一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法

技术领域

本发明属于航空技术领域，尤其是涉及一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法。

背景技术

临近空间飞行器是一类运行在距离海平面20km-100km空域范围内的飞行器，即所处高度在现有航空器可控飞行的最高高度以上，而在卫星维持近地轨道飞行的最低高度以下。在此高度范围内，对比于地面通信中继站，其通讯覆盖区域更广；对比于卫星通讯，其延迟时间短、可再回收利用、信息系统可及时更新等；更显著的优势是在该高度范围内，飞行器具有较高的太阳能利用率。因而，近年来关于临近空间飞行器的设计偏向于高空太阳能长航时无人机的设计，所以设计出一种具有较高载荷和工作效率的新型机翼对临近空间飞行器的设计显得尤为重要。

机翼表面附面层流动是影响其工作效率的主要原因，与流动分离息息相关。高雷诺数下机翼表面流体与机翼一接触，附面层会迅速发生转捩，机翼表面大部分区域为湍流附面层，然而，在低雷诺数的条件下，由于黏性作用力增强，机翼表面附面层大部分处于层流状态，层流附面层虽然相较于湍流附面层所产生的阻力较小，但是在存在逆压梯度的情况下，层流附面层的抗干扰能力弱于湍流附面层，因而湍流附面层抵抗附面层分离的能力也较强。若发生层流分离那么机翼所产生的阻力将远远大于湍流附面层相较于层流附面层所增加的阻力。

目前，对于附面层内的流动常采用主被动流动控制技术。其中，传统的机翼附面层控制方法有增加襟翼、附面层吹吸装置等，但在实际应用中存在结构复杂、可靠性低、重量大且不易实现等问题。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法，以解决现有机翼附面层内流动主动控制应用于临近空间飞行器机翼导致不易实现的问题。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

本发明提供了一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法，包括如下步骤：

获取蜻蜓翅翼表面的翅室结构、以及蜻蜓翅翼横截面上的褶皱波纹结构；

根据蜻蜓翅翼表面翅室结构设计仿生翅室结构；

将蜻蜓横截面褶皱波纹结构的极值点平滑连接，得到仿生机翼剖面结构；

根据仿生机翼剖面结构制作机翼，并在机翼表面附面层转捩发生起始点之前的位置布置仿生翅室结构。

进一步的，所述根据蜻蜓翅翼表面翅室结构设计仿生翅室结构，包括：

根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的形状设计仿生翅室结构的形状；

根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的特征长度与蜻蜓翅翼的翼展之比得到仿生翅室结构的尺寸；

根据仿生翅室结构在机翼表面对应位置处的附面层厚度确定仿生翅室结构的深度；

根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的排布方式设计仿生翅室结构的排布方式。

进一步的，所述仿生翅室结构的形状为四边形、五边形和六边形中的至少一种。

进一步的，所述仿生翅室结构的排布方式为交错排列和对齐排列中的至少一种。

进一步的，所述根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的特征长度与蜻蜓翅翼的翼展之比得到仿生翅室结构的尺寸，包括：

蜻蜓翅翼表面翅室结构的特征长度与蜻蜓翅翼的翼展之比的值选取0.008至0.04中的任一数值；

获取机翼的翼展长度，并根据选取的数值，得到仿生翅室结构的尺寸。

进一步的，所述根据仿生翅室结构在机翼表面对应位置处的附面层厚度确定仿生翅室结构的深度，包括：

获取机翼表面对应仿生翅室结构位置处附面层的厚度值；

将所述厚度值作为所述仿生翅室结构的深度值。

进一步的，在所述根据蜻蜓翅翼表面翅室结构设计仿生翅室结构之后，所述方法还包括：

对仿生翅室结构进行倒角化处理。

进一步的，在所述根据仿生机翼剖面结构制作机翼，并在机翼表面附面层转捩发生起始点之前的位置布置仿生翅室结构之后，所述方法还包括：

根据机翼表面不同的转捩方式，调整仿生翅室结构的形状、尺寸、深度、及排布方式。

相对于现有技术，本发明所述的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法具有以下优势：

本发明所述的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法，通过根据蜻蜓翅翼横截面结构和蜻蜓翅翼的翅室结构设计仿生的改型机翼，通过在机翼上布置合适的仿蜻蜓翅室结构，来控制机翼表面附面层转捩的起始位置，促使附面层提前转捩为湍流附面层，使机翼表面附面层更加稳定，进而使得机翼具有更高的抗干扰能力，减少流动分离所带来的流动损失，从而达到改善流场的目的，有利于提高机翼载荷，并增强其气动性能。此外，本发明只需在机翼表面进行简单的仿生翅室结构布置，具有结构简单，设计和调整方便的优点，同时通过对仿生翅室结构采用倒角化处理，也增加了工程的可实性。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例一提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法的流程示意图；

图2为本发明实施例一提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中蜻蜓翅翼横截面褶皱板速度云图；

图3为本发明实施例一提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中翅翼横截面结构及其仿生机翼剖面结构示意图；

图4为本发明实施例一提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中原型机翼湍流强度及附面层厚度分布云图；

图5为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法的流程示意图；

图6为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中蜻蜓翅翼表面典型结构示意图；

图7为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中不同仿生翅室深度对转捩起始位置影响的仿真结果示意图；

图8为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中改型机翼的结构示意图；

图9为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中50％展向平面原型机翼、对齐排列及交错排列改型机翼的摩阻系数图；

图10为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中原型机翼及改型机翼附面层形状因子分布图；

图11为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中改型机翼模型表面剪切应力云图；

图12为本实施例三所提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法的流程示意图；

图13为本实施例三所提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中倒角化处理后仿生翅室结构的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。

实施例一

图1为本发明实施例一提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法的流程示意图，本实施例可用于临近空间飞行器机翼的改型设计，具体包括如下步骤：

步骤101、获取蜻蜓翅翼表面的翅室结构、以及蜻蜓翅翼横截面上的褶皱波纹结构；

相较于主动控制技术，被动控制技术具有低成本、易实现的特点，并且在近年来的研究中显示出了高效的控制能力，具有较高的应用潜力；而蜻蜓在低雷诺数飞行时所表现出的卓越的飞行能力，以此结合仿生学为临近空间飞行器机翼的设计提供了新的研究思路。

针对临近空间飞行器在低雷诺数工作条件下运行时，其机翼表面的附面层流动情况进行被动控制调节，本发明提出了一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法。由于蜻蜓具有高超的飞行能力，经研究可知蜻蜓翅翼结构可对其表面气流有较好的调控作用，因此参照蜻蜓翅翼的结构特点，设计改型机翼，可以使机翼对其表面气流有较好的调控作用。

步骤102、根据蜻蜓翅翼表面翅室结构设计仿生翅室结构；

通过对蜻蜓翅翼进行分析可知，翅翼上的典型结构分为两个方面，其一为翅翼横截面褶皱状结构；其二为翅翼表面具有不同形状及排布方式的翅室结构。因此，通过将从蜻蜓翅翼上提取出的翅室结构，进行对应于临近空间飞行器机翼的改型方案设定，便于后续的机翼改型和优化。

步骤103、将蜻蜓横截面褶皱波纹结构的极值点平滑连接，得到仿生机翼剖面结构；

图2为本发明实施例一提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中蜻蜓翅翼横截面褶皱板速度云图，如图2所示；通过提取蜻蜓翅翼横截面上典型的褶皱波纹结构，进行建模得到同样褶皱形状的褶皱板，利用仿真软件可知褶皱板在以0°攻角运行时其流场基本信息。在上述速度云图中可以看出褶皱板表面流场中低速区的分布范围将褶皱板的褶皱槽内进行了填充。基于此思路，将蜻蜓横截面褶皱状结构的极值点进行平滑连接得到新型仿生机翼剖面结构，即可满足机翼的改型需要。

此外，本实施例仅取褶皱结构极值点连接后的翼型剖面，对于翼型内部骨架支撑并未做设计要求。由于主要起作用的为仿生机翼剖面结构，本领域技术人员在实际应用时，可以根据实际需要选择合适的翼型内部骨架支撑，在这里不再赘述。

图3为本发明实施例一提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中翅翼横截面结构及其仿生机翼剖面结构示意图。在实际应用过程中，可以通过提取蜻蜓翅翼中部的横截面结构，得到仿生机翼剖面结构，本领域技术人员也可以根据实际需要，提取蜻蜓翅翼其他位置的横截面结构，并进行相应对比试验，以获取最佳的仿生机翼剖面结构，从而使得后续机翼的改型效果更好。此外，实际设计时，也可以根据蜻蜓翅翼不同位置的横截面结构，针对性的确定机翼不同位置的仿生机翼剖面结构，从而获得更接近蜻蜓翅翼的机翼改型结构，本领域技术人员可根据实际需要自行选择，以使得机翼具有更好的飞行性能即可，在这里不再赘述。

步骤104、根据仿生机翼剖面结构制作机翼，并在机翼表面附面层转捩发生起始点之前的位置布置仿生翅室结构。

在实际应用过程中，为了制作机翼，一是需要根据蜻蜓翅翼横截面的褶皱状波纹结构，将波纹结构的极值点平滑连接，得到新的机翼翼型剖面。二是需要参考蜻蜓翅翼表面由翅脉和翅膜所组成的翅室结构，在机翼表面进行合理布置，从而得到了一种仿生非光滑表面被动控制方法，以实现对附面层内的流动的被动控制。

通过在飞行器机翼上对应附面层转捩发生起始点之前的位置布置合适的仿蜻蜓翅室结构，来控制机翼表面附面层转捩的起始位置，可以促使附面层提前转捩为湍流附面层，进而促使机翼表面附面层更加稳定，使具有更高的抗干扰能力，减少流动分离所带来的流动损失。

图4为本发明实施例一提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中原型湍流强度及附面层厚度分布云图，如图4所示，本发明以弦向雷诺数(Rex)为基准，首先确定转捩起始点处的弦向雷诺数，随后在该点之前不同位置处布置特定参数的仿生翅室结构。

为了清楚说明仿蜻蜓翅室结构布置位置，本实施例结合临近空间飞行器实际运行参数，进行数值模拟。示例性的，根据图4可知，在弦向雷诺数为1.5*10

在飞行器飞行过程中，机翼表面存在的附面层会发生转捩，进而发展为湍流附面层。其中，发生转捩前的层流附面层的抗干扰能力较弱，而湍流附面层虽然会增加阻力但是能够有效提高附面层抗干扰能力。示例性的，当迎角为零时，通过摩阻系数的突变位置可以清楚的看出附面层的转捩起始位置。附面层内流体与主流动量交换增强，剪切应力增加。转捩完成后摩阻系数值趋于稳定，此时附面层发展成为充分发展的湍流附面层。

与现有技术相比，本实施例通过根据蜻蜓翅翼表面的翅室结构、以及蜻蜓翅翼横截面上的褶皱波纹结构，设计带有仿生翅室结构和仿生机翼剖面结构的机翼，可提高机翼在临近空间飞行时的飞行性能；并且本实施例还通过在机翼上布置合适的仿蜻蜓翅室结构，来控制机翼表面附面层转捩的起始位置，促使附面层提前转捩为湍流附面层，使机翼表面附面层更加稳定，进而使得机翼具有更高的抗干扰能力，减少流动分离所带来的流动损失，有利于进一步提高机翼的飞行性能。

实施例二

图5为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法的流程示意图；本实施例以上述实施例为基础进行优化，在本实施例中，将所述根据蜻蜓翅翼表面翅室结构设计仿生翅室结构，具体优化为：根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的形状设计仿生翅室结构的形状；根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的特征长度与蜻蜓翅翼的翼展之比得到仿生翅室结构的尺寸；根据仿生翅室结构在机翼表面对应位置处的附面层厚度确定仿生翅室结构的深度；根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的排布方式设计仿生翅室结构的排布方式。

相应的，本实施例所提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法，具体包括：

步骤201、获取蜻蜓翅翼表面的翅室结构、以及蜻蜓翅翼横截面上的褶皱波纹结构；

步骤202、根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的形状设计仿生翅室结构的形状；

图6为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中蜻蜓翅翼表面典型结构示意图，如图6所示，通过分析蜻蜓翅翼表面翅室结构的分布可知，翅室结构的形状主要为四边形、五边形和六边形；排布方式为交错排列或等距对齐排列。对蜻蜓翅翼表面的典型翅室结构进行提取及模化处理可得五种典型结构，即对齐排列的四边形、交错排列的四边形、对齐排列的五边形、交错排列的五边形、以及交错排列的六边形。因此，仿生翅室结构的形状可以为四边形、五边形和六边形中的至少一种。

步骤203、根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的特征长度与蜻蜓翅翼的翼展之比得到仿生翅室结构的尺寸；

本发明所设计的仿生翅室结构的特征长度与机翼翼展长度的比值，参照蜻蜓翅翼上翅室特征长度与翅翼翼展之比的值来设计，以此来保证设计方法的普适性。其中，仿生翅室结构的特征长度是所设计的仿生翅室形状(即四边形、五边形、六边形)的外接圆直径长度。实际应用过程中，通过对蜻蜓翅翼表面进行实际测量可知其表面翅室结构的特征长度与翅翼长度之比的值在0.008至0.04的范围内，本发明旨在于通过较小的结构调整，使流场具有较好的气动特性所以选用较小比值来进行仿生翅室结构尺寸参数的设定。

因此，在实际应用过程中，蜻蜓翅翼表面翅室结构的特征长度与蜻蜓翅翼的翼展之比的值选取0.008至0.04中的任一数值；进而再获取机翼的翼展长度，并根据选取的数值，计算得到仿生翅室结构的尺寸。其中，蜻蜓翅翼表面翅室结构的特征长度与蜻蜓翅翼的翼展之比的值，应当与仿生翅室结构的特征长度与机翼的翼展长度之比的值相同，在获知了机翼的翼展长度的情况下，即可计算出仿生翅室结构的特征长度，进而再根据选取的仿生翅室结构形状，得到仿生翅室结构的实际尺寸。

示例性的，选取仿生翅室结构形状为四边形，该四边形的外接圆直径应等于仿生翅室结构的特征长度。相应的，五边形和六边形同理，在这里不再赘述。因此，通过计算仿生翅室结构的特征长度，即可得出仿生翅结构的尺寸参数。

步骤204、根据仿生翅室结构在机翼表面对应位置处的附面层厚度确定仿生翅室结构的深度；

具体的，获取机翼表面对应仿生翅室结构位置处附面层的厚度值；并将所述厚度值作为所述仿生翅室结构的深度值，即可确定仿生翅室结构的深度。通过将仿生翅室结构对应位置处附面层的厚度值作为仿生翅室结构的深度，可使得仿生翅室结构对流场具有较好的调控作用。

图7为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中不同仿生翅室深度对转捩起始位置影响的仿真结果示意图，如图7所示，在机翼弦向雷诺数为0的位置处布置1毫米和等同于转捩位置处的附面层厚度值的3毫米这两种不同深度的仿生翅室结构，对比于原型，可以看出深度为1毫米的方案对于转捩的影响并不突出，仅使得转捩起始位置稍有提前，而深度为3毫米的方案使得转捩在仿生翅室结构布置位置处立即开始发生转捩。由此可以清晰地看出结构深度对流场的调控作用具有较大影响，而且采用等同于附面层厚度值的深度值可以使得仿生结构对流场具有较好的调控作用。

步骤205、根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的排布方式设计仿生翅室结构的排布方式；

可选的，仿生翅室结构的排布方式为交错排列和对齐排列中的至少一种。示例性的，以四边形的仿生翅室结构为例，四边形的仿生翅室结构在机翼上可以至少设置一列，四边形的仿生翅室结构可采用等距对齐排列和/或交错排列的方式实现对机翼的改型。其中，当仿生翅室结构采用交错排列时，相邻的三个仿生翅室结构均呈三角形排布。相应的，五边形和六边形仿生翅室结构同理，五边形仿生翅室结构可以采用交错排列和/或等距对齐排列实现对机翼的改型，而六边形仿生翅室结构则可以采用交错排列的方式实现对机翼的改型。

图8为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中改型机翼的结构示意图，如图8所示，机翼上设置两列仿生翅室结构，四边形的仿生翅室结构交错排列设置在机翼上。采用一列四边形的仿生翅室结构就可以达到控制转捩的目的，而采用多列四边形的仿生翅室结构对于机翼表面阻力会有一定的减小作用，因此本领域技术人员也可以根据实际需要设置四边形的仿生翅室结构的列数。

图9为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中50％展向平面原型机翼、对齐排列及交错排列改型机翼的摩阻系数图，如图9所示，通过对比分析原型机翼、在弦向雷诺数为0处朝着顺流向方向开始布置对齐排列及交错排列四边形仿生翅室结构的改型机翼这三个算例，可知相较于原型在弦长60％左右处转捩开始的情况，两种机翼改型均使得改型附面层由于仿生结构的存在使其提前发生转捩。

具体的，通过分析模型50％展向平面摩阻系数图可以看出原型图在弦向雷诺数约为1.6x10

在验证案例中，可以将六列相同的四边形翅室结构布置在模型的前缘部分，并在弦向雷诺数为0处开始沿气流顺流动方向间隔布置六列四边形翅室结构。经验证发现，对齐排列的四边形与交错排列的四边形两种在50％展向平面上分别所显示出的6个波动趋势与3个波动趋势，以及这些波动所出现的起始位置，正对应于对齐排列的四边形在该平面上所包含的6个翅室结构、以及交错排列的四边形在该平面上所包含的3个翅室结构的布置位置。由此可知将仿蜻蜓翅室结构在机翼上布置对于附面层转捩的控制有较好的控制效果。

图10为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中原型机翼及改型机翼附面层形状因子分布图，如图10所示，综合临近空间飞行器工作环境特点，进行边界条件和初始条件的设定，通过对比原型、排布对齐排列四边形及交错排列的正方形翅室结构，进行初步改型效果探索。改型效果如图10所示，对比于原型，改型机翼转捩位置提前至仿生结构布置位置，并且在仿生结构布置位置附近完成转捩，发展为完全湍流。

其中，如图10所示，形状因子H是用来衡量附面层流动状态的参数，一般认为层流状态的形状因子应该大于2；湍流状态的形状因子一般为1.5左右，H值越小表明，速度型剖面形状越饱满，就意味着层与层之间有更强的动量交换，因而附面层不易发生分离。通过图10可以明显看出改型后机翼的形状因子相较于原型机翼降低，因此进行量化分析形状因子的变化率，用R代表改型机翼表面相对于光滑表面的变化率：该数值通过下列公式计算可得：

其中，H原型表示图中原型曲线对应的形状因子H的值，H改型表示图中对齐排列和交错排列曲线对应形状因子H的值。

参考图10可知，H原型值为1.42045，H对齐排列改型值为1.352849，H交错排列改型值为1.359966，由此基于上述公式计算可知，在机翼上布置对齐排列的翅室结构可以使得在机翼尾缘处的形状因子减小约4.7591％；而对于布置交错排列的翅室结构也可以使的机翼尾缘处的形状因子减少约4.2581％。由此可见，对齐排列和交错排列的仿生翅室结构对机翼均具有良好的改型效果，但对齐排列这一排布方式可使得形状因子值降低更多。

图11为本发明实施例二提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中改型机翼模型表面剪切应力云图，如图11所示，利用仿真软件进行模拟可知，对比两种排布方式的机翼表面剪切应力，图11(a)对齐排列的改型机翼壁面剪切应力约为2.5，而图11(b)交错排列的改型机翼壁面剪切应力约为2.7。其中，利用仿真软件模拟得到机翼表面剪切应力数值为现有技术，本领域技术人员可根据实际需要选择合适的仿真软件进行模拟得到，在这里不再赘述。

综上所述，分析可知两种改型方式均可以促使改型机翼附面层提前转捩，并且使其附面层形状因子值明显降低，从而使附面层速度型剖面形状更为饱满，附面层获得更高的抗干扰能力。同时，对比两种排布方式对于改型机翼表面剪切应力值，即对比两种排布方式所产生的表面摩擦阻力值，根据仿真结果可知对齐排列这一排布方式可使得形状因子值降低更多，产生的阻力值更低，因此采用等距对齐排列方式布置仿生翅室结构，相对来说对机翼的改型效果更好。

步骤206、将蜻蜓横截面褶皱波纹结构的极值点平滑连接，得到仿生机翼剖面结构；

步骤207、根据仿生机翼剖面结构制作机翼，并在机翼表面附面层转捩发生起始点之前的位置布置仿生翅室结构。

本实施例二通过先根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的形状设计仿生翅室结构的形状；然后根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的特征长度与蜻蜓翅翼的翼展之比得到仿生翅室结构的尺寸；之后根据仿生翅室结构在机翼表面对应位置处的附面层厚度确定仿生翅室结构的深度；最后根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的排布方式设计仿生翅室结构采用四边形等距对齐排列的排布方式，可以得到最优的机翼改型设计。

实施例三

图12为本实施例三所提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法的流程示意图；本实施例以上述实施例为基础进行优化，在本实施例中，在所述根据蜻蜓翅翼表面翅室结构设计仿生翅室结构之后，增加如下步骤：对仿生翅室结构进行倒角化处理。

相应的，本实施例所提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法，具体包括：

步骤301、获取蜻蜓翅翼表面的翅室结构、以及蜻蜓翅翼横截面上的褶皱波纹结构；

步骤302、根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的形状设计仿生翅室结构的形状；

步骤303、根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的特征长度与蜻蜓翅翼的翼展之比得到仿生翅室结构的尺寸；

步骤304、根据仿生翅室结构在机翼表面对应位置处的附面层厚度确定仿生翅室结构的深度；

步骤305、根据蜻蜓翅翼表面翅室结构的排布方式设计仿生翅室结构的排布方式；

步骤306、对仿生翅室结构进行倒角化处理；

图13为本实施例三所提供的一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法中倒角化处理后仿生翅室结构的结构示意图。由于蜻蜓表面结构翅脉与翅膜所组成的翅室结构其连接处为光滑类弧形过渡，因此通过仿生翅室结构设计时进行倒角化处理，使仿生翅室结构的表面形成光滑类弧形过渡，可以使得仿生翅室结构更接近蜻蜓翅翼的翅室结构，有利于进一步提高机翼的飞行性能，也便于随后的工程实践应用。

在实际应用过程中，通过对实际蜻蜓翅室的研究可以发现蜻蜓翅室边缘为圆弧形连接方式，通过对比有无倒角的两种翅室结构，可以发现两种方案对于流场中转捩起始位置的控制作用相差不大，但进行倒角处理的仿生翅室结果有利于改善机翼的飞行性能；同时考虑到实际应用时工程实践的实用性，本设计采用增加倒角的方案。

步骤307、将蜻蜓横截面褶皱波纹结构的极值点平滑连接，得到仿生机翼剖面结构；

步骤308、根据仿生机翼剖面结构制作机翼，并在机翼表面附面层转捩发生起始点之前的位置布置仿生翅室结构。

本实施例在所述根据蜻蜓翅翼表面翅室结构设计仿生翅室结构之后，增加对仿生翅室结构进行倒角化处理；通过上述步骤，可以使仿生翅室结构的表面形成光滑类弧形过渡，进而使得仿生翅室结构更接近蜻蜓翅翼的翅室结构，便于后续的工程实践应用。

转捩，即从层流到湍流的过渡，表征一种流动现象。转捩可分为三种：自然转捩，旁路转捩，分离流转捩。自然转捩发生在低湍流度下(Tu＜1％)，被认为是最普遍的一种转捩形式。而旁路转捩是由外部气流(自由流湍流)的强干扰引起的，其附面层内扰动呈代数增长，不再服从指数规律，即不经过T-S波的小扰动增长过程而直接由层流突变为湍流。典型的例子是叶轮机械中的转捩过程。

其中，雷诺数常用来判断粘性流体的流动状态，处于低雷诺数的工作条件下，粘性力占主导地位，粘性效应在整个流场中都很重要，机翼表面大多处于层流状态。

弦向雷诺数是随弦长的改变其数值随之发生变化的局部雷诺数。摩阻系数及摩擦阻力系数，其定义为流向壁面剪切应力和入口动压的比值，其计算公式为：

其中U

位移厚度δ

动量厚度θ定义为由于附面层存在引起的动量亏损和理想情况下流体动量的比值。其计算公式如下：

形状因子定义为位移厚度和动量厚度的比值，其表达式如下：

其中h为附面层高度，ρ、v分别为附面层内的实际密度与实际流速，ρ

形状因子H是反映附面层内速度型分布形状的参数，H越小表明速度型剖面形状越饱满，意味着流层之间有更强的动量交换，附面层不易发生分离。一般认为层流状态的形状因子应该大于2；湍流状态形状因子一般为1.5左右。

本发明主要针对低雷诺数运行条件下的临近空间飞行器机翼，参照蜻蜓翅翼上典型的翅室结构，同时综合考虑翅室结构典型的形状及排布方式提出一种新型仿生非光滑表面，并由此提出了一种基于蜻蜓翅翼横截面结构的新型仿生翼型设计方法。其中，本发明所利用的原理和方法与目前所存在的非光滑表面被动流动控制方法不相同，主要是与仿生学结合，对蜻蜓翅翼横截面及表面翅室不同的典型结构进行合理地分析应用，从而达到改善流场的目的，从而提高机翼载荷增强其气动性能。

本发明主要涉及了一种新型仿生非光滑表面被动流动控制方法，并由此提出了一种仿生临近空间飞行器机翼改型设计方法，本发明通过详细分析蜻蜓翅翼横截面及表面翅室结构，将其典型结构提取并且模化，最终应用于低雷诺数条件下的临近空间飞行器机翼表面，通过将其横截面褶皱波纹状结构极值点平滑连接获得仿生机翼剖面结构，并将机翼表面的仿生翅室结构作为非光滑表面结构，作为流场被动控制方案的一种。通过在机翼表面合理布置仿生翅室结构进行流场的调控，同时又在翅室布置时将仿生翅室结构边缘进行倒角化处理，使得工程应用更加便于实现。

此外，本发明还通过将仿生翅室结构布置于附面层转捩位置之前，在控制转捩起始点的同时，可以使得改型后机翼的形状因子值减小，进而使得改型后机翼表面转捩后湍流附面层的抗干扰能力得到提升。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。