翼-尾耦合对扑翼飞行器气动性能的影响

《Biomimetics》：Effects of Wing–Tail Coupling on Aerodynamic Performance of Flapping-Wing Aircraft

　　

为解决对仿鸟扑翼飞行器在不同飞行阶段气动特性的有限认识以及翼与尾之间不清晰的流场相互作用机制，本研究基于自主研发的样机，使用ANSYS Fluent和重叠网格方法（overset mesh method）进行了三维数值模拟。定量评估了不同飞行条件下关键尾翼参数的气动效应，并研究了双向翼-尾气动耦合的机理。结果表明，在平飞过程中，尾翼扭转对瞬时升力和推力的影响可忽略不计，最大变化仅0.2 N，但显著影响飞行器的整体气动力矩。当尾翼扭转角从15°增加到20°时，俯仰力矩增加6%。相比之下，在爬升飞行中，尾翼俯仰角对升力和推力有显著影响，其气动影响强烈依赖于飞行器攻角（angle of attack, AoA）。在飞行器攻角为15°时，周期平均俯仰力矩的最大值与最小值之差达到0.2 N·m。对涡量场和压力分布的进一步分析证实了翼-尾气动耦合的存在。尾翼不仅直接改变作用于飞行器的气动力和力矩，还改变机翼产生的流动结构，同时机翼尾流也影响尾翼的气动效率。这种双向翼-尾气动耦合在不同飞行条件下对塑造飞行器的气动响应起着关键作用。这些发现阐明了关键尾翼参数的气动作用，并揭示了不同飞行阶段背后的流场相互作用机制，为仿鸟扑翼飞行器的运动参数优化和精确姿态控制提供了理论基础。

**论文解读：翼-尾耦合对扑翼飞行器气动性能的影响**

**研究背景与问题**

仿鸟扑翼飞行器（Flapping-Wing Aircraft, FWA）因其在隐蔽性、机动性、低功耗和长航时方面的优势，成为仿生航空领域的关键研究方向。然而，现有扑翼飞行器在机动性能和低雷诺数（Reynolds number, Re）条件下复杂流场的适应性方面仍远落后于真实鸟类。鸟类通过翼与尾的协调运动实现高效飞行调控，但此前研究多将翼和尾视为独立的气动和控制面，忽略了它们在实际飞行中的动态耦合。尤其是在不同飞行阶段（如平飞和爬升）中，翼-尾间的气动相互作用机制尚不明确，缺乏对全包线飞行控制的可靠理论指导。为此，研究人员基于此前开发的多自由度尾翼结构样机，开展数值模拟研究，旨在量化尾翼参数在不同飞行状态下的气动效应，揭示双向翼-尾耦合机制。

**研究内容与结论**

研究人员建立了简化三维数值仿真模型，采用ANSYS Fluent 2022 R1和重叠网格方法（overset mesh method），针对平飞和爬升两个典型飞行阶段进行系统分析。研究设置了不同尾翼扭转角（0°~20°）和不同尾翼俯仰角（-15°~15°）以及整机攻角（0°~15°）组合，通过求解雷诺平均纳维-斯托克斯方程（Reynolds-Averaged Navier-Stokes, RANS）并采用剪切应力输运（Shear Stress Transport, SST）k-ω湍流模型，获得气动力和力矩数据，并结合涡量场和压力分布揭示流场机制。研究得出以下重要结论：平飞阶段尾翼扭转角对升力和推力影响极小（峰值变化不超过0.2 N），但显著调节俯仰、滚转和偏航力矩，最优扭转角范围为0°~15°；爬升阶段尾翼俯仰角与整机攻角存在强耦合效应，当攻角为15°且尾翼俯仰角为5°时，周期平均俯仰力矩接近零，可实现纵向稳定同时保持最大升力。研究还确认了翼-尾气动耦合的双向性：尾翼改变机翼产生的流动结构，同时机翼尾流也影响尾翼气动效率，这一耦合效应在不同飞行阶段对飞行器响应起关键作用。该论文发表在《Biomimetics》。

**主要关键技术与方法**

研究人员采用了以下关键技术方法：（1）基于ANSYS Fluent的重叠网格方法（overset mesh method），实现多个运动部件的独立网格划分与耦合计算；（2）通过用户自定义函数（User-Defined Function, UDF）控制各区域（机身、内翼、外翼、尾翼）的独立运动；（3）选用剪切应力输运（SST）k-ω湍流模型，因其在低Re数（10⁴~10⁵）条件下对近壁面处理和分离流预测具有高精度；（4）设置速度入口（5 m/s，湍流强度5%）和压力出口（相对静压0 Pa），壁面采用无滑移移动壁面条件，并确保整个气动表面在扑动周期内y⁺小于1；（5）通过网格独立性验证和时间步长独立性验证（时间步选择1/1000 T，中等密度网格），保证计算精度与资源效率的平衡。

**研究结果**

**3.1 平飞阶段尾翼扭转角对气动特性的影响**

通过对比不同尾翼扭转角（0°~20°）下单个扑动周期内的瞬时升力和推力曲线，发现尾翼扭转角对飞行器整体升力和推力峰值影响很小（最大变化仅0.2 N）。随着扭转角增大，尾翼水平投影面积减小，削弱了尾翼的升力生成。然而，尾翼扭转显著改变了整体力矩：瞬时俯仰力矩在t=0~0.25 T区间随扭转角增大而增加，在t=0.25~0.5 T区间则下降；周期平均俯仰力矩在扭转角从0°增至10°时呈下降趋势，在15°时趋缓，在20°时突然急剧增加6%，表明尾翼扭转引起整机攻角变化，过大的扭转角可能导致飞行高度损失。同时，瞬时滚转力矩和瞬时偏航力矩的峰值均随扭转角增大而增加，且两者方向均与尾翼扭转方向相反，表明尾翼扭转可通过同时影响滚转和偏航力矩使飞行器完成与扭转方向相反的转向机动。进一步通过分析0.1倍半展长（0.1_{_b_/2}）截面和-0.1倍半展长截面处的涡量和压力云图，揭示了平飞阶段翼-尾气动耦合机制：不同扭转角下尾翼截面位于翼诱导下洗流场的不同区域，翼扑动产生的下洗流场调节尾翼涡结构，改变了尾翼上下表面压差，从而驱动整体力矩变化。

**3.2 爬升阶段尾翼俯仰角对气动特性的影响**

在爬升阶段，研究人员设置了整机攻角（0°、5°、10°、15°）和尾翼俯仰角（-15°~15°）的组合工况。周期平均升力随整机攻角增加而单调增大；对于固定整机攻角，尾翼上偏（>0°）时升力随上偏角增大而减小，尾翼下偏（<0°）时升力随下偏角增大而增大。周期平均推力则随整机攻角增大而减小（除攻角5°且尾翼俯仰角15°的个例外）；尾翼上偏时推力随上偏角增大而增大，下偏时推力随下偏角增大而减小。尾翼俯仰角对推力/升力的影响依赖于整机攻角。进一步分析周期平均俯仰力矩发现：当尾翼俯仰角为0°或5°且攻角增加时，平均俯仰力矩仍大于0（俯冲力矩），且随攻角增大而增大；当尾翼俯仰角为10°或15°且攻角为0°或5°时，平均俯仰力矩小于0（抬头力矩）；当攻角为10°或15°且尾翼俯仰角为10°时，俯仰力矩方向反转。尾翼下偏时平均俯仰力矩始终大于0，且随尾翼俯仰角和整机攻角增大而增大。通过分析整机攻角0°和10°下不同尾翼俯仰角的涡量和压力云图，明确了耦合机制：整机攻角改变了翼下洗强度和尾涡轨迹，进而对尾翼上下表面产生不同影响。存在一个最优耦合区间（如攻角0°~5°、尾翼俯仰角5°时），尾翼前缘恰好与下扑阶段翼尖涡（TEV-down）下方高速区重叠，翼涡与尾翼附着流产生有利相互作用，额外诱导速度增大了尾翼有效攻角，并将涡旋转动能转化为附加推力。这种耦合效应也显著影响俯仰力矩特性，飞行器可通过调整尾翼俯仰角在稳定与不稳定飞行状态之间切换。

**总结与结论讨论**

论文最后总结了关键结论：（1）平飞阶段尾翼扭转角对升力和推力影响可忽略（峰值变化≤0.2 N），但显著调节俯仰、滚转和偏航力矩；最优尾翼扭转角为0°~15°，超过20°时俯仰力矩突增6%，可能导致高度损失。（2）爬升阶段，整机攻角每增加5°，周期平均升力约增加1.2 N，周期平均推力约减少0.15 N；在整机攻角为15°时，最优尾翼俯仰角为5°，此时周期平均俯仰力矩接近零，可在保持最大升力的同时实现纵向稳定；尾翼下偏（<0°）会放大俯冲力矩，不利于爬升性能。研究指出，与先前将翼和尾视为独立气动面并主要关注滑翔阶段气动交互的研究不同，本研究系统揭示了不同飞行阶段关键运动参数对扑翼飞行器气动性能的影响及流场机制。这些结果可为不同飞行阶段的姿态控制提供指导，建立尾翼扭转角、俯仰角与整机气动力矩之间更精确的映射关系，实现多控制参数的协调调整，从而完成更稳定的转向或爬升机动。该研究也为仿鸟扑翼飞行器的参数优化和姿态控制系统设计提供了坚实的理论基础。论文同时指出了局限性：尾翼简化为刚性扇形薄板、机翼简化为刚性翼，忽略了柔性变形和羽毛间隙效应；仅分析了平飞和爬升两个典型飞行阶段，未涉及俯冲、悬停等复杂机动状态；研究在固定来流速度和恒定扑动频率下进行，未考虑大气湍流和阵风等复杂环境。未来研究可建立柔性尾翼的流固耦合模型，引入先进大气湍流模型，进一步探究翼-尾协调运动在复杂流场条件下提升气动稳定性的机制。