本发明的实施方式涉及数据处理，更具体地，本发明的实施方式涉及一种仿生飞行器气动特性估算方法、装置、设备、介质及产品。
背景技术：
1、本部分旨在为权利要求书中陈述的本发明的实施方式提供背景或上下文。此处的描述不因为包括在本部分中就承认是现有技术。
2、随着科技的飞速发展，仿生学在飞行器设计领域的应用日益广泛。仿生飞行器，特别是模仿自然界昆虫或鸟类等生物扑翼飞行机制的飞行器，因其独特的飞行模式和潜在的应用价值，成为航空航天领域的研究热点。然而，仿生飞行器的气动特性分析一直是制约其发展的关键技术难题之一。
3、传统的飞行器气动特性分析方法，如基于计算流体动力学（cfd）的数值模拟方法，虽然具有较高的精度，但计算量大、耗时长，难以满足实时性和快速性的需求。特别是在仿生飞行器领域，由于其复杂的飞行模式和柔性扑翼结构的特殊性，传统的分析方法往往难以准确、快速地估算其气动特性。
技术实现思路
1、在本上下文中，本发明的实施方式期望提供一种仿生飞行器气动特性估算方法、装置、设备、介质及产品。
2、在本发明实施方式的第一方面中，提供了一种仿生飞行器气动特性估算方法，包括：
3、基于机翼前缘点的三维坐标以及弦长，建立仿生飞行器的机翼几何模型；
4、将初始参数输入所述机翼几何模型，输出当前时刻垂直于所述仿生飞行器的机翼的气动合力；其中，所述初始参数中包括终止时刻和时间间隔步长；
5、根据所述气动合力，确定所述机翼的弦向承力杆绕所述机翼前缘的扭转角度；
6、若所述当前时刻未达到所述终止时刻，则根据所述扭转角度对所述机翼几何模型进行更新，并在间隔所述时间间隔步长后，基于更新后的机翼几何模型输出当前时刻垂直于所述仿生飞行器的机翼的气动合力，以及执行所述的根据所述气动合力，确定所述机翼的弦向承力杆绕所述机翼前缘的扭转角度的步骤；
7、若所述当前时刻达到所述终止时刻，则将所述气动合力进行分解，得到沿垂直方向的扑翼升力以及沿水平方向的推力与阻力的水平合力。
8、在本实施方式的一个实施例中，所述基于机翼前缘点的三维坐标以及弦长，建立仿生飞行器的机翼几何模型，包括：
9、基于预设的展向切分数量，确定切分后的所有机翼前缘点的三维坐标；其中，所述机翼前缘点有多个；
10、获取初始时刻给定每个所述机翼前缘点的弦长；
11、基于每个所述机翼前缘点的弦长和弦向切分数量，建立仿生飞行器的机翼几何模型。
12、在本实施方式的一个实施例中，所述初始参数中还包括所述仿生飞行器的飞行速度、所述机翼的扑动速度和扑动姿态描述函数。
13、在本实施方式的一个实施例中，所述机翼几何模型划分有多个涡格，所述输出当前时刻垂直于所述仿生飞行器的机翼的气动合力，包括：
14、基于全局坐标系下的来流速度和转换矩阵，计算得到来流速度；其中，所述转换矩阵为所述全局坐标系转换到气动力计算坐标系的转换矩阵；
15、基于所述涡格距所述机翼的扑动轴的长度、扑动角速度以及扑动角度，计算得到相对来流速度；
16、根据所述来流速度、所述相对来流速度以及各个所述涡格的诱导速度，计算得到各个所述涡格的和速度；
17、基于各个所述涡格的和速度，确定当前时刻垂直于所述仿生飞行器的机翼的气动合力。
18、在本实施方式的一个实施例中，所述根据所述气动合力，确定所述机翼的弦向承力杆绕所述机翼前缘的扭转角度，包括：
19、确定所述气动合力在弦向的合力作用点；
20、根据所述气动合力、所述合力作用点、所述机翼的悬臂梁长度、所述弦向承力杆材料的弹性模量以及所述机翼的悬臂梁绕固支位置的转动惯量，计算得到所述悬臂梁末端产生的挠度；
21、基于反三角函数对所述挠度进行计算，得到所述机翼的弦向承力杆绕所述机翼前缘的扭转角度。
22、在本实施方式的一个实施例中，所述根据所述气动合力、所述合力作用点、所述机翼的悬臂梁长度、所述弦向承力杆材料的弹性模量以及所述机翼的悬臂梁绕固支位置的转动惯量，计算得到所述悬臂梁末端产生的挠度的计算公式为：
23、
24、其中，为所述挠度，为所述气动合力，为所述合力作用点，l为所述机翼的悬臂梁长度，e为所述弦向承力杆材料的弹性模量，i为所述机翼的悬臂梁绕固支位置的转动惯量。
25、在本发明实施方式的第二方面中，提供了一种仿生飞行器气动特性估算装置，包括：
26、建立模型，用于基于机翼前缘点的三维坐标以及弦长，建立仿生飞行器的机翼几何模型；
27、输出模型，用于将初始参数输入所述机翼几何模型，输出当前时刻垂直于所述仿生飞行器的机翼的气动合力；其中，所述初始参数中包括终止时刻和时间间隔步长；
28、确定模型，用于根据所述气动合力，确定所述机翼的弦向承力杆绕所述机翼前缘的扭转角度；
29、更新模型，用于若所述当前时刻未达到所述终止时刻，则根据所述扭转角度对所述机翼几何模型进行更新，并在间隔所述时间间隔步长后，基于更新后的机翼几何模型输出当前时刻垂直于所述仿生飞行器的机翼的气动合力，以及执行所述的根据所述气动合力，确定所述机翼的弦向承力杆绕所述机翼前缘的扭转角度的步骤；
30、分解模型，用于若所述当前时刻达到所述终止时刻，则将所述气动合力进行分解，得到沿垂直方向的扑翼升力以及沿水平方向的推力与阻力的水平合力。
31、在本发明实施方式的第三方面中，提供了一种计算设备，所述计算设备包括：至少一个处理器、存储器和输入输出单元；其中，所述存储器用于存储计算机程序，所述处理器用于调用所述存储器中存储的计算机程序来执行第一方面中任一项所述的方法。
32、在本发明实施方式的第四方面中，提供了一种计算机可读存储介质，其包括指令，当其在计算机上运行时，使得计算机执行第一方面中任一项所述的方法。
33、在本发明实施方式的第五方面中，提供了一种计算机程序产品，包括计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现第一方面中任一项所述的方法。
34、根据本发明实施方式的仿生飞行器气动特性估算方法、装置、设备、介质及产品，能够构建基于机翼前缘点的三维坐标以及弦长的机翼几何模型，并且基于该机翼几何模型通过快速空气动力学、固体力学简化估算方法，快速得到扑翼飞行器气动特性结果，通过引入扑动速度的反向速度作为来流速度的非定常涡格法扑翼气动力计算方法，以及采用悬臂梁弯曲理论对扑翼变形量进行简化修正方法，从而更加准确、快速地估算仿生飞行器的气动特性。
1.一种仿生飞行器气动特性估算方法，包括：
2.根据权利要求1所述的仿生飞行器气动特性估算方法，所述基于机翼前缘点的三维坐标以及弦长，建立仿生飞行器的机翼几何模型，包括：
3.根据权利要求1所述的仿生飞行器气动特性估算方法，所述初始参数中还包括所述仿生飞行器的飞行速度、所述机翼的扑动速度和扑动姿态描述函数。
4.根据权利要求3所述的仿生飞行器气动特性估算方法，所述机翼几何模型划分有多个涡格，所述输出当前时刻垂直于所述仿生飞行器的机翼的气动合力，包括：
5.根据权利要求3所述的仿生飞行器气动特性估算方法，所述根据所述气动合力，确定所述机翼的弦向承力杆绕所述机翼前缘的扭转角度，包括：
6.根据权利要求5所述的仿生飞行器气动特性估算方法，所述根据所述气动合力、所述合力作用点、所述机翼的悬臂梁长度、所述弦向承力杆材料的弹性模量以及所述机翼的悬臂梁绕固支位置的转动惯量，计算得到所述悬臂梁末端产生的挠度的计算公式为：
7.一种仿生飞行器气动特性估算装置，包括：
8.一种计算设备，所述计算设备包括：
9.一种计算机可读存储介质，其包括指令，当其在计算机上运行时，使得计算机执行如权利要求1~6中的任一项所述的方法。
10.一种计算机程序产品，包括计算机程序，其特征在于，该计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-6中任一项所述的方法。
