仿生覆羽控制固定翼无人机流动失速风洞实验

刘一宏，马兴宇，巩绪安，黄逸军，王勇，姜楠

(1.天津大学 机械工程学院 天津市现代工程力学重点实验室，天津 300354；2.西北工业大学 翼型、叶栅空气动力学国家级重点实验室，西安 710072；3.西南交通大学 牵引动力国家重点实验室，成都 610031；4.中国空气动力研究与发展中心 气动噪声控制重点实验室，绵阳 621000)

0 引言

固定翼无人机以长航时、高机动、大载荷等特点，在航拍探测、抢险通信、察打一体等应用场景中发挥着越来越重要的作用。然而，中低空复杂风切变和强对流大气运动对固定翼无人机的飞行稳定性提出了挑战。

仿生学思想在科学研究以及工程设计方面具有重要的作用。众所周知，鸟类为在中低空复杂气流运动中飞行，进化出了高效的飞羽-覆羽结构。李丹宇等（2017）[1]依据四种常见鸟类进行了相关飞羽研究，发现鸟类的飞羽能够有效提升升力，从而有效提高飞行效率。刘昌景等（2018）[2]对猛禽覆羽的研究发现，鸟类的覆羽结构能够更好地降低飞行噪声。当鸟类的翅膀在大攻角条件下出现前缘分离流动时，上翼面的覆羽结构会自适应随风向上抬起[3]，从而抑制流动分离。Harvey等（2022）[4]提出鸟类的飞行控制很可能依赖于分布式感知和快速的神经处理，而工程和生物学科之间有大量的重叠，Harvey 等希望通过了解鸟类飞行的原理，将其应用到无人机制造方面。受鸟类覆羽的启发，如果能在无人机机翼上加装仿生学人工覆羽，达到有效控制流动失速的目的，这将有效提升无人机性能。

根据仿生学人工覆羽的材料刚度，将材料分为两种：柔性材料与刚性材料。Wang 等（2021）[5]通过对扑翼运动进行数值仿真研究，发现柔性材料展现出更优的空气动力学性能。Rosti 等（2017）[6]在低雷诺数下安装柔性襟翼，对襟翼的长度、固有频率和位置的影响进行了参数化研究。Nair 等（2022）[7]发现仿生学羽翼平均挠度的刚度改变了主要的流动特性。

改善机翼的流动失速现象，可以在机翼上加装控制流动失速的装置。李彪辉等（2020）[8]对比了柔性材料与刚性材料，发现柔性材料抑制前缘流动分离的效果更明显，因为柔性材料可以抑制前缘剪切层旋涡脱落后的传播扩散过程[9]。材料的加装位置以及材料的形状也是控制流动失速的重要因素，马兴宇等（2022）[10]将柔性覆羽装置加装在机翼的中间靠后位置，发现流动分离控制效果良好。在机翼上加装装置的数量也是影响因素之一，加装多个装置会将旋涡依次输送到每一个装置后面，对后缘流动产生了有益干扰，增加了束缚环流[11]，当机翼表面增加仿生学翅翼后，翅翼的末端刚好接触到机翼后方湍流结构区域的边缘处时，流动分离控制效果表现更为优秀[12]，不同的波形齿也会对应不同尺度的涡，从而也对流场产生不同影响[13]。机翼飞行攻角的不同也会导致流动分离现象产生变化，在攻角由负转正的过程中，流动分离现象随之出现，但随着攻角的不断增大，流动分离现象逐渐减弱[14]。模仿鸟类的自适应襟翼在机翼上加装人工自适应襟翼，通过改变攻角，在改变机翼升力的同时，还能有效控制流动分离[15-16]。为尽可能地减小噪声，周朋等（2022）[17]通过在机翼尾缘加装锯齿，将尾缘锯齿和丝绒结构组合，证实可以降低尾缘噪声的高频噪声分量。此外，翼型的几何形状也影响噪声结果，Smith 等（2022）[18]将翼型沿展向设计成波浪形的几何形状，该设计可以有效地降低尾缘噪声。

本文受鸟类的覆羽启发，拟设计仿生学人工柔性锯齿形覆羽（下文简称柔性覆羽），安装在固定翼无人机机翼上翼面不同位置，采用热线风速仪测量尾流中的速度，并分析其流动控制效果。

1 实验设备

实验在天津大学低湍流度回流式风洞中进行，风洞实验段尺寸2.3 m（长）×1.0 m（宽）×1.0 m（高），可调风速范围5～60 m/s，湍流度约为0.1%。机翼采用NACA0018 翼型，平直截面设计，弦长c=300 mm，展长s=1.0 m，模型垂直安装在实验段中心（图1）。实验风速U∞=25.0 m/s，基于弦长的雷诺数Re=5.1 ×105，机翼攻角α=15°。基于前期实验[19]研究结果，以x轴为流向、y轴为法向在翼型尾流区建立坐标系，同时在x=210 mm（即x/c=0.7）位置、y=-80～180 mm 范围内共选取20 个测点，其中包括前缘剪切层14 个测点和尾缘剪切层5 个测点，测点y轴坐标分别为-80、-50、-35、-25、-15、0、15、30、40、50、60、70、80、90、100、110、120、135、150、180（单位：mm，机翼中心处y=0 mm，如图2 所示）。热线风速仪采用4 000 Hz 采样频率，每一个测量点采样时长65.5 s。

图1 低速回流式风洞实验段与三维控制座标架Fig.1 Low-speed close-loop wind tunnel and 3D control frame

图2 实验装置示意图（单位：mm）Fig.2 Schematic diagram of the experimental devices (unit: mm)

人工覆羽装置采用0.5 mm 厚度的硅胶柔性薄膜材料，设计成锯齿形覆羽形状，如图2（a）所示。柔性覆羽的锯齿底部连接部分的长度为20 mm，齿长为30 mm，齿宽为15 mm。20 mm 长的连接部分可以有效地防止分离区出现回流。同时，连接部分的设计类似于鸟类翅膀覆羽底端的重叠部分，与锯齿部分相对比，连接部分出现的颤振和实验过程中产生的变形会更小，从而能更有效地改善机翼后方的湍流结构的扩散角度。

实验主要研究平直机翼准二维流动下的结果。在机翼的中间部分，流动方向集中在流向-法向平面，沿展向变化很小，接近于准二维流动。但机翼两侧受到风洞壁面边界层的影响，使得机翼两端不是二维翼型绕流而是三维流动，所以柔性覆羽仅安装在机翼沿展向的中间位置。针对柔性覆羽位置对流动的影响，实验过程中将柔性覆羽安装在机翼上翼面6 个不同弦长位置（如图2b 所示，10%c、20%c、40%c、60%c、80%c、100%c），与干净机翼共7 种工况进行对比。实验过程中将柔性覆羽沿壁面粘贴在机翼上，因整个覆羽是柔性材料制成，所以可以认为是铰接在机翼上，柔性覆羽在气流作用下可以随风抬起和振动[20]。

实验中采用IFA300 单丝热线风速仪测量模型尾流平均速度型和湍流脉动信号。单丝热线探针采用过热比为1.5、直径5 μm、长度2 mm 的钨丝，利用TSI 自动控制坐标系统CCTS-1193E 移动探针位置，测量尾流中20 个固定点的速度信号。采样平面为机翼展长的50%位置处，在此位置可以有效减少对来流的影响[21]。实验过程中，以机翼的中心位置（即机翼50%c）为原点建立二维坐标系，其中，坐标系的x轴为来流方向，y轴为来流的法向。

2 数据处理

2.1 流场时域结果

图3 展示了在不同位置的柔性覆羽作用下，机翼尾流的时间平均速度分布。图4 展示了不同位置的柔性覆羽作用下，机翼尾流脉动速度均方根（RMS）分布。图中为平均速度、U∞为来流速度、Urms为脉动速度均方根。

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

图4 x/c=0.7 截面各工况的湍流脉动强度分布Fig.4 Turbulent fluctuation intensity distribution at x/c=0.7 for each working condition

由图3 可见，干净机翼的平均速度分布在y/c=-0.17 处出现大幅下降、在y/c=0.45 处得以恢复。在40%c、60%c、100%c处加装柔性覆羽及干净机翼工况出现了平均速度最小值。在20%c处加装柔性覆羽时，平均速度最低点的值增大，说明速度亏损情况得到改善。在10%c和80%c处加装柔性覆羽时，平均速度只在y/c=-0.08 处存在一个较小的波动，尤其是80%c处加装柔性覆羽的工况，平均速度从下降到恢复的影响区域最小，推测将柔性覆羽加装在此处能有效缩短两剪切层之间的距离。以上分析表明，柔性覆羽加装在20%c和80%c处时，平均速度恢复效果较好。

另一方面，尾流中脉动速度的均方根曲线表示前缘剪切层和尾缘剪切层的位置变化。从图4 中可以看出，干净机翼工况中，在y/c=-0.12 处和y/c=0.27处均出现了峰值。对比7 个工况前缘剪切层以及尾缘剪切层的无量纲速度RMS 峰值，发现将柔性覆羽加装在10%c处时，RMS 有且只有一个峰值，说明前缘剪切层和尾缘剪切层的两个峰值已经融合成了一个峰值。各个加装柔性覆羽的工况的RMS 峰值均相对于干净机翼工况的峰值有所下降，说明在机翼上加装柔性覆羽后，对流动失速现象起到了有效的控制作用。同时，柔性覆羽加装的位置不同，控制效果也有所不同，当柔性覆羽加装在10%c、20%c、40%c、60%c、80%c处时控制效果明显。其中，柔性覆羽加装在80%c处时，脉动降得很低，曲线出现两个峰值，峰值相邻且几乎相等，证明在尾缘区域只存在一小部分的尾流区；当柔性覆羽加装在100%c处时，曲线几乎与干净机翼工况的曲线重合，控制效果相对较差。

RMS 的对比，侧面反映出速度变化的高低，从而可知机翼尾流区各测点位置的湍流强度。加装柔性覆羽后，此时的装置会因来流风而出现一个自适应的抬起角，同时产生微小的颤动，这个微小的颤动也对前缘剪切层的分离起到抑制作用。

2.2 流场频域结果

功率谱密度（PSD）是将原来对时间域的振动描述转化为对频率域的振动描述。根据信号在时间域的总功率等于在频率域的总功率，从而得到随机过程的功率谱密度。功率谱密度反映随机过程统计参量均方值在频率域上的分布[22]。采用RMS 对比图中峰值点速度值绘制前缘剪切层及尾缘剪切层的功率谱密度图（图5），图中f为频率、P为功率谱密度。测点位置见表1。

表1 功率谱密度测点选取位置Table 1 Position selection for the power spectral density measurement point

图5 无量纲化功率谱密度图Fig.5 Dimensionless power spectral density diagram

图5 所示的功率谱密度可以表示出不同频率的能量密度。图5（a，b）均作无量纲化处理，其中低频部分对应的是大尺度湍流结构，高频部分对应的是小尺度湍流结构。

在图5（a）中，干净机翼和将柔性覆羽加装在100%c处的工况均未出现明显的峰值。柔性覆羽加装在20%c位置时，低频部分的峰值出现在fc/U∞=0.3～0.4 之间，进而曲线呈下降趋势，同时在fc/U∞=0.7～0.8 处又出现一峰值，但相比前一个峰值，这个峰值点明显降低。将柔性覆羽加装在80%c位置时，曲线的峰值相比其他工况向高频方向移动，峰值出现在fc/U∞≈3 处，说明该工况相比其他工况的低频大尺度湍流结构占比降低、高频小尺度湍流结构占比提高，效果更好一些。

通过观察图5（b）发现，将柔性覆羽加装在40%c、60%c和80%c处时，峰值依次向高频方向发展。对比图5（a）和图5（b）发现，这三条曲线走势大致相同，且三条曲线中柔性覆羽加装在80%c处的峰值更加靠右。以上分析表明，柔性覆羽加装在80%c处时，提高高频小尺度湍流结构占比的效果更好一些。

根据FW-H（1969）声比拟公式，且翼型在大攻角下发生流动失速时，尾流区的噪声主要来源于压强导致的偶极子噪声以及湍流耗散带来的四极子噪声[23]，功率谱密度可以表示出不同频率的能量密度，间接反映了不同频率气动噪声的分布[3]。如图4 和图5 所示，加装柔性覆羽后，湍流脉动强度降低，高频小尺度湍流结构的占比增加，侧面反映出柔性覆羽可以抑制噪声现象，锯齿形可以控制不稳定噪声源，Chong等[24-25]所做的关于刚性锯齿形尾缘的降噪实验中也发现了相似结论。

结合各个工况的PSD 曲线图，将柔性覆羽加装在80%c位置处的作用效果较好，可以更好地促进大尺度湍流结构向小尺度发展，不论在前缘剪切层还是尾缘剪切层，都会使得流动向高频方向发展，使尾流更加稳定。这是因为在这个过程中，柔性覆羽的自适应振动使得低频大尺度湍流结构被打碎，并促进其向破碎的高频小尺度湍流结构发展，起到抑制流动失速现象的效果。

结合时域结果，作用效果较好的工况为柔性覆羽加装在20%c和80%c处，因此后文仅讨论这两个工况与干净机翼的对比。图6 所示为柔性覆羽加装在20%c和80%c处时的工作形态，覆羽以底部与机翼的连接处为轴进行振动。装置加装位置不同，柔性覆羽振动幅度不同。柔性覆羽加装在20%c处时，因受来流产生的前缘边界层的扰动影响而自适应振动，呈现较大幅度拍动，使得机翼后方产生较大尺度的湍流结构，扩散角度相应较大，扰动传播范围较大。柔性覆羽加装在80%c处时，因柔性覆羽在上翼面达到准平衡状态，呈现微小振动，柔性覆羽的形变较小，使得机翼后方产生较小尺度的湍流结构，扩散角度较小，扰动传播范围较集中。

图6 覆羽工作时的形态照片及示意图Fig.6 Photograph and diagram of the covert shape at work

结合时域和频域所得结果，柔性覆羽加装在20%c处会使机翼的后方形成低频大尺度湍流结构，加装在80%c处能够促进高频小尺度湍流结构的产生。这是由于柔性覆羽的拍动幅度影响了机翼后方湍流结构的传播形式，类似的结论在湍流通道中自扇膜的流体结构-热相互作用实验[26]以及流体和柔性固体相互耦合的实验[27]中也得到证实。

2.3 分离剪切层流动相干性分析

将RMS 对比图中峰值点的实验数据做相干性分析，可以直观地得到前缘剪切层和尾缘剪切层湍流结构振荡过程在频域的相干性，并且可侧面反应出脉动的相似性。因相干性分析图的横轴是fc/U∞，所以当曲线出现峰值时，也就对应着前缘剪切层与尾缘剪切层之间相互作用特征频率的高低。定义相干函数 γ衡量不同测点数据之间在频域上互谱密度P(f)的相干性：

图7 展示了无量纲化频域相干性分析图。当扰动传播到机翼模型的尾流区时，通过相干性曲线可以表达前缘与尾缘的频率分布。通过观察曲线，柔性覆羽加装在20%c和80%c位置时，相对干净机翼，均出现明显峰值。对比蓝色和紫色曲线，发现蓝色曲线（即80%c）在低频部分和高频部分出现多个明显峰值，说明因柔性覆羽的微小振动产生相近尺度结构，流动失速控制效果较好；紫色曲线（即20%c），低频部分没有明显峰值出现，而在高频部分出现了高而短暂的尖峰，最高的是fc/U∞= 4.5 时，说明此时因柔性覆羽的大幅度拍动，产生了多种尺度湍流结构，流动失速控制效果较差，而多种尺度湍流结构的出现可能会导致噪声的出现。

图7 无量纲化频域相干性分析图Fig.7 Dimensionless frequency domain coherence analysis diagram

2.4 多尺度相干结构分析

小波分析在信号处理的领域提供了全新的思路。从工程方面来说，小波分析可以有效地在时间域进行分析，并可以将时域与频域的分析同时进行，而且小波能量能够在时域上将各个频率尺度的脉动信号进行平均。

其中：W代表小波母函数；Wab代表对应时间和频率的窗函数。

从时间b和频率a尺度分解和重构脉动速度u′，t为时间变量：

根据上述原理，将实验得到的数据分成了10 个尺度。小波分解的各个尺度和对应的频率及无量纲化的结果如表2 所示。通过小波分解，截取其中时间轴0～16 内的结果制作机翼前缘剪切层小波系数云图，云图中各位置小波系数的大小反用出该频率尺度下的湍流结构能量占比的大小，如图8 所示，即为干净机翼以及柔性覆羽加装在20%c、80%c位置所得的小波系数云图。

表2 小波分解后各尺度及其对应的频率范围Table 2 Each scale and its corresponding frequency range after wavelet decomposition

图8 各工况前缘剪切层对应的小波系数云图Fig.8 Wavelet coefficient contours of the leading edge shear layer under different working conditions

图8 中呈现出很多“U”形结构，在时间轴上的形式表现为低频的大片能量集中区伴有多个高频的小片能量集中区，且低频区的大片能量集中区会破碎成高频的小片能量集中区，最后消散。这与巩绪安等（2022）[28]研究的不同材料与锯齿型状的人工覆羽对前缘控制流动分离的结果相似。

如图8（a，b）所示，干净机翼工况中，能量集中区主要在fc/U∞= 0.38、0.75、1.5 处，柔性覆羽加装在20%c处时，能量集中区主要在fc/U∞=0.38、1.5 处。图8（a）所示的干净机翼的“U”形结构大致分为三级，且相互结合，但是柔性覆羽加装在20%c处时，“U”形结构大致分为两级，相比之前减少一级，证明加装柔性覆羽后抑制了“U”形结构的产生。

如图8（c）所示，将柔性覆羽加装在80%c处时，此时能量集中区主要在fc/U∞≈3 处，且“U”形结构基本只分为一级。相较于干净机翼和柔性覆羽加装在20%c处的工况，“U”形结构减少较多，说明将柔性覆羽加装在80%c处时，对产生“U”形结构的抑制效果最为明显，且能量集中区也由原来的低频区向高频区转移。

以上分析表明，柔性覆羽加装在80%c处时，小波分解后低频部分的能量集中区基本消失，并且“U”形结构的抑制效果非常明显，原因是柔性覆羽的自适应微小振动使机翼后方湍流结构向高频方向发展。此结果与前文所述的功率谱密度所得结果相同，表明将柔性覆羽加装在80%c处能有效控制流动失速。综合分析，将柔性覆羽加装在尾缘位置时相比在前缘位置的效果更好，控制流动失速的效果更明显。

3 结论

本文研究了固定翼无人机机翼上加装人工柔性锯齿形覆羽的流动控制技术。通过热线风速仪测量了安装仿生柔性覆羽的平直机翼尾流，分析了尾流的平均速度分布、湍流脉动强度分布、功率谱密度、频域相干性特征以及小波系数的分布特征。研究主要结论如下：

1）柔性覆羽安装在20%c和80%c位置，时间平均的速度型曲线显示尾流速度亏损减少、湍流脉动明显降低。频域结果显示，柔性覆羽安装在20%c处低频大尺度湍流结构占比较大，这是因为柔性覆羽自适应拍动幅度较大，导致扰动传播范围较大。柔性覆羽安装在80%c处，尾流区域减小，频域结果显示高频小尺度湍流结构占比较大，柔性覆羽处于抬起的准平衡位置并产生微小振动，推测此时前缘剪切层下移、前缘分离变成尾缘分离，因此可以有效控制流动失速。

2）根据离散小波分析显示的多尺度相干结构，柔性覆羽加装在80%c处的微小自适应振动能有效抑制剪切层中的低频、大尺度湍流结构（fc/U∞＜1），并将其转化为高频、小尺度湍流结构（fc/U∞≈3），能量较高的区域出现在高频区。研究揭示了柔性覆羽高效促进小尺度湍流结构产生的机理。

3）鸟类在飞行时覆羽的柔性尖端可随风摆动。实验结果显示，仿生柔性覆羽在实验过程中受到气流能量驱动，出现自适应抬起和振动，表现出优秀的流动控制效果，展示了仿生柔性覆羽在固定翼无人机领域的流动控制效果。研究结论可为进一步提升无人机气动性能提供新的思路。