中心，在國內(nèi)較早地開展了微型飛行器相關(guān)的基礎(chǔ)理論、實驗技術(shù)和研制關(guān)鍵技術(shù)的研究，并研制了多種型號的仿生微型飛行器，如國內(nèi)第一架微小型可控撲翼飛行器(圖4a)。上海交通大學(xué)也著重開展了微型飛行器相關(guān)的MEMS、空氣動力學(xué)等領(lǐng)域的研究，并制作了80 mg的仿蜂類微型飛行器樣機(圖4b)。北京航空航天大學(xué)也先后開展了仿蜂鳥微型飛行器及仿生撲旋翼研制(圖4c和4d)。此外，國防科技大學(xué)、東南大學(xué)、哈爾濱工程大學(xué)等機構(gòu)也開展了微型飛行器的研究和樣機的研制。

以北京航空航天大學(xué)研制的仿蜂鳥微型飛行器為例。該飛行器重約25 g，翼展長20 cm，拍動頻率最大可達35 Hz，當前已實現(xiàn)飛行器穩(wěn)定懸停及簡單機動。

(a) 南京航空航天大學(xué)研制的夜鶯 (b)上海交通大學(xué)研制的仿昆蟲微型飛行器

(c) 北京航空航天大學(xué)研制的仿蜂鳥微型飛行器 (d) 北京航空航天大學(xué)研制的撲旋翼飛行器

圖4國內(nèi)研制的仿生微型飛行器

Fig.4BionicmicroairvehiclesdevelopedinChina

目前，盡管國內(nèi)微型仿生撲翼飛行器研究啟動較早，也取得了一定的成績，但相比于歐美等國家研制的MAV仍有較大的差距，主要體現(xiàn)在飛行器尺寸和重量相對較大、機構(gòu)設(shè)計手段和飛行控制手段單一且功能簡單、MEMS應(yīng)用有限。相比西方國家的MAV能夠攜帶電源自主飛行，并可攜帶照相、攝像設(shè)備、通訊系統(tǒng)、GPS導(dǎo)航定位等設(shè)備，可完成實時錄像和數(shù)據(jù)傳輸?shù)裙δ埽壳皣鴥?nèi)研制的MAV僅部分能夠?qū)崿F(xiàn)帶電源飛行，大部分尚不能進行帶載荷、任務(wù)飛行，距離實用化還有很長的距離。

2 仿生微型飛行器空氣動力學(xué)研究進展

過去20多年，科學(xué)界對昆蟲飛行的高升力機制，如打開合攏機制[6-7]、延遲失速[8-9]等已經(jīng)比較清楚，同時伴隨著微機電加工制造工藝的進步，使仿生微型飛行器的研制成為可能。這其中，仿生微型飛行器空氣動力學(xué)研究主要是為了驗證仿生機理，并在微型飛行器上予以實現(xiàn)；通過對微型飛行器仿生布局及撲翼運動進行探究，明確設(shè)計參數(shù)對其氣動特性、能耗及效率的影響，一方面驗證設(shè)計方案是否滿足升力等設(shè)計要求，另一方面為動力、導(dǎo)航、控制等系統(tǒng)的選型和研制提供依據(jù)。

2.1 仿生微型飛行器空氣動力學(xué)研究方法

2.1.1 實驗研究

實驗測量是對仿生飛行主要的空氣動力學(xué)機理進行探究的重要途徑，也是觀測微型飛行器非定常運動、測量氣動力和力矩數(shù)據(jù)等最直接的研究手段。

微型飛行器尺寸小，速度低，繞MAV的流動為不可壓低雷諾數(shù)流動，通常在空氣或液體介質(zhì)中[9-12]進行實驗。在空氣中進行實驗，能夠直接、真實模擬微型飛行器的運動，測量結(jié)果反映真實情況。但由于空氣密度低，撲翼產(chǎn)生的力較小不宜測準，因而對力傳感器的量程和測量精度都提出了較高的要求。在液體中開展實驗時，由于液體密度大，黏性大，為保證Re不變，可增大尺寸，這樣所測氣動力的值會相對較高，這大大降低了對測力裝置的要求。此外，液體黏性強，在保證Re下，也可降低拍動頻率，使翼的運動速度減小，借助氣泡[13-14]、PIV[15]等設(shè)備可更好地研究拍動翼的流場細致結(jié)構(gòu)，更便于流動機理的研究。圖5為國內(nèi)外科研機構(gòu)較為典型的水洞實驗設(shè)備示例。其中圖5(a)為美國密歇根大學(xué)的水洞[16]，實驗段尺寸為0.61 m×0.61 m(寬×高)，來流速度可調(diào)范圍為0.06～0.4 m/s，來流湍流強度可控制在1%以下。圖5(b)為南洋理工大學(xué)的水洞實驗臺[17]，該水洞裝置收縮比為1:6，實驗段尺寸為0.3 m×0.3 m×1.0 m，流動的不均勻度與湍流強度在進行MAV尺度的實驗時均小于1%。

圖5 國內(nèi)外研究機構(gòu)使用的風(fēng)洞和水洞示例Fig.5 Wind tunnels and water tunnelsin MAV research

氣動力的變化與翼周圍的流場變化息息相關(guān)，往往也是通過對翼周圍流場結(jié)構(gòu)的研究來揭示拍動翼的仿生力學(xué)原理。因此，觀測翼非定常運動引起的流場結(jié)構(gòu)，特別是渦結(jié)構(gòu)的演變，一直是拍動翼非定常氣動力實驗研究的重要內(nèi)容。在過去的10年中，染色線法[18-19]、氣泡法[13-14]及PIV(Particle Image Velocimetry，粒子圖像測速法)手段[15]都被廣泛地使用(如圖6所示)，極大推進了拍動翼非定常空氣動力學(xué)及渦動力學(xué)的研究。

MAV的氣動力的量值很小，一般最大為幾百g，且呈現(xiàn)高頻周期性變化，這都對氣動力測量裝置的精度和靈敏性提出了較高的要求[20]。例如，圖5(a)所示的密歇根大學(xué)的水洞配套使用的型號為ATI mini40的六分量力傳感器，其在翼型截面上的量程為±80 N，垂直于橫截面方向的量程為±240 N，三個方向的力矩的測量量程則均為±4 N·m，力與力矩的靈敏度則分別為1/50N與1/2000 N·m。而西北工業(yè)大學(xué)為其微型飛行器專用風(fēng)洞設(shè)計的配套三分力微量程天平[21]，升力量程為±500 g，阻力量程為±300 g，縱向力矩量程為150 g·m，測量精度(相對均方根誤差)分別可達0.5%、0.9%和0.2%，靈敏度為0.1 g和0.1 g·m。

(a) 煙線法

(b) 染色線法

(c) 水洞氣泡法

此外，仿生微型飛行器空氣動力學(xué)研究的一項重要內(nèi)容是柔性對翼氣動特性的影響，這對柔性變形的準確觀測提出了較高的要求。過去的幾十年中，高幀率和高分辨率圖像拍攝設(shè)備的出現(xiàn)也使圖像拍攝系統(tǒng)更為成熟。常見的圖像拍攝系統(tǒng)[22-23]通常由三臺或者三臺以上高速攝像機和配套光源系統(tǒng)組成，各相機之間同步拍攝。高速相機拍攝幀率根據(jù)翼拍動運動頻率確定，大多能夠滿足1000 fps的拍攝要求。為了便于獲取翼的變形規(guī)律，翼上通常標記有記號點[24-25]。后期通過圖像處理技術(shù)進行運動和變形重構(gòu)。圖7給出了佛羅里達大學(xué)撲翼實驗裝置，整個實驗裝置由拍動翼模型、三臺高速相機、力傳感器組成。圖8給出了北京航空航天大學(xué)用于微型撲旋翼飛行器運動觀測用的翼模型和實驗測量裝置[26]，其中翼上帶有標記點，便于后期特征運動分析。

2.1.2 數(shù)值研究

隨著計算機技術(shù)的發(fā)展，數(shù)值仿真技術(shù)也得到了飛速發(fā)展，其在微型飛行器空氣動力學(xué)的研究中發(fā)揮了越來越大的作用。在撲翼氣動力求解過程中，主要有準定常方法[27-29]、面元法[30-31]、求解Euler方程方法[32]以及格子Boltzmann法[33]等。

圖7 佛羅里達大學(xué)撲翼實驗裝置Fig.7 Experimental device of University of Florida

圖8 北京航空航天大學(xué)微型撲旋翼運動觀測翼模型及設(shè)備Fig.8 Experimental device of Beihang University

準定常理論[27-29]是從傳統(tǒng)翼型和機翼理論的基礎(chǔ)上發(fā)展而來的，在該理論中翼拍動的某個瞬時狀態(tài)被認為是定常運動。利用類似傳統(tǒng)翼型理論來估算瞬時翼上的氣動力。但與傳統(tǒng)翼型理論不同的是該升力線斜率有所不同，考慮了非定常高升力機制的影響。此外，翼非定常運動產(chǎn)生的附加質(zhì)量力也在氣動力計算中予以考慮。準定常理論在非定常氣動力估算與優(yōu)化、飛行力學(xué)模型建立與分析等方面有廣泛的應(yīng)用。

準定常理論雖能較快獲得翼瞬時氣動力，但不能獲得翼表面的壓力信息及翼周圍的流場信息。為提高計算精度，獲得更豐富的流場信息，發(fā)展了面元法。面元法[30-31]基于速度勢理論，將流場假定為不可壓、無黏、無旋流動，此時流場中存在的速度位函數(shù)滿足拉普拉斯方程。利用格林公式，將此控制方程轉(zhuǎn)化為表面積分方程。通過在機翼表面布置一系列的偶極子和面元等(圖9)來刻畫機翼表面流動。通過求解偶極子和面元強度來間接計算機翼表面壓強分布，獲得機翼的氣動力及力矩。但面元法的原理決定了它不能充分考慮黏性的影響，因而在估算低雷諾數(shù)下?lián)湟碜枇r方面存在較大的誤差。

為了研究黏性帶來的影響，更準確揭示低雷諾數(shù)下的仿生飛行機理，人們開發(fā)了不可壓N-S方程求解算法和程序，主要有渦量流函數(shù)法、泊松方程法、壓強連結(jié)方程法(也稱Simple方法)以及擬壓縮性方法等[32]。不可壓N-S方程為橢圓型，在求解過程中，壓強的擾動信息會瞬間傳遍全場，無法采用時間推進求解方法，因此早期渦量流函數(shù)法、泊松方程法及Simple方法等，大都采用壓力與速度項解耦求解的方式。該類方法需反復(fù)修正壓強和速度，收斂很慢。后來，一種能夠?qū)崿F(xiàn)壓強與速度同時求解的擬壓縮性算法被提出。Rogers等[34-35]設(shè)計了非定常形式的擬壓縮性算法，該算法通過引入虛擬時間層，將不可壓N-S方程由橢圓型轉(zhuǎn)換為拋物型，在虛擬時間層上應(yīng)用時間推進算法求解，實現(xiàn)了壓力與速度的耦合求解，大大提高了求解效率。

圖9 面元法計算得到的一個拍動周期后的翼后緣尾跡[31]Fig.9 Wake of flapping wing calculated by surface panel method after a flapping cycle[31]

傳統(tǒng)的數(shù)值方法大多都是基于貼體網(wǎng)格，需要引入變形網(wǎng)格、多塊網(wǎng)格以及嵌套網(wǎng)格等技術(shù)來處理運動物體的復(fù)雜運動，這不僅降低了流場求解的整體效率，也降低了數(shù)值求解的精度。近年來，一些基于笛卡爾網(wǎng)格的數(shù)值算法逐漸流行起來。在這些算法中，由于網(wǎng)格無需隨運動物體而變化，因而相對簡單高效。這類算法典型的包括浸潤邊界法和格子Boltzmann法[33]。其中格子Boltzmann法因計算簡單，容易編程，具有良好的并行性和可擴展性，對大規(guī)模非定常流動問題的計算具有很大的優(yōu)勢，可以獲得更為細致的流場微觀結(jié)構(gòu)，在多翼、翼身干擾等復(fù)雜氣動干擾問題尤其具有優(yōu)勢，因此在仿生微型飛行器空氣動力學(xué)的研究中的應(yīng)用日益廣泛。

2.2 空氣動力學(xué)機理

仿生微型飛行器仿照自然界飛行生物的高升力機理進行設(shè)計。自然界中生物飛行升力產(chǎn)生的主要機制(如昆蟲飛行采用的打開合攏[6-7]及延遲失速[8-9]等機制)均在仿生微型飛行器的設(shè)計中得到了證實和應(yīng)用。

2.2.1 打開合攏機制

打開合攏機制是最早的用來解釋昆蟲飛行升力產(chǎn)生的機制。該機制由Weis-Fogh[6]提出，用于解釋臺灣小黃蜂翅產(chǎn)生高升力的原因。Weis-Fogh發(fā)現(xiàn)臺灣小黃蜂懸停飛行下，先將兩翅合攏至一起，然后將其打開至水平線上，如圖10。之后，Cheng和Sun[7]也利用更高分辨率的高速相機拍攝了翅的這一運動。翅合攏將空氣擠出，而當翅打開時，空氣會迅速填補。在打開運動期間，每片翅周圍的空氣都獲得了方向“正確”的環(huán)量，從而產(chǎn)生了附加的升力，如圖10所示。后續(xù)針對打開合攏運動的PIV流動觀測及測力實驗及數(shù)值仿真計算[7]也分別表明打開合攏機制可以有效地增加氣動升力。自然界中的諸多飛行生物，如蛾、蝴蝶、果蠅、黃蜂等，也都通過打開合攏機制提高氣動效率。在當今，眾多的仿生微型飛行器，如荷蘭代爾夫特大學(xué)研制的Delfly系列飛行器[22, 24](圖11)及韓國大學(xué)研制的采用X型翼布局以及大拍動幅度的設(shè)計的仿昆蟲微型飛行器[36](圖12)。對于此兩種飛行器空氣動力學(xué)的研究均發(fā)現(xiàn)，打開-合攏機制均在翼翻轉(zhuǎn)過程中對升力產(chǎn)生有所貢獻，類似于昆蟲拍動的流場結(jié)構(gòu)[37]也同樣被觀測到(圖13)。

圖10 打開合攏機制的示意圖Fig.10 A sketch of mechanism of claps and flings

圖11 Delfly II翼在一個周期內(nèi)的拍動運動圖像[24]Fig.11 Wing flapping motion images over a wingbeat of Delfly Ⅱ wing[24]

圖12 Phan等人研究的微型飛行器一個周期內(nèi)的拍動圖像[36]Fig.12 Flapping image wing in a wingbeat captured by Phan et al[36]

2.2.2 延遲失速機制

前緣渦延遲失速[27-28]是昆蟲飛行能夠產(chǎn)生并維持高升力的最重要的機制。前緣渦的延時分離使得撲翼能夠在較長時間內(nèi)維持較高的升力。前緣渦與升力密切相關(guān)，因而其產(chǎn)生、發(fā)展及穩(wěn)定性問題一直以來都是當前仿生微型飛行器空氣動力學(xué)研究關(guān)注的重點。

圖13 有無打開-合攏效應(yīng)的拍動翼弦向渦量場及速度矢量[37]Fig.13 Flapping wing vorticity and velocity vector with and without “claps and flings” mechanism[37]

眾多學(xué)者采用不同的實驗手段(如氣泡實驗、煙線法、PIV等)或數(shù)值求解方法[38-39]均在拍動翼上發(fā)現(xiàn)和證實了前緣渦的存在(圖6)。隨著更高精度的渦量場觀測[40]也發(fā)現(xiàn)了前緣渦更為復(fù)雜的渦結(jié)構(gòu)及其演化及發(fā)展運動(圖14)。Harbig等[41]研究發(fā)現(xiàn)了前緣渦生成、脫落再附著直至當前緣渦強度超過一定的值從翼表面脫落的整個過程。當展弦比增大時，較小的Re數(shù)下出現(xiàn)雙渦結(jié)構(gòu)及渦破裂。前緣渦在距翼根約2倍弦長處就覆蓋在上翼面。隨著翼展弦比增加，前緣渦的上述變化更為迅速。上述變化在Phillips等[42](圖15)、Han等[43]的實驗及Garmann等[44]的數(shù)值仿真中得到證實。該現(xiàn)象更為清晰地揭示了前緣渦的發(fā)展過程，增加了人們對前緣渦形成機制的認識。

圖14 不同展弦比和拍動幅度下的撲翼細致渦結(jié)構(gòu)[40]Fig.14 Vortex structure with different aspect ratio and wing flapping amplitude[40]

圖15 不同展弦比條件下翼表面渦結(jié)構(gòu)[42]Fig.15 Vortex structure on wing surface in different aspect ratio[42]

前緣渦并非在所有條件下均能穩(wěn)定存在，究竟是何種機制維持了前緣渦的穩(wěn)定也是仿生微型飛行器空氣動力學(xué)研究的熱點問題之一。研究人員相繼提出了諸多觀點來解釋這一問題，包括展向流穩(wěn)定機制[8,45]及下洗流與翼尖渦穩(wěn)定機制[46-47]等。由于二維平動中翼的前緣渦不穩(wěn)定狀態(tài)(圖16a，b)，而類似條件的旋轉(zhuǎn)三維翼的前緣卻是穩(wěn)定的(圖16c)，因此Lentink和Dickinson[13]提出是翼旋轉(zhuǎn)離心加速度與科氏加速度穩(wěn)定了前緣渦。通過旋轉(zhuǎn)坐標系下無量綱形式的N-S方程分析發(fā)現(xiàn)，該方程中離心加速度與科氏加速度兩項前的系數(shù)都是Rossby數(shù)的倒數(shù)，因而據(jù)此推斷低Rossby數(shù)(即離心加速度與科氏加速度前的系數(shù)較大)有利于前緣渦的穩(wěn)定。Rossby數(shù)實際上等效為翼的展弦比，即低Rossby數(shù)條件就是小展弦比條件。統(tǒng)計自然界中許多昆蟲、蜂鳥、蝙蝠以及鳥類的翅膀?qū)?yīng)的Rossby數(shù)發(fā)現(xiàn)，其值大多集中在1的量級上，這被認為是這一理論正確性的間接證明。

圖16 前緣渦穩(wěn)定性實驗測試(a)-(b)不穩(wěn)定前緣渦;(c)穩(wěn)定前緣渦Fig.16 Experimental test on the stability of the leading edge vortex

Harbig等[41]后續(xù)發(fā)現(xiàn)改變翼展弦比和前進比可改變前緣渦穩(wěn)定性。但是在懸停狀態(tài)，展弦比在3～7的范圍內(nèi)前緣渦都能夠保持穩(wěn)定，只有在更高的前進比和展弦比條件下才能得到不穩(wěn)定的前緣渦(圖17)。他們[48]將Lentink和Dickinson等[13]推導(dǎo)無量綱N-S方程中使用的長度參考量改為展長后發(fā)現(xiàn)，懸停時Rossby數(shù)則恒為1。在大前進比前飛時，翼下拍過程的Rossby數(shù)將遠大于1，而此時的前緣渦會發(fā)生分離。因此，他們認為用展長作為長度參考量獲得的Rossby數(shù)作為判斷前緣渦是否會分離的依據(jù)更為恰當?？偟膩碚f，盡管研究人員從多個角度對前緣渦的穩(wěn)定機制提出了諸多假設(shè)，這些理論使得前緣渦穩(wěn)定性問題有了更為深刻的認識，但是這些論斷都沒有獲得足夠的證據(jù)支持，該問題后續(xù)仍需要進一步的研究。

圖17 前緣渦穩(wěn)定性與展弦比及前進比之間的關(guān)系[41]Fig.17 Relationship between the stability of the leading edge vortex and the aspect ratio as well as advanced ratio[41]

2.3 設(shè)計應(yīng)用

2.3.1 氣動總體設(shè)計方法及參數(shù)優(yōu)化

仿生微型飛行器的研制需要明確其整體氣動特性，即關(guān)注設(shè)計參數(shù)對飛行器總體氣動力的影響規(guī)律，并據(jù)此開展微型飛行器氣動總體設(shè)計。仿生微型飛行器總體設(shè)計參數(shù)主要有幾何參數(shù)(如翼面積、展長、展弦比及根稍比等)及運動參數(shù)(如拍動頻率、拍動幅度以及拍動運動模式等)。如何根據(jù)仿生微型飛行器的設(shè)計目標(如飛行器重量、尺寸等)，確定微型飛行器的設(shè)計參數(shù)是仿生微型飛行器設(shè)計的重要內(nèi)容。

仿生微型飛行器初始設(shè)計階段設(shè)計參數(shù)的選擇通常以下幾種方法[49]：一種是根據(jù)給定的設(shè)計目標條件，參考仿生飛行生物的統(tǒng)計參數(shù)[50]，依據(jù)經(jīng)驗公式來確定;另一種是參考現(xiàn)在已經(jīng)研制出的其他微小型飛行器[49-51]的統(tǒng)計參數(shù)來確定。圖18給出了現(xiàn)在已研制的仿昆蟲微型飛行器重量與翼展關(guān)系圖。除此之外，還有一些新型的概念設(shè)計方法被提出。如Whitney和Wood[52]將飛行器系統(tǒng)簡化為動力-機構(gòu)-翼模型，基于葉素理論及動力學(xué)線化理論建立了理論模型，之后采用能量分析的方法確定了動力系統(tǒng)及電池重量。Hassanalian等[49]也建立了一種計算算法，在他們的算法中，將飛行器總體設(shè)計的過程劃分為任務(wù)分析、飛行模式確定、平面形狀及展弦比確定、約束分析及重量估算等幾個步驟(圖19)，結(jié)合一些經(jīng)驗公式確定仿生微型飛行器上將采用的拍動頻率、St數(shù)、減縮頻率、前進比及拍動角等參數(shù)。

圖18 現(xiàn)有仿昆蟲微型飛行器重量與翼展的關(guān)系圖[51]Fig.18 Relationship between the weight of bionic flapping MAVs and the wingspan[51]

圖19 拍動翼參數(shù)確定流程圖[49]Fig.19 Flow diagram to determine the parameters of flapping wing[49]

基于仿生對象或者仿生飛行器各項參數(shù)建立的統(tǒng)計數(shù)據(jù)或經(jīng)驗公式通常用于建立仿生微型飛行器氣動總體設(shè)計的初始方案。但初始方案通過模型機構(gòu)、翼設(shè)計以及動力系統(tǒng)完成仿生微型飛行器原理樣機后并不能完全滿足設(shè)計的要求。因此仍需要對設(shè)計方案進行細化與改進，此時主要調(diào)整翼的幾何和結(jié)構(gòu)屬性參數(shù)。一般都通過實驗測試開展[53-54]，這主要考慮兩方面的因素：一方面是數(shù)值仿真不能準確地計算翼能耗，拍動翼的能耗由氣動力和慣性力貢獻，有正有負，當前對于負功在能耗中的計算方法仍然存在爭議，且慣性功大小受翼結(jié)構(gòu)顯著影響，因此并不能準確估算能耗特性；另一方面的原因是，特殊翼布局形式(如X型撲翼)、結(jié)構(gòu)形式等導(dǎo)致翼真實運動較為復(fù)雜，理論計算結(jié)果會與真實出現(xiàn)較大的偏差，相比數(shù)值計算方法，實驗測試技術(shù)得到的結(jié)果更真實。表1和圖20分別給出了Nan等[53]和Keennon等[2]研制一種仿蜂鳥的微型飛行器時所測試的翼模型參數(shù)及其它參數(shù)。在該模型中，他們通過變化翼的結(jié)構(gòu)和尺寸，測試了攻角、展弦比、根稍比、面積二階矩位置、翼面積等幾何參數(shù)以及翼結(jié)構(gòu)等設(shè)計參數(shù)對氣動力的影響。通過實驗測量的方法得到不同功率條件下、不同翼模型的升力值，構(gòu)建了升力隨設(shè)計參數(shù)的曲線族。通過對曲線族的分析對比，得到了在給定功率條件下最佳的翼設(shè)計方案。該流程也在哈佛大學(xué) Robobee飛行器翼的設(shè)計過程中使用。

當前，多種仿生微型飛行器布局都可以實現(xiàn)懸停飛行，但針對不同的設(shè)計指標如何進行布局選擇不甚清楚。針對該問題，不同的實驗室也開展了一系列的研究，以期對微型飛行器氣動布局的選擇提供指導(dǎo)。Lentink等[55]與Kruyt等[56]基于相同的翼模型測量了翼旋轉(zhuǎn)和拍動的氣動效率，發(fā)現(xiàn)旋翼效率高于相同情況的撲翼。Kruyt等[56]進一步對比發(fā)現(xiàn)Hummingbird翼和商用微型旋翼氣動效率接近。這些與先前結(jié)論不同的主要原因是翼的結(jié)構(gòu)有所差別。Wu等[57]系統(tǒng)地對比了四種可懸停的微型飛行器氣動布局，即旋翼、水平撲翼、豎直撲翼及撲旋翼的升力產(chǎn)生能力和氣動效率(圖21)。研究發(fā)現(xiàn)，當升力系數(shù)要求不高時，旋翼是氣動效率最高的布局，但當需要較高時，只有撲旋翼能夠滿足這一要求。這一結(jié)論在Re數(shù)高于2000、拍動幅度大于70°的情況下仍然適用。而當小Re數(shù)(如<500)、小拍動幅度(如<70°)、小展弦比(如=3)，水平撲翼和撲旋翼都能夠以較高的效率產(chǎn)生較高的升力。但是這種考慮與實際仍一定的差距，在實際應(yīng)用中，一般只給出升力的要求，而不對Re數(shù)進行限制。基于這一實際情況，他們[58]基于特定的升力要求對比了可變Re數(shù)下四種布局的功率消耗，發(fā)現(xiàn)如果四種布局以最高升力或最高效率的攻角產(chǎn)生升力，撲旋翼和旋翼分別是氣動效率最高的方案。但總的來看，旋翼仍是最省功的布局形式。

2.3.2 翼柔性影響及其設(shè)計

微型飛行器的翼仿造自然界中的昆蟲翅結(jié)構(gòu)，質(zhì)量輕，結(jié)構(gòu)剛度較小，在運動過程中會發(fā)生明顯的柔性變形。針對昆蟲翅柔性的研究表明,柔性能夠?qū)Τ釟鈩恿Ξa(chǎn)生較為顯著的影響[59-62]。仿昆蟲微型飛行器設(shè)計也期望通過柔性設(shè)計實現(xiàn)改進飛行器氣動性能的目標。此外，當前飛行器翼材料和結(jié)構(gòu)設(shè)計使得翼在運動過程中產(chǎn)生的真實運動與飛行器期望實現(xiàn)的運動之間存在一定的偏差，導(dǎo)致氣動特性的變化，因而也需要明確真實翼的氣動性能。

表1 仿蜂鳥的微型飛行器測試翼幾何參數(shù)[53]Table 1 The geometric parameters of the wing of a hummingbird like MAV[53]

圖20 仿蜂鳥的微型飛行器測試翼[2]Fig.20 Wing of a hummingbird like microair vehicle in experiments[2]

圖21 四種典型微型飛行器氣動布局氣動效率的對比[57]Fig.21 Aerodynamic efficiency comparison of four typical wing configuration[57]

在該問題中，首先要弄清的是仿生翼變形的支配因素及翼變形運動規(guī)律。Combes和Daniel[63]在空氣和氦氣中對真實鷹蛾翼的變形運動進行測量，結(jié)果發(fā)現(xiàn)盡管流體介質(zhì)的密度降低了85%，但它對翼的彎曲變形幅度的影響較弱，這表明翼的變形主要是由慣性力導(dǎo)致的。鮑麟[64]、昂海松[65]以及Yin[66]等采用數(shù)值仿真的方法也驗證了這一結(jié)論。慣性力在翼的柔性變形中占主導(dǎo)作用在很大程度上簡化了后續(xù)微型飛行器翼變形影響分析及翼設(shè)計的難度，并在后續(xù)探究柔性對氣動力的影響的研究中被廣泛采用。過去借助高速攝像技術(shù)多個課題組對蝗蟲[59]、蜻蜓[25]、蠅[67]等昆蟲翅運動進行了拍攝，準確測量了柔性精確的變形規(guī)律，普遍將變形分為展向彎曲、展向扭轉(zhuǎn)及其弦向彎度變形等三種類型[59-60]，這為微型飛行器翼變形的測量提供了參考。微型飛行器翼的設(shè)計參考昆蟲翅的結(jié)構(gòu)設(shè)計，但由于翼普遍采用桿加膜的方案，結(jié)構(gòu)過于簡單，與昆蟲翅結(jié)構(gòu)相差甚遠，因而翼的變形運動規(guī)律及因此產(chǎn)生的氣動特性也與昆蟲翅的存在較大的偏差。因此，在微型飛行器研究的過程中，越來越多的實驗室對真實飛行器翼的變形運動進行測量或仿真計算，獲取了更為準確的翼運動規(guī)律[22, 24-26]，以此作為氣動力分析的輸入條件，明確氣動力的變化規(guī)律。圖22給出了Wu等[26]針對微型仿生撲旋翼的翼運動學(xué)測量結(jié)果。

以實驗或者數(shù)值仿真得到的翼變形規(guī)律為輸入，進一步對柔性翼的氣動特性進行研究。Young等[59]測量了蝗蟲前飛的翅變形隨時間的變化，并采用數(shù)值方法計算了變形對氣動力和能耗的影響，發(fā)現(xiàn)變形能顯著降低飛行能耗。Du和Sun[61]基于Walker的觀測數(shù)據(jù)，進一步分析了變形對升力影響及其原因。他們發(fā)現(xiàn)，相比剛性翼，柔性引入能夠增加10%升力，減小5%的氣動功，這分別是由翼的彎度和展向扭轉(zhuǎn)引起的。Liu等[68]采用流固耦合數(shù)值仿真對鷹蛾翼的分析也得到相同的結(jié)論。昆蟲翅柔性的研究也帶動了仿生微型飛行器翼柔性的研究。針對拍動翼柔性的研究[59-61]表明：適當?shù)娜嵝宰兓軌驇硗屏蜕Φ脑黾?，并在一定程度上改進翼的推進效率。但并非所有的柔性都對推力特性的改善有益。柔性對推力的促進作用隨著St數(shù)、來流速度等也有所變化。如Heathcote等[68-69]發(fā)現(xiàn)引入一定程度的弦向和展向柔性是有利的，但引入更強的柔性卻是不利的。但何種柔性更有利于推進效率取決于振蕩頻率的大小[68-69]。針對柔性翼結(jié)構(gòu)布局[71]或結(jié)構(gòu)剛度[72-73]對翼氣動力的影響也開展了一些實驗，也發(fā)現(xiàn)適當?shù)娜嵝圆拍芷鸬酱龠M作用。Wu等[71]研究機翼結(jié)構(gòu)形式(圖23)發(fā)現(xiàn)，機翼結(jié)構(gòu)對推力的產(chǎn)生是極其關(guān)鍵的，但同時指出只有特定模態(tài)下產(chǎn)生的被動變形才能有效地產(chǎn)生推力。Zhao等[72-73]研究不同材質(zhì)、厚度的單純薄膜翼弦向柔性剛度對氣動特性的影響，結(jié)果如圖24所示。他們研究發(fā)現(xiàn)，薄膜機翼的氣動特性隨弦向剛度的減弱而變差(升力減小，升阻比減小)，增強翼剛度會帶來更大升力和阻力。但是大攻角下，柔性翼更有利于升力的產(chǎn)生。此外，考慮到自然界中生物翅均有翅脈支撐，Zhao等還測試了帶翼脈支撐的柔性翼的氣動特性，結(jié)果顯示，帶翼脈支撐下柔性翼的剛度增加能夠提高翼的氣動特性。Qi等[74]、Jaworski等[75]及Sallstrom[76]也均表明為了獲得較大的推力或者升力需要對翼的柔性進行仔細的設(shè)計。

圖22 仿生微型撲旋翼運動學(xué)規(guī)律[26]Fig.22 Kinematics of biomimetic micro rotary wing[26]

柔性對翼的氣動特性可產(chǎn)生積極的影響，越來越多的研究除了只關(guān)注柔性變形對翼氣動特性究竟有何影響外，還考慮如何通過空氣動力學(xué)結(jié)合結(jié)構(gòu)分析設(shè)計出性能更優(yōu)良的翼。因此，翼結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計[77]、結(jié)構(gòu)及運動學(xué)全局優(yōu)化設(shè)計[78-81]等問題得到廣泛關(guān)注。

仿生翼結(jié)構(gòu)分析和優(yōu)化大多采用數(shù)值方法進行。當前，有限元、有限差分、邊界元方法等結(jié)構(gòu)變形求解程序，有限差分、有限體積及有限元方法等流場求解程序都已很成熟。流固耦合求解程序大多結(jié)合現(xiàn)有兩種程序，采用松耦合方法進行構(gòu)建，即在每個流固耦合求解周期內(nèi)依次進行流場和變形信息求解。當前流固耦合數(shù)值仿真已經(jīng)成為柔性翼氣動特性分析的有效工具。相關(guān)工作可以參見Shyy等的綜述文章[82]。

現(xiàn)在，利用流固耦合數(shù)值仿真程序，結(jié)合梯度法等優(yōu)化方法構(gòu)建仿生翼結(jié)構(gòu)優(yōu)化方法開展拍動翼結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計?；谔荻确ǎ琒tanford等構(gòu)建了懸停柔性拍動翼運動學(xué)參數(shù)及結(jié)構(gòu)參數(shù)的優(yōu)化方法。通過基于共旋近似的更新Lagragian格式構(gòu)建了非線性結(jié)構(gòu)求解器求取結(jié)構(gòu)變形，利用二維準定常葉素理論計算翼氣動力。優(yōu)化過程中，選取優(yōu)化變量，計算目標參數(shù)(如峰值功率系數(shù)等)對單獨變量改變時的梯度，并據(jù)此進行目標參數(shù)優(yōu)化。從某次針對功率系數(shù)峰值為目標、以撲翼厚度和弦長為優(yōu)化變量的優(yōu)化過程看，經(jīng)過結(jié)構(gòu)設(shè)計優(yōu)化，峰值功率系數(shù)較之剛性翼的結(jié)果降低65%。在此算法的基礎(chǔ)上，該課題組還將翼結(jié)構(gòu)設(shè)計與運動學(xué)規(guī)律設(shè)計、機構(gòu)設(shè)計[80](圖25)等結(jié)合在一起，也取得了一定的效果。Stanford等人的優(yōu)化中，將整個翼仍然基于同一種材料模擬，這與真實翼的設(shè)計仍有一定的差距。Choi和Park[81]按照機翼為真實“桿+膜”結(jié)構(gòu)的設(shè)計方案來進行多學(xué)科優(yōu)化，以實現(xiàn)推力和推進效率的最大化。在優(yōu)化模型中，桿被簡化為高密度的膜，通過對高密度區(qū)域的識別來確定桿的位置。這種優(yōu)化方法更為接近于真實模型，為翼的優(yōu)化設(shè)計提供一種有效思路。

圖24 不同膜材料的翼阻力系數(shù)與升力系數(shù)隨攻角的變化[72]Fig.24 Variation of drag and lift coefficient with angle of attack for wing with different membrane materials[72]

圖25 結(jié)構(gòu)與機翼拓撲優(yōu)化Fig.25 Topology optimization of wing structure

3 未來發(fā)展方向

3.1 其他仿生高升力機制的應(yīng)用

自然界中的昆蟲種類眾多，除當前研究的雙翅目昆蟲外，還有一些昆蟲飛行的空氣動力學(xué)原理仍不十分清楚，還有待進一步的解釋。過去人們對蠅、蜂、蛾、蜻蜓、蝗蟲等昆蟲開展了大量的研究，揭示了“打開-合攏”、“延遲失速”、“快速翻轉(zhuǎn)”等高升力機制。但自然界中還存在一些形態(tài)和運動較為特殊的昆蟲，如蝴蝶和瓢蟲等(圖26)。目前針對這些昆蟲的空氣動力學(xué)問題研究相對較少，應(yīng)用也較少。從形態(tài)學(xué)上講，一些蝴蝶身體和翅膀尺寸相對較大、翅膀展弦比小、不同種類的蝴蝶身體形態(tài)和重心位置差別較大，而瓢蟲的形態(tài)學(xué)特點則是具有一對硬殼在柔性翼的上方。從運動學(xué)上講，蝴蝶翅膀拍動頻率較低、拍動運動只有一個主要的自由度(其它昆蟲一般是2～3個)、身體隨翅膀拍動大幅晃動、腹部相對頭胸部具有明顯的運動；而瓢蟲在飛行過程中，柔性翼反復(fù)拍動，硬殼展開在柔性翼上方，這明顯不同于大多數(shù)昆蟲僅采用拍動翼產(chǎn)生其氣動力。蝴蝶飛行的氣動原理涉及其身體動力學(xué)與翅膀空氣動力學(xué)的耦合，而瓢蟲的高升力機制則涉及剛?cè)犭p翼氣動耦合，當前對于兩類問題都還沒有透徹的研究結(jié)論。兩類昆蟲的空氣動力學(xué)問題較蠅、蜂等雙翅目更為復(fù)雜，因而需根據(jù)它們的特點開展相應(yīng)的運動學(xué)觀測、流場測量及高精度數(shù)值仿真技術(shù)。借鑒上述研究手段，未來應(yīng)著重關(guān)注蝴蝶、瓢蟲翼及本體運動模式，翅膀與身體、翅膀與殼之間的復(fù)雜氣動耦合作用原理等問題。對于此類昆蟲飛行空氣動力學(xué)的深入探究，有利于進一步增加人們對昆蟲飛行高升力機理的認識，進而應(yīng)用于微型飛行器設(shè)計中。

圖26 飛行狀態(tài)下的瓢蟲形態(tài)Fig.26 Ladybird in flight

3.2 仿生翼氣動設(shè)計及優(yōu)化

昆蟲翼是自然界生物進化的結(jié)果，昆蟲翼與其運動相匹配，被認為能夠獲得優(yōu)異的氣動特性。當前，受材料、加工工藝等的影響，仿生的翼結(jié)構(gòu)仍然多采用“桿+膜”的形式。這種布局形式使得一方面仿生微型飛行器機翼較昆蟲翼質(zhì)量重、比強度低，因而翼拍動過程中其慣性力耗功較多，使得電機大部分輸出功率用于克服慣性力做功而非用于克服氣動力做功，在微型飛行器整體重量限制較強、可攜帶電源有限的情況下顯然不利于提升飛行器的升力產(chǎn)生能力。另一方面，“桿+膜”的翼結(jié)構(gòu)形式使得其運動過程中的變形運動與公認的昆蟲翼變形運動形式相差較遠，顯然這一變形運動對于改善翼氣動特性并不是最優(yōu)的。仿昆蟲微型飛行器普遍無尾布局，機翼既是升力和推力的產(chǎn)生部件，也是姿態(tài)控制所需的氣動力矩的產(chǎn)生部件。當前昆蟲飛行姿態(tài)控制時所采用的翼運動控制的相關(guān)理論已經(jīng)清楚，但如何通過對機翼結(jié)構(gòu)的控制，靈活實現(xiàn)上述翼運動規(guī)律進而實現(xiàn)目標姿態(tài)控制仍面臨挑戰(zhàn)，也是未來翼設(shè)計的重要工作之一。因此，未來仍需要從增升、減阻、改善控制特性以及結(jié)構(gòu)強度等多個角度，仿照昆蟲翼開展更高性能的仿生翼的設(shè)計研究，重點解決仿生翼研制過程中新材料、新工藝、新設(shè)計理論和方法等問題。

3.3 仿生飛行力學(xué)及控制

通過對仿生微型飛行器空氣動力學(xué)問題的研究可以解決飛行器“飛得起”的問題。在此基礎(chǔ)上需進一步解決微型飛行器“飛得好”的問題。“飛得好”的問題依賴于飛行器飛行力學(xué)及控制方面的研究。自然界中的昆蟲飛行是不穩(wěn)定的，通過反饋適當控制參數(shù)，進而改變翼的運動參數(shù)實現(xiàn)增穩(wěn)飛行。昆蟲飛行力學(xué)和控制問題的研究可有利地指導(dǎo)微型飛行器設(shè)計。對微型飛行器仿生飛行力學(xué)及其控制的研究可借鑒昆蟲飛行力學(xué)問題研究的思路開展。在明確微型飛行器基本氣動特性的基礎(chǔ)上，開展微型飛行器的飛行力學(xué)和控制的研究。采用實驗或數(shù)值計算的手段明確飛行控制參數(shù)與飛行器氣動力及力矩之間的關(guān)系，構(gòu)建飛行器動力學(xué)模型，明確飛行器飛行動穩(wěn)定性。進而根據(jù)飛行器穩(wěn)定性特征，開展飛行控制問題的研究，重點關(guān)注增穩(wěn)飛行策略和增穩(wěn)飛行系統(tǒng)設(shè)計等關(guān)鍵問題，為實現(xiàn)機動、靈活、高效率的仿生微型飛行器奠定基礎(chǔ)。

4 結(jié)束語

由于仿生微型飛行器在民用和軍事領(lǐng)域的廣闊應(yīng)用前景，世界各國都非常重視仿生微型飛行器的研制。仿生微型飛行器空氣動力學(xué)問題是仿生微型飛行器研制的基礎(chǔ)和前提，過去的二十年得到廣泛的研究，取得了一定的成果。

人們采用實驗測試與理論分析的方法對仿生微型飛行器的空氣動力學(xué)特性進行了研究。經(jīng)過十幾年的發(fā)展，采用縮比模型及實物模型研究飛行器氣動原理及力學(xué)特性已經(jīng)成為實驗測試研究的主流方向。PIV等流動顯示及觀測手段也日益成熟。隨著算法的改進及計算的普及，低階簡化模型及數(shù)值計算流場仿真手段也益成熟，使得高精度氣動力獲取、細致流場結(jié)構(gòu)觀測等成為現(xiàn)實。

懸停狀態(tài)下仿生微型飛行器空氣動力學(xué)機理始終是微型飛行器空氣動力學(xué)問題研究的重點?！按蜷_合攏機制”、“延遲失速”等昆蟲飛行的高升力機制在仿生微型飛行器上得到應(yīng)用。通過對前緣渦結(jié)構(gòu)的形成、發(fā)展過程的探究，對前緣渦結(jié)構(gòu)的細致觀察，“低Rossby數(shù)”等新的前緣渦穩(wěn)定機制也被提出，但未來仍需要進一步的研究?？偟目矗諝鈩恿W(xué)機理的揭示為利用這些高升力機制指導(dǎo)微型飛行器設(shè)計提供了一定的指導(dǎo)。

為解決仿生微型飛行器初始設(shè)計階段氣動總體參數(shù)設(shè)計問題，提出了多種氣動總體設(shè)計方法，但各種方法并不成熟，當前設(shè)計仍主要基于實驗測量手段結(jié)合目標指標對設(shè)計參數(shù)進行研究和選擇。優(yōu)化飛行器翼幾何、運動及結(jié)構(gòu)參數(shù)改進飛行器氣動性能也成為一大趨勢?？紤]到仿生微型飛行器設(shè)計涉及多學(xué)科，未來應(yīng)進一步關(guān)注和推進氣動與結(jié)構(gòu)、控制等學(xué)科之間的交叉問題的研究。

未來，蝴蝶及瓢蟲等昆蟲飛行高升力機理仍有待進一步探討，并開展相關(guān)仿生技術(shù)對此加以實現(xiàn)。仿昆蟲翅結(jié)構(gòu)和運動的仿生翼設(shè)計及優(yōu)化也有待深入研究，以進一步改善飛行器的氣動特性，從而實現(xiàn)可懸停及機動飛行的仿生微型飛行器。

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