汪 睿, 李 典, 劉小民(西安交通大學 能源與動力工程學院, 陜西 西安 710049)

0 引 言

在自然界中，鳥類經(jīng)過上億年的進化，形成了適合各自生存環(huán)境的翅翼，例如海鷗能以較低的飛行能量進行長時間的滑翔[1]，長耳鸮在捕食時具有較低的飛行噪聲和較高的俯沖速度[2-3]。觀察發(fā)現(xiàn)鳥類的翅膀存在著許多能加強鳥類飛行性能的特殊功能結(jié)構(gòu)，如非光滑表面及前尾緣非光滑結(jié)構(gòu)等。這種特殊功能結(jié)構(gòu)引起了研究者的興趣和關(guān)注，希望通過對鳥類翅翼的研究揭示鳥類高效飛行的奧秘，并能將這些特殊功能結(jié)構(gòu)應(yīng)用到流體機械及飛行器的設(shè)計中。

目前，關(guān)于鳥類翅翼表面非光滑功能和特征結(jié)構(gòu)的研究多集中在對小翼羽、表面羽毛的研究中。周長海等[4]對信鴿非光滑表面形態(tài)進行了研究，發(fā)現(xiàn)信鴿羽毛非光滑表面的形態(tài)特征在信鴿振翅飛行中起到了減阻的作用。數(shù)值計算結(jié)果表明這種基于信鴿翅膀羽毛非光滑形態(tài)仿生結(jié)構(gòu)的減阻率可以達到16.56%。葛長江等[5]以長耳鸮翅膀為模本構(gòu)建了仿生多段翼型，并對仿生翼型進行了風洞試驗，發(fā)現(xiàn)在大迎角情況下，基于仿生縫翼設(shè)計的多段翼型具有更大的升力系數(shù)，仿生縫翼的存在能有效提高翼型的最大失速角和最大升力系數(shù)。陳衡等[6]基于鳥翼尾緣齒狀結(jié)構(gòu)形態(tài)建立了非光滑的仿生翼型，研究發(fā)現(xiàn)仿生翼型在相同工況條件下能有效改善傳統(tǒng)翼型的氣動性能，阻力減幅達9.1%。李冰[7]針對鳥翼表面羽毛的搭接特征進行研究，發(fā)現(xiàn)羽毛之間的相互覆蓋形態(tài)呈管狀布置，這種管狀結(jié)構(gòu)能讓氣體從鳥翼末端噴出，使鳥類在飛行過程中能夠獲得較大的推力，管狀表面的非光滑結(jié)構(gòu)也影響著噴出氣量的大小。Lee等[8]對鳥類翅膀存在的小翼羽進行了研究，通過對力的測量和數(shù)字粒子圖像測速獲得的速度場分布，證實了小翼羽的功能類似于渦流發(fā)生器，在提高升力、增強大迎角下的飛行機動性方面起著重要的作用。Beierle等[9]采用數(shù)值模擬研究了仿生鳥類翼型表面凸起結(jié)構(gòu)對壓力分布的影響，發(fā)現(xiàn)帶有凸起結(jié)構(gòu)的流動類似于繞駐點流動，流動在凸起結(jié)構(gòu)的后方會突然膨脹，壓力減小。Ito[10]在研究了低雷諾數(shù)下翼型前緣梳狀結(jié)構(gòu)對氣動性能的影響，發(fā)現(xiàn)前緣梳狀結(jié)構(gòu)可以有效的抑制噪聲，并可以提高大迎角下的升力。Lilley[11]對貓頭鷹的特殊結(jié)構(gòu)進行研究，發(fā)現(xiàn)貓頭鷹的前緣梳狀結(jié)構(gòu)和尾緣齒狀的結(jié)構(gòu)是貓頭鷹靜音飛行的主要因素。Kl?n等[12]采用數(shù)值模擬研究了貓頭鷹表面的流動情況，發(fā)現(xiàn)了貓頭鷹翅翼的前緣梳狀結(jié)構(gòu)對流場影響顯著。實際上，鳥類翅膀除了表面凸起結(jié)構(gòu)和前尾緣齒形非光滑結(jié)構(gòu)外，翅膀表面的溝槽狀非光滑結(jié)構(gòu)對鳥類飛行性能也有較大的影響，但目前關(guān)于鳥類在飛行過程中翅膀表面非光滑溝槽結(jié)構(gòu)的流動控制機理的研究還相對較少。

為了研究鳥類表面非光滑結(jié)構(gòu)對鳥類飛行氣動性能的影響，揭示鳥類翅膀表面非光滑特征結(jié)構(gòu)在飛行中的作用以及鳥類高效飛行的奧秘，從而為高效飛行器的設(shè)計提供參考。本文以鴿子為研究對象，使用非接觸式3D掃描儀對活體鴿子進行掃描，基于掃描結(jié)果對鴿子翅膀進行仿生重構(gòu)，建立帶有表面溝槽結(jié)構(gòu)的仿生翅翼模型(非光滑翅翼模型)和不帶有表面溝槽結(jié)構(gòu)的仿生翅翼模型(光滑翅翼模型)；采用數(shù)值計算方法對這兩種仿生翅翼模型進行數(shù)值仿真，在滑翔狀態(tài)下不同飛行速度和不同迎角條件下分析比較這兩種仿生翅翼模型的氣動特性，揭示鴿子翅膀表面溝槽狀非光滑結(jié)構(gòu)的流動控制機理。

1 仿生翅翼模型

首先對成年活體鴿子的整體及翅翼部分進行測量，如圖1所示，將麻醉的鴿子翅翼進行展開，采用卷尺和天平對鴿子的基本特征物理參量進行測定，表1給出了測量結(jié)果。然后采用Handyscan手持式三維激光掃描儀對鴿子進行貼點掃描。Handyscan掃描儀由兩個高分辨率相機和一個激光發(fā)射器組成，具有獨特的自定位技術(shù)，能較好的完成高精度的掃描工作，掃描過程中使用釣線保持翅翼處于懸空狀態(tài)以減少干擾物的影響。從圖2可以看出鴿子翅膀的飛羽分布，初級飛羽和次級飛羽差異明顯。其中，初級飛羽的尾緣分布呈弧線狀，次級飛羽尾緣分布近似呈一條直線，每一片羽毛從中間的飛羽之間相互覆蓋形成溝槽。最后對掃描的數(shù)據(jù)用Geomagic進行拼合和曲面處理[13-14]，建立數(shù)值仿真需要的仿生翅翼模型。本文研究是針對鳥類翅翼表面的非光滑結(jié)構(gòu)流動控制機理的研究，故在處理過程中需要保證鳥類翅翼表面數(shù)據(jù)的真實與精確性。為了對比表面非光滑特征在流動中的作用，根據(jù)掃描樣本，將掃描模型進行重構(gòu)得到仿生光滑翅翼模型和仿生非光滑翅翼模型，如圖3所示。從圖中可以較為明顯的觀察到兩種仿生翅翼模型都經(jīng)過了光順處理，沒有考慮鳥翼羽毛的影響。仿生光滑翅翼模型表面去掉了溝槽結(jié)構(gòu)，而仿生非光滑翅翼模型表面和前尾緣處均保留了鴿子翅膀的溝槽和凸起結(jié)構(gòu)。

圖1 鴿子特征參數(shù)測量Fig.1 Measurement of pigeon’s characteristic parameter

表1 實驗掃描用活體鴿子的特征參數(shù)Table 1 Characteristic parameters of pigeonused in the experimental scanning

圖2 鴿子單側(cè)翅膀展開形態(tài)及掃面貼點布置Fig.2 Shape of the pigeon wing and the distributions of the corresponding scanning stickers

圖3 掃描處理獲得的仿生翅翼模型Fig.3 Bionic wing models obtained by the scanning process

采用掃描儀對鴿子翅膀進行掃描，在獲得翅膀表面特征的同時，還獲得了沿翅膀展向不同位置處的截面形狀。圖4所示為提取的從翅根到翅尖的九個截面的翼型型線，從翅膀根部位置開始，這九個截面離開翅根部的距離分別為展向長度的0%、10%、20%、30%、40%、50%、60%、70%和80%。

圖4 仿生翅翼模型不同截面形狀Fig.4 Shapes of crosssections of the bionic wings

2 數(shù)值計算

為了保證數(shù)值模擬結(jié)果的有效性并降低數(shù)值耗散，仿生翼型的計算域采用C型結(jié)構(gòu)，如圖5所示。在仿生翅翼模型下游20c處設(shè)置出口邊界，仿生翅翼模型前部(上游)為半圓柱體的模型，其余方向各從翅翼根部延伸10c距離，后半部為長方體。其中c表示建立的仿生翅翼模型翅根位置處翼型的弦長。進口給定速度邊界條件，出口給定壓力邊界條件，出口壓力為1.013×105Pa，與計算模型相接觸的側(cè)表面設(shè)置為對稱邊界條件，對應(yīng)的遠側(cè)表面設(shè)置為滑移壁面邊界條件，仿生翅翼表面設(shè)置為無滑移壁面邊界條件。

圖5 仿生翼型計算域Fig.5 Computational domain of bionic wing

湍流計算采用對翼型計算有較好精確性和適應(yīng)性的S-A湍流模型。其輸運方程為：

(1)

其中Gv為生成項，定義為：

(2)

分布項Yv定義如下：

(3)

數(shù)值方法是基于有限體積法的SIMPLE算法，設(shè)置離散格式為二階迎風格式。網(wǎng)格劃分采用ANSYS中的Meshing模塊，網(wǎng)格劃分結(jié)果如圖6所示。由于翅翼表面具有復(fù)雜的特征結(jié)構(gòu)，計算網(wǎng)格采用了對復(fù)雜表面具有較好適應(yīng)性的非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，對壁面邊界層進行加密處理，保證翅翼表面法向第一層無量綱網(wǎng)格尺度y+≤1。

圖6 計算域局部網(wǎng)格分布Fig.6 Grid distribution in the local domain

為了保證有效的計算精度和合理的計算效率，本文首先進行了網(wǎng)格無關(guān)性驗證，圖7給出了仿生光滑翅翼模型升力隨網(wǎng)格數(shù)的變化。由圖可以看出，當網(wǎng)格數(shù)大于300萬時，翼型升力基本不再隨網(wǎng)格數(shù)的增加而變化。本文計算中采用的網(wǎng)格數(shù)約為375萬。

圖7 網(wǎng)格無關(guān)性驗證Fig.7 Grid-independent validation

3 計算結(jié)果分析

鴿子翅長，肌肉強健，具有優(yōu)良的飛行能力，在無風情況下，鴿子正常的飛行速度約為16-20 m/s?？紤]到鴿子在起飛、降落或者有風等特殊情形下不同的飛行速度和飛行姿態(tài)，本文針對鴿子在滑翔狀態(tài)下的不同迎角情況，分別對速度為10 m/s、18 m/s和25 m/s的仿生翅翼模型進行數(shù)值分析，對應(yīng)的雷諾數(shù)分別為8.5×104、1.5×105和2.1×105。

數(shù)值計算中，仿生翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)定義如下：

(4)

(5)

其中，CL為升力系數(shù)，CD為阻力系數(shù)，L為升力，D為阻力，ρ為流體密度，V∞為來流速度，l為特征尺寸(本次研究為翅翼模型的面積)。

觀察圖8、圖9和圖10可知，在0°～5°迎角下，仿生光滑翅翼模型有更高的升力系數(shù)，而當迎角較大時，仿生非光滑翅翼模型的升力系數(shù)更優(yōu)；在小于10°迎角時，仿生光滑翅翼模型的阻力系數(shù)相比于仿生非光滑翅翼模型的阻力系數(shù)較低，在10°～25°迎角時，仿生非光滑翅翼模型的阻力系數(shù)低于仿生光滑翅翼模型的阻力系數(shù)。

(a) 飛行速度為10 m/s

(b) 飛行速度為18 m/s

(c) 飛行速度為25 m/s

圖9 飛行速度為18 m/s時隨迎角變化的阻力系數(shù)(在10 m/s和25 m/s阻力系數(shù)變化情況相似，未給出)Fig.9 Drag coefficient varied with the angle of attack at the flight speed of 18 m/s

圖10 飛行速度為18 m/s時隨迎角變化的升阻比(在10 m/s和25 m/s升阻比變化情況相似，未給出)Fig.10 Lift-drag ratio varied with the angle of attack at the flight speed of 18 m/s

相比于仿生光滑翅翼模型，仿生非光滑翅翼模型在10°～25°迎角時具有較高的升阻比，說明了仿生非光滑翅翼模型在大迎角下有著較好的流動控制能力和氣動性能，從而保證了鴿子對各個迎角的適應(yīng)情況，使鴿子在飛行過程中可以隨意的轉(zhuǎn)換飛行姿態(tài)，例如：起飛和降落等。

在小迎角條件下，氣流流經(jīng)翅翼表面時，由于角度不大且空氣具有一定的粘性，層流邊界層可以保證一定的逆壓梯度，不易產(chǎn)生流動分離。在這樣的條件下，由于光滑的表面使得摩擦阻力減小，而仿生非光滑翅翼模型表面的粗糙導致了摩擦阻力的變大。所以在迎角較小時，仿生光滑翅翼模型的總阻力要小于仿生非光滑翅翼模型的阻力，仿生光滑翅翼模型的氣動性能要優(yōu)于仿生非光滑翅翼模型的氣動性能。而在迎角較大時，氣流在最開始與翅翼接觸時存在一個較大的夾角，在經(jīng)過上表面時容易在翅翼前端就產(chǎn)生氣流分離的現(xiàn)象。光滑表面情況下，由于較大的氣流分離現(xiàn)象，形成了一定的渦結(jié)構(gòu)，導致了阻力系數(shù)的劇增，其增速超過升力系數(shù)的增速，最終導致了升阻比的下降，而仿生非光滑翅翼模型相比于光順處理后的仿生光滑翅翼模型，其后緣的厚度使得整體的翅翼彎度增加，從而使翅翼收到的升力提高，受到的壓差阻力減?。环律枪饣嵋砟Ｐ捅砻姘纪共黄?，這樣的結(jié)構(gòu)使得在流動過程中會形成許多小的擾動，這些小擾動會導致仿生非光滑翅翼模型附近的流體處于不穩(wěn)定的狀態(tài)，壁面的小擾動進入邊界層中轉(zhuǎn)化為邊界層中的失穩(wěn)波，這樣邊界層會具有更高的流速以抵抗勢流產(chǎn)生的逆壓梯度和翅翼表面產(chǎn)生的摩擦阻力。同時表面凹槽的存在可能將表面存在的大渦旋分隔成許多的小渦旋，減小動能損耗，使壓差阻力下降。綜合可以得出，由于翅翼凹槽的存在使得非光滑模型在較大迎角的情況下氣動性能優(yōu)于光滑模型。

為了比較仿生光滑翅翼模型和仿生非光滑翅翼模型的氣動性能，這里對從翅根部開始沿翅展方向選取鴿子翅翼20%、40%和60%展向位置處三個截面的流場分布進行分析，圖11、圖12所示為迎角為20°、速度為18 m/s條件下不同截面處的壓力和與速度分布。對比圖11和圖12可以發(fā)現(xiàn)在同一模型中的相同速度下，翅翼上表面的壓力隨著遠離翅翼根部而增大，翅翼下表面的壓力隨著遠離翅翼根部而減小，導致上下表面的壓力差會隨著遠離翅翼根部而減小，說明了翅根處在提供升力中占有著主導地位，而翅尖處由于弦長較小且厚度較薄的原因?qū)е铝水a(chǎn)生的升力并不高。本文計算是以翅根截面處的翼型來決定迎角的大小，翅翼是扭曲狀態(tài)，翅尖部位的弦線與翅根處弦線并不處于同一水平面，翅根處的0°迎角對于翅尖處則可能是較大的迎角，所以在翅尖處，流動分離點出現(xiàn)的較早，使得翅尖處流動情況較差。但是鴿子在實際飛行過程中，會通過調(diào)節(jié)翅翼的形態(tài)使整體的翅翼處于一個較好的飛行狀態(tài)中。

(a) 20%截面

(b) 40%截面

(c) 60%截面

(a) 20%截面

(b) 40%截面

(c) 60%截面

對比仿生光滑翅翼模型與仿生非光滑翅翼模型在同一截面相同速度下的壓力云圖，可以看出，在20°迎角下，仿生光滑翅翼模型壓力面與吸力面的壓力差小于仿生非光滑翅翼模型的壓力差，這表明仿生非光滑翅翼模型相比于仿生光滑翅翼模型具有更高的升力；再通過對比仿生光滑翅翼模型與仿生非光滑翅翼模型的同一截面相同矢量速度下的速度圖，可以看出仿生光滑翅翼模型表面的氣流在較為前緣處就出現(xiàn)了很明顯的流動分離，而在仿生非光滑翅翼模型的速度矢量圖中，可以明顯看出在翅翼表面流動分離點后移，分離發(fā)生相對滯后。在靠近翅尖的部位，形成了翼尖渦流，流動分離更加的劇烈。流動分離越劇烈，渦流的范圍也就越大，動能消耗也就越大，導致壓差阻力急劇變大，而且仿生非光滑翅翼模型表面的氣流流動時會受到更大的摩擦阻力?？紤]到整個模型所受的壓差阻力和摩擦阻力的影響，當速度為18 m/s、迎角為20°時，仿生非光滑翅翼模型所受到的阻力要低于仿生光滑翅翼模型受到的阻力。綜合壓力云圖和速度矢量圖的分析，在20°迎角下的相同速度時仿生光滑翅翼模型與仿生非光滑翅翼模型相比，仿生非光滑翅翼模型具有更高的升阻比，故仿生非光滑翅翼模型在20°迎角的相同流速下比仿生非光滑翅翼模型具有更好的氣動性能。

4 結(jié) 論

本文通過對仿生光滑翅翼模型和仿生非光滑翅翼模型在滑翔狀態(tài)下不同飛行速度和不同迎角條件下的氣動性能和流動結(jié)構(gòu)的數(shù)值研究，得到的主要結(jié)論如下：

1) 在小迎角條件下，仿生光滑翅翼模型具有更優(yōu)的升力系數(shù)和較小的阻力系數(shù)，其氣動性能優(yōu)于仿生非光滑翅翼模型，升阻比比仿生非光滑翅翼模型能提升了12.1%。在大迎角條件下，仿生非光滑翅翼模型的表面有利于升力系數(shù)的提高和阻力系數(shù)的降低，總體氣動性能優(yōu)于仿生光滑翅翼模型，升阻比相比于仿生光滑翅翼模型提升13.2%。

2) 大迎角時，仿生非光滑翅翼模型表面流動分離點相對于仿生光滑翅翼模型向后遷移，表面的非光滑結(jié)構(gòu)為翅翼表面邊界層轉(zhuǎn)捩提供擾動和不穩(wěn)定性，使得仿生非光滑翅翼壓差阻力下降，具有更好的流動控制能力和氣動性能，這也是鴿子具有優(yōu)秀的飛行能力的原因之一。

本文研究從流動控制的角度揭示了鴿子翅膀表面非光滑結(jié)構(gòu)在其飛行過程中增升減阻功能。關(guān)于鴿子翅膀表面羽毛以及翅膀與身體的協(xié)同作用機制，還需要開展進一步的研究，進而為高效飛行器的仿生設(shè)計提供較為詳盡的理論依據(jù)和技術(shù)支持。

致謝:本文研究工作得到國家自然科學基金項目(No. 51676152)的資助，特別在此表示感謝。

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