仿生覆羽控制固定翼無人機流動失速風洞實驗

劉一宏，馬興宇，鞏緒安，黃逸軍，王勇，姜楠

(1.天津大學 機械工程學院 天津市現代工程力學重點實驗室，天津 300354；2.西北工業大學 翼型、葉柵空氣動力學國家級重點實驗室，西安 710072；3.西南交通大學 牽引動力國家重點實驗室，成都 610031；4.中國空氣動力研究與發展中心 氣動噪聲控制重點實驗室，綿陽 621000)

0 引言

固定翼無人機以長航時、高機動、大載荷等特點，在航拍探測、搶險通信、察打一體等應用場景中發揮著越來越重要的作用。然而，中低空復雜風切變和強對流大氣運動對固定翼無人機的飛行穩定性提出了挑戰。

仿生學思想在科學研究以及工程設計方面具有重要的作用。眾所周知，鳥類為在中低空復雜氣流運動中飛行，進化出了高效的飛羽-覆羽結構。李丹宇等（2017）[1]依據四種常見鳥類進行了相關飛羽研究，發現鳥類的飛羽能夠有效提升升力，從而有效提高飛行效率。劉昌景等（2018）[2]對猛禽覆羽的研究發現，鳥類的覆羽結構能夠更好地降低飛行噪聲。當鳥類的翅膀在大攻角條件下出現前緣分離流動時，上翼面的覆羽結構會自適應隨風向上抬起[3]，從而抑制流動分離。Harvey等（2022）[4]提出鳥類的飛行控制很可能依賴于分布式感知和快速的神經處理，而工程和生物學科之間有大量的重疊，Harvey 等希望通過了解鳥類飛行的原理，將其應用到無人機制造方面。受鳥類覆羽的啟發，如果能在無人機機翼上加裝仿生學人工覆羽，達到有效控制流動失速的目的，這將有效提升無人機性能。

根據仿生學人工覆羽的材料剛度，將材料分為兩種：柔性材料與剛性材料。Wang 等（2021）[5]通過對撲翼運動進行數值仿真研究，發現柔性材料展現出更優的空氣動力學性能。Rosti 等（2017）[6]在低雷諾數下安裝柔性襟翼，對襟翼的長度、固有頻率和位置的影響進行了參數化研究。Nair 等（2022）[7]發現仿生學羽翼平均撓度的剛度改變了主要的流動特性。

改善機翼的流動失速現象，可以在機翼上加裝控制流動失速的裝置。李彪輝等（2020）[8]對比了柔性材料與剛性材料，發現柔性材料抑制前緣流動分離的效果更明顯，因為柔性材料可以抑制前緣剪切層旋渦脫落后的傳播擴散過程[9]。材料的加裝位置以及材料的形狀也是控制流動失速的重要因素，馬興宇等（2022）[10]將柔性覆羽裝置加裝在機翼的中間靠后位置，發現流動分離控制效果良好。在機翼上加裝裝置的數量也是影響因素之一，加裝多個裝置會將旋渦依次輸送到每一個裝置后面，對后緣流動產生了有益干擾，增加了束縛環流[11]，當機翼表面增加仿生學翅翼后，翅翼的末端剛好接觸到機翼后方湍流結構區域的邊緣處時，流動分離控制效果表現更為優秀[12]，不同的波形齒也會對應不同尺度的渦，從而也對流場產生不同影響[13]。機翼飛行攻角的不同也會導致流動分離現象產生變化，在攻角由負轉正的過程中，流動分離現象隨之出現，但隨著攻角的不斷增大，流動分離現象逐漸減弱[14]。模仿鳥類的自適應襟翼在機翼上加裝人工自適應襟翼，通過改變攻角，在改變機翼升力的同時，還能有效控制流動分離[15-16]。為盡可能地減小噪聲，周朋等（2022）[17]通過在機翼尾緣加裝鋸齒，將尾緣鋸齒和絲絨結構組合，證實可以降低尾緣噪聲的高頻噪聲分量。此外，翼型的幾何形狀也影響噪聲結果，Smith 等（2022）[18]將翼型沿展向設計成波浪形的幾何形狀，該設計可以有效地降低尾緣噪聲。

本文受鳥類的覆羽啟發，擬設計仿生學人工柔性鋸齒形覆羽（下文簡稱柔性覆羽），安裝在固定翼無人機機翼上翼面不同位置，采用熱線風速儀測量尾流中的速度，并分析其流動控制效果。

1 實驗設備

實驗在天津大學低湍流度回流式風洞中進行，風洞實驗段尺寸2.3 m（長）×1.0 m（寬）×1.0 m（高），可調風速范圍5～60 m/s，湍流度約為0.1%。機翼采用NACA0018 翼型，平直截面設計，弦長c=300 mm，展長s=1.0 m，模型垂直安裝在實驗段中心（圖1）。實驗風速U∞=25.0 m/s，基于弦長的雷諾數Re=5.1 ×105，機翼攻角α=15°?；谇捌趯嶒瀃19]研究結果，以x軸為流向、y軸為法向在翼型尾流區建立坐標系，同時在x=210 mm（即x/c=0.7）位置、y=-80～180 mm 范圍內共選取20 個測點，其中包括前緣剪切層14 個測點和尾緣剪切層5 個測點，測點y軸坐標分別為-80、-50、-35、-25、-15、0、15、30、40、50、60、70、80、90、100、110、120、135、150、180（單位：mm，機翼中心處y=0 mm，如圖2 所示）。熱線風速儀采用4 000 Hz 采樣頻率，每一個測量點采樣時長65.5 s。

圖1 低速回流式風洞實驗段與三維控制座標架Fig.1 Low-speed close-loop wind tunnel and 3D control frame

圖2 實驗裝置示意圖（單位：mm）Fig.2 Schematic diagram of the experimental devices (unit: mm)

人工覆羽裝置采用0.5 mm 厚度的硅膠柔性薄膜材料，設計成鋸齒形覆羽形狀，如圖2（a）所示。柔性覆羽的鋸齒底部連接部分的長度為20 mm，齒長為30 mm，齒寬為15 mm。20 mm 長的連接部分可以有效地防止分離區出現回流。同時，連接部分的設計類似于鳥類翅膀覆羽底端的重疊部分，與鋸齒部分相對比，連接部分出現的顫振和實驗過程中產生的變形會更小，從而能更有效地改善機翼后方的湍流結構的擴散角度。

實驗主要研究平直機翼準二維流動下的結果。在機翼的中間部分，流動方向集中在流向-法向平面，沿展向變化很小，接近于準二維流動。但機翼兩側受到風洞壁面邊界層的影響，使得機翼兩端不是二維翼型繞流而是三維流動，所以柔性覆羽僅安裝在機翼沿展向的中間位置。針對柔性覆羽位置對流動的影響，實驗過程中將柔性覆羽安裝在機翼上翼面6 個不同弦長位置（如圖2b 所示，10%c、20%c、40%c、60%c、80%c、100%c），與干凈機翼共7 種工況進行對比。實驗過程中將柔性覆羽沿壁面粘貼在機翼上，因整個覆羽是柔性材料制成，所以可以認為是鉸接在機翼上，柔性覆羽在氣流作用下可以隨風抬起和振動[20]。

實驗中采用IFA300 單絲熱線風速儀測量模型尾流平均速度型和湍流脈動信號。單絲熱線探針采用過熱比為1.5、直徑5 μm、長度2 mm 的鎢絲，利用TSI 自動控制坐標系統CCTS-1193E 移動探針位置，測量尾流中20 個固定點的速度信號。采樣平面為機翼展長的50%位置處，在此位置可以有效減少對來流的影響[21]。實驗過程中，以機翼的中心位置（即機翼50%c）為原點建立二維坐標系，其中，坐標系的x軸為來流方向，y軸為來流的法向。

2 數據處理

2.1 流場時域結果

圖3 展示了在不同位置的柔性覆羽作用下，機翼尾流的時間平均速度分布。圖4 展示了不同位置的柔性覆羽作用下，機翼尾流脈動速度均方根（RMS）分布。圖中為平均速度、U∞為來流速度、Urms為脈動速度均方根。

圖3 x/c=0.7 截面各工況的平均速度分布Fig.3 Averaged velocity distribution at x/c=0.7 for each working condition

圖4 x/c=0.7 截面各工況的湍流脈動強度分布Fig.4 Turbulent fluctuation intensity distribution at x/c=0.7 for each working condition

由圖3 可見，干凈機翼的平均速度分布在y/c=-0.17 處出現大幅下降、在y/c=0.45 處得以恢復。在40%c、60%c、100%c處加裝柔性覆羽及干凈機翼工況出現了平均速度最小值。在20%c處加裝柔性覆羽時，平均速度最低點的值增大，說明速度虧損情況得到改善。在10%c和80%c處加裝柔性覆羽時，平均速度只在y/c=-0.08 處存在一個較小的波動，尤其是80%c處加裝柔性覆羽的工況，平均速度從下降到恢復的影響區域最小，推測將柔性覆羽加裝在此處能有效縮短兩剪切層之間的距離。以上分析表明，柔性覆羽加裝在20%c和80%c處時，平均速度恢復效果較好。

另一方面，尾流中脈動速度的均方根曲線表示前緣剪切層和尾緣剪切層的位置變化。從圖4 中可以看出，干凈機翼工況中，在y/c=-0.12 處和y/c=0.27處均出現了峰值。對比7 個工況前緣剪切層以及尾緣剪切層的無量綱速度RMS 峰值，發現將柔性覆羽加裝在10%c處時，RMS 有且只有一個峰值，說明前緣剪切層和尾緣剪切層的兩個峰值已經融合成了一個峰值。各個加裝柔性覆羽的工況的RMS 峰值均相對于干凈機翼工況的峰值有所下降，說明在機翼上加裝柔性覆羽后，對流動失速現象起到了有效的控制作用。同時，柔性覆羽加裝的位置不同，控制效果也有所不同，當柔性覆羽加裝在10%c、20%c、40%c、60%c、80%c處時控制效果明顯。其中，柔性覆羽加裝在80%c處時，脈動降得很低，曲線出現兩個峰值，峰值相鄰且幾乎相等，證明在尾緣區域只存在一小部分的尾流區；當柔性覆羽加裝在100%c處時，曲線幾乎與干凈機翼工況的曲線重合，控制效果相對較差。

RMS 的對比，側面反映出速度變化的高低，從而可知機翼尾流區各測點位置的湍流強度。加裝柔性覆羽后，此時的裝置會因來流風而出現一個自適應的抬起角，同時產生微小的顫動，這個微小的顫動也對前緣剪切層的分離起到抑制作用。

2.2 流場頻域結果

功率譜密度（PSD）是將原來對時間域的振動描述轉化為對頻率域的振動描述。根據信號在時間域的總功率等于在頻率域的總功率，從而得到隨機過程的功率譜密度。功率譜密度反映隨機過程統計參量均方值在頻率域上的分布[22]。采用RMS 對比圖中峰值點速度值繪制前緣剪切層及尾緣剪切層的功率譜密度圖（圖5），圖中f為頻率、P為功率譜密度。測點位置見表1。

表1 功率譜密度測點選取位置Table 1 Position selection for the power spectral density measurement point

圖5 無量綱化功率譜密度圖Fig.5 Dimensionless power spectral density diagram

圖5 所示的功率譜密度可以表示出不同頻率的能量密度。圖5（a，b）均作無量綱化處理，其中低頻部分對應的是大尺度湍流結構，高頻部分對應的是小尺度湍流結構。

在圖5（a）中，干凈機翼和將柔性覆羽加裝在100%c處的工況均未出現明顯的峰值。柔性覆羽加裝在20%c位置時，低頻部分的峰值出現在fc/U∞=0.3～0.4 之間，進而曲線呈下降趨勢，同時在fc/U∞=0.7～0.8 處又出現一峰值，但相比前一個峰值，這個峰值點明顯降低。將柔性覆羽加裝在80%c位置時，曲線的峰值相比其他工況向高頻方向移動，峰值出現在fc/U∞≈3 處，說明該工況相比其他工況的低頻大尺度湍流結構占比降低、高頻小尺度湍流結構占比提高，效果更好一些。

通過觀察圖5（b）發現，將柔性覆羽加裝在40%c、60%c和80%c處時，峰值依次向高頻方向發展。對比圖5（a）和圖5（b）發現，這三條曲線走勢大致相同，且三條曲線中柔性覆羽加裝在80%c處的峰值更加靠右。以上分析表明，柔性覆羽加裝在80%c處時，提高高頻小尺度湍流結構占比的效果更好一些。

根據FW-H（1969）聲比擬公式，且翼型在大攻角下發生流動失速時，尾流區的噪聲主要來源于壓強導致的偶極子噪聲以及湍流耗散帶來的四極子噪聲[23]，功率譜密度可以表示出不同頻率的能量密度，間接反映了不同頻率氣動噪聲的分布[3]。如圖4 和圖5 所示，加裝柔性覆羽后，湍流脈動強度降低，高頻小尺度湍流結構的占比增加，側面反映出柔性覆羽可以抑制噪聲現象，鋸齒形可以控制不穩定噪聲源，Chong等[24-25]所做的關于剛性鋸齒形尾緣的降噪實驗中也發現了相似結論。

結合各個工況的PSD 曲線圖，將柔性覆羽加裝在80%c位置處的作用效果較好，可以更好地促進大尺度湍流結構向小尺度發展，不論在前緣剪切層還是尾緣剪切層，都會使得流動向高頻方向發展，使尾流更加穩定。這是因為在這個過程中，柔性覆羽的自適應振動使得低頻大尺度湍流結構被打碎，并促進其向破碎的高頻小尺度湍流結構發展，起到抑制流動失速現象的效果。

結合時域結果，作用效果較好的工況為柔性覆羽加裝在20%c和80%c處，因此后文僅討論這兩個工況與干凈機翼的對比。圖6 所示為柔性覆羽加裝在20%c和80%c處時的工作形態，覆羽以底部與機翼的連接處為軸進行振動。裝置加裝位置不同，柔性覆羽振動幅度不同。柔性覆羽加裝在20%c處時，因受來流產生的前緣邊界層的擾動影響而自適應振動，呈現較大幅度拍動，使得機翼后方產生較大尺度的湍流結構，擴散角度相應較大，擾動傳播范圍較大。柔性覆羽加裝在80%c處時，因柔性覆羽在上翼面達到準平衡狀態，呈現微小振動，柔性覆羽的形變較小，使得機翼后方產生較小尺度的湍流結構，擴散角度較小，擾動傳播范圍較集中。

圖6 覆羽工作時的形態照片及示意圖Fig.6 Photograph and diagram of the covert shape at work

結合時域和頻域所得結果，柔性覆羽加裝在20%c處會使機翼的后方形成低頻大尺度湍流結構，加裝在80%c處能夠促進高頻小尺度湍流結構的產生。這是由于柔性覆羽的拍動幅度影響了機翼后方湍流結構的傳播形式，類似的結論在湍流通道中自扇膜的流體結構-熱相互作用實驗[26]以及流體和柔性固體相互耦合的實驗[27]中也得到證實。

2.3 分離剪切層流動相干性分析

將RMS 對比圖中峰值點的實驗數據做相干性分析，可以直觀地得到前緣剪切層和尾緣剪切層湍流結構振蕩過程在頻域的相干性，并且可側面反應出脈動的相似性。因相干性分析圖的橫軸是fc/U∞，所以當曲線出現峰值時，也就對應著前緣剪切層與尾緣剪切層之間相互作用特征頻率的高低。定義相干函數 γ衡量不同測點數據之間在頻域上互譜密度P(f)的相干性：

圖7 展示了無量綱化頻域相干性分析圖。當擾動傳播到機翼模型的尾流區時，通過相干性曲線可以表達前緣與尾緣的頻率分布。通過觀察曲線，柔性覆羽加裝在20%c和80%c位置時，相對干凈機翼，均出現明顯峰值。對比藍色和紫色曲線，發現藍色曲線（即80%c）在低頻部分和高頻部分出現多個明顯峰值，說明因柔性覆羽的微小振動產生相近尺度結構，流動失速控制效果較好；紫色曲線（即20%c），低頻部分沒有明顯峰值出現，而在高頻部分出現了高而短暫的尖峰，最高的是fc/U∞= 4.5 時，說明此時因柔性覆羽的大幅度拍動，產生了多種尺度湍流結構，流動失速控制效果較差，而多種尺度湍流結構的出現可能會導致噪聲的出現。

圖7 無量綱化頻域相干性分析圖Fig.7 Dimensionless frequency domain coherence analysis diagram

2.4 多尺度相干結構分析

小波分析在信號處理的領域提供了全新的思路。從工程方面來說，小波分析可以有效地在時間域進行分析，并可以將時域與頻域的分析同時進行，而且小波能量能夠在時域上將各個頻率尺度的脈動信號進行平均。

其中：W代表小波母函數；Wab代表對應時間和頻率的窗函數。

從時間b和頻率a尺度分解和重構脈動速度u′，t為時間變量：

根據上述原理，將實驗得到的數據分成了10 個尺度。小波分解的各個尺度和對應的頻率及無量綱化的結果如表2 所示。通過小波分解，截取其中時間軸0～16 內的結果制作機翼前緣剪切層小波系數云圖，云圖中各位置小波系數的大小反用出該頻率尺度下的湍流結構能量占比的大小，如圖8 所示，即為干凈機翼以及柔性覆羽加裝在20%c、80%c位置所得的小波系數云圖。

表2 小波分解后各尺度及其對應的頻率范圍Table 2 Each scale and its corresponding frequency range after wavelet decomposition

圖8 各工況前緣剪切層對應的小波系數云圖Fig.8 Wavelet coefficient contours of the leading edge shear layer under different working conditions

圖8 中呈現出很多“U”形結構，在時間軸上的形式表現為低頻的大片能量集中區伴有多個高頻的小片能量集中區，且低頻區的大片能量集中區會破碎成高頻的小片能量集中區，最后消散。這與鞏緒安等（2022）[28]研究的不同材料與鋸齒型狀的人工覆羽對前緣控制流動分離的結果相似。

如圖8（a，b）所示，干凈機翼工況中，能量集中區主要在fc/U∞= 0.38、0.75、1.5 處，柔性覆羽加裝在20%c處時，能量集中區主要在fc/U∞=0.38、1.5 處。圖8（a）所示的干凈機翼的“U”形結構大致分為三級，且相互結合，但是柔性覆羽加裝在20%c處時，“U”形結構大致分為兩級，相比之前減少一級，證明加裝柔性覆羽后抑制了“U”形結構的產生。

如圖8（c）所示，將柔性覆羽加裝在80%c處時，此時能量集中區主要在fc/U∞≈3 處，且“U”形結構基本只分為一級。相較于干凈機翼和柔性覆羽加裝在20%c處的工況，“U”形結構減少較多，說明將柔性覆羽加裝在80%c處時，對產生“U”形結構的抑制效果最為明顯，且能量集中區也由原來的低頻區向高頻區轉移。

以上分析表明，柔性覆羽加裝在80%c處時，小波分解后低頻部分的能量集中區基本消失，并且“U”形結構的抑制效果非常明顯，原因是柔性覆羽的自適應微小振動使機翼后方湍流結構向高頻方向發展。此結果與前文所述的功率譜密度所得結果相同，表明將柔性覆羽加裝在80%c處能有效控制流動失速。綜合分析，將柔性覆羽加裝在尾緣位置時相比在前緣位置的效果更好，控制流動失速的效果更明顯。

3 結論

本文研究了固定翼無人機機翼上加裝人工柔性鋸齒形覆羽的流動控制技術。通過熱線風速儀測量了安裝仿生柔性覆羽的平直機翼尾流，分析了尾流的平均速度分布、湍流脈動強度分布、功率譜密度、頻域相干性特征以及小波系數的分布特征。研究主要結論如下：

1）柔性覆羽安裝在20%c和80%c位置，時間平均的速度型曲線顯示尾流速度虧損減少、湍流脈動明顯降低。頻域結果顯示，柔性覆羽安裝在20%c處低頻大尺度湍流結構占比較大，這是因為柔性覆羽自適應拍動幅度較大，導致擾動傳播范圍較大。柔性覆羽安裝在80%c處，尾流區域減小，頻域結果顯示高頻小尺度湍流結構占比較大，柔性覆羽處于抬起的準平衡位置并產生微小振動，推測此時前緣剪切層下移、前緣分離變成尾緣分離，因此可以有效控制流動失速。

2）根據離散小波分析顯示的多尺度相干結構，柔性覆羽加裝在80%c處的微小自適應振動能有效抑制剪切層中的低頻、大尺度湍流結構（fc/U∞＜1），并將其轉化為高頻、小尺度湍流結構（fc/U∞≈3），能量較高的區域出現在高頻區。研究揭示了柔性覆羽高效促進小尺度湍流結構產生的機理。

3）鳥類在飛行時覆羽的柔性尖端可隨風擺動。實驗結果顯示，仿生柔性覆羽在實驗過程中受到氣流能量驅動，出現自適應抬起和振動，表現出優秀的流動控制效果，展示了仿生柔性覆羽在固定翼無人機領域的流動控制效果。研究結論可為進一步提升無人機氣動性能提供新的思路。