專利名稱：一種復(fù)合撲動的撲翼飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種撲翼飛行器，特別是一種微型撲翼飛行器。
背景技術(shù)：
微型撲翼飛行器是一種模仿鳥類飛行的新概念飛行器，它具有體積小、重量輕、使用靈活、效率高等優(yōu)勢，如果搭載傳感器和相關(guān)的數(shù)據(jù)傳輸和飛行控制系統(tǒng)，形成微型撲翼無人機(jī)平臺，就會具有廣闊的應(yīng)用前景。圍繞這一課題，各國已研制出可控飛行的撲翼飛行器，其中較成功的有美國Aero Vironment公司與加利福尼亞大學(xué)合作的“Microbat”以及荷蘭Delft大學(xué)的“Delfly”等，但這些撲翼飛行器距離實用無人機(jī)系統(tǒng)的飛行器平臺都有一定的距離。微型撲翼飛行器難以實用化的主要原因是現(xiàn)有微型撲翼飛行器氣動效率不足、有效載荷小、內(nèi)部空間小，無人機(jī)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)傳輸分系統(tǒng)、飛控導(dǎo)航分系統(tǒng)和任務(wù)載荷受到有效載荷和內(nèi)部空間的限制難以布置。這是由于撲翼驅(qū)動機(jī)制多為單純的平面上下?lián)鋭樱匀唤绲镍B類和昆蟲在飛行過程中，其翼的撲動除了上下運動之外，還附加了前后掃掠以及翼面繞展向的扭轉(zhuǎn)。對于鳥類和昆蟲飛行的相關(guān)研究表明，生物撲翼產(chǎn)生升力具有“拍飛 (Clap-Fling) ”、“延時失速(Delayed Stall) ”、“旋轉(zhuǎn)環(huán)流(Rotational Circulation) ”和 “尾流捕獲(Wake Capture)”四種產(chǎn)生大升力的機(jī)理，其中，“拍飛”和“延時失速”是撲動機(jī)翼固有的升力機(jī)理，而“旋轉(zhuǎn)環(huán)流”和“尾流捕獲”則是撲翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的效果，因此，復(fù)合撲動模式的氣動效率顯著高于單純上下?lián)鋭印，F(xiàn)有微型撲翼飛行器大多通過復(fù)雜的撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)實現(xiàn)撲翼的復(fù)合運動，這種技術(shù)途徑必須以增大撲翼飛行器空機(jī)重量和降低可靠性為代價，應(yīng)用受到了限制。中國專利“機(jī)械鳥的撲動機(jī)構(gòu)”(授權(quán)公告號CN2013M146Y，授權(quán)公告日2009年 12月2日)公開了一種模擬飛鳥展翅飛行的具有三自由度的撲動裝置。該裝置采用三個電機(jī)分別驅(qū)動曲柄搖桿機(jī)構(gòu)、齒輪齒環(huán)機(jī)構(gòu)和齒輪組實現(xiàn)了模仿飛鳥展翅飛行的拍打、扭轉(zhuǎn)和擺動的三自由度運動。其不足之處是，機(jī)構(gòu)的組成比較復(fù)雜，難以輕量化、小型化，不適合應(yīng)用于微型撲翼飛行器；整個機(jī)構(gòu)由三個電機(jī)及其對應(yīng)的傳動機(jī)構(gòu)分別獨立，需要復(fù)雜的控制系統(tǒng)控制三個電機(jī)使整個機(jī)構(gòu)的撲動協(xié)調(diào)，飛控系統(tǒng)的設(shè)計難度增加，可靠性降低。中國專利“偽仿生撲翼飛機(jī)”(授權(quán)公告號101618765A，授權(quán)公告日2010年1月 6日)由靠近機(jī)身前緣與其平行安裝的一個撲翼轉(zhuǎn)軸帶動兩個撲翼上下擺動，撲翼由翼撐和翼羽組成，翼撐為細(xì)長支桿，翼羽沿翼撐軸線等距安裝，所有翼羽寬度相同，其長度由小到大從前向后依次排列，相鄰翼羽兩兩重疊。翼羽由硬質(zhì)桿和彈性薄片制成，在上撲過程中可以打開，避免產(chǎn)生負(fù)升力。其不足之處是，特殊的機(jī)翼設(shè)計使整個機(jī)翼的轉(zhuǎn)動慣量和氣動阻力增加，需要伺服電機(jī)較大的功率輸出，增加了撲翼飛機(jī)的自重，影響了載荷特性；彈性薄片變形能力匹配困難，難以獲得理想的氣動效率變形能力強(qiáng)，則整個變形過程耗時長， 在撲翼撲動頻率較大時響應(yīng)滯后，無法實現(xiàn)預(yù)定的上撲打開、下?lián)浜蠑n的效果；變形能力太差，則撲動過程中打開和合攏的幅度較小，效果非常有限。[0007]中國專利“撲翼軌跡呈8字形的仿生微型飛行器”(授權(quán)公告號CN101508343A，授權(quán)公告日2009年8月19日)給出了一種單自由度四連桿拍翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)，通過兩級齒輪減速器驅(qū)動曲柄連桿機(jī)構(gòu)帶動拍翼上下拍動，并借由拍翼的彈性變形能力和特定的撲動頻率產(chǎn)生的氣動特性實現(xiàn)拍翼軌跡呈8字形的拍動。其不足之處是，由于僅限定了拍翼前緣與撲動機(jī)構(gòu)的連接方式，而拍翼后緣為一柔性的整體，在拍動頻率變化或遇到突風(fēng)擾動時，其拍翼結(jié)構(gòu)耦合振動的幅度和相位難以控制和預(yù)測，影響氣動效率和飛行穩(wěn)定性，難以實現(xiàn)預(yù)想的8字形拍翼軌跡；其機(jī)身采用桿式結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)件和撲動機(jī)構(gòu)外露，抗毀傷能力差，且不利于布置數(shù)據(jù)鏈、飛控導(dǎo)航系統(tǒng)、任務(wù)載荷等設(shè)備，不適合用作微型撲翼無人機(jī)系統(tǒng)的飛行器平臺。
發(fā)明內(nèi)容為了克服現(xiàn)有技術(shù)機(jī)構(gòu)復(fù)雜、撲翼飛行器空機(jī)重量大和可靠性低的不足，本發(fā)明提供一種能夠作為微型撲翼無人機(jī)系統(tǒng)飛行器平臺的撲翼飛行器，使飛行器整體具備較高的氣動效率，滿足無人機(jī)系統(tǒng)對載荷和空間的需求，同時控制簡單，使用可靠。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是包含機(jī)身、撲翼和尾翼。所述機(jī)身為薄殼結(jié)構(gòu)，左右對稱，分為機(jī)頭和機(jī)體。所述機(jī)體內(nèi)部至少有一個用于安裝撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)的支撐隔框，所述撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)包含左右對稱的兩個搖臂，能將旋轉(zhuǎn)動力裝置的轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)化為搖臂的上下往復(fù)撲動。若所述支撐隔框數(shù)量多于一個，除固定所述撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)的支撐隔框外，其余支撐隔框在機(jī)體中起支撐作用，布置于下述鎖扣裝置、舵機(jī)安裝位置和尾翼固定位置等集中載荷作用的位置。機(jī)體前部有橫截面為圓角矩形的等直段，從中部開始，機(jī)身水平方向逐漸向?qū)ΨQ平面收縮，高度方向逐漸向上表面收縮，在尾部封閉，收縮段曲面為二次曲面。所述機(jī)頭的前端點位于對稱平面內(nèi)較中間位置靠下位置，一般取為等直段機(jī)身高度 40%的位置，所述機(jī)頭從后部向前收縮匯聚于前端點，收縮段曲面為二次曲面，機(jī)頭與機(jī)體連接位置上半部分有開口，將撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)的搖臂伸出且與搖臂無運動干涉。所述撲翼為左右對稱的一對，具有位于前緣的主梁和位于主梁后方的輔助梁，主梁與輔助梁平行或呈平面銳角，若干翼肋分別與主梁和輔助梁膠接，共同構(gòu)成骨架，材料均為樹脂基碳纖維復(fù)合材料，具有彈性變形能力，骨架上粘貼聚醚薄膜。主梁根部與所述撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)的搖臂上的盲孔插接。輔助梁根部與機(jī)身上的鎖扣裝置鉸接，具體形式是固接于機(jī)身上的限位桿與機(jī)身對稱平面平行，穿過撲翼輔助梁根部的連接孔，扣入固接于機(jī)身上的鎖扣。限位桿與鎖扣為整體結(jié)構(gòu)，由彈性金屬絲彎折而成。限位桿的長度使撲翼撲動過程中，所述撲翼輔助梁的連接孔能被動地隨著撲翼的上下?lián)鋭釉谙尬粭U上前后運動而不與鎖扣裝置發(fā)生運動干涉。鎖扣裝置的限位桿與搖臂的轉(zhuǎn)軸在同一水平面內(nèi)，但不共線，左右限位桿之間的距離大于搖臂軸之間的距離。尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，水平尾翼安裝于機(jī)身上表面水平尾翼安裝在機(jī)身上表面尾端，垂直尾翼垂直地安裝于水平尾翼上方，位于機(jī)身對稱平面內(nèi)。水平尾翼后緣有升降舵，垂直尾翼后緣有方向舵，它們由安裝在機(jī)身上表面的舵機(jī)通過連桿操縱。水平尾翼的尾容量為0. 4-0. 5，垂直尾翼的尾容量為0. 15-0. 25。本發(fā)明的有益效果是[0014]根據(jù)本發(fā)明，撲翼主梁根部與撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)搖臂上的盲孔插接，使撲翼具有繞主梁軸線轉(zhuǎn)動的自由度，而連接輔助梁的鎖扣裝置允許輔助梁進(jìn)行小幅前后移動。由于搖臂軸和鎖扣裝置限位桿的位置關(guān)系以及撲翼材料的彈性，撲翼在上下?lián)鋭拥倪^程中通過彈性變形附加了繞主梁的轉(zhuǎn)動和前后運動兩種運動形式，翼尖撲動軌跡為新月形。這意味著本發(fā)明撲翼的撲動過程伴隨著撲翼迎角和后掠角的周期性改變，這些改變的總體效果使撲翼飛行器能夠利用“旋轉(zhuǎn)環(huán)流”和“尾流捕獲”兩種高升力機(jī)制，獲得較高的氣動效率，而不需要付出重量等方面的代價。根據(jù)本發(fā)明，機(jī)身具有等直段，便于安裝無人機(jī)系統(tǒng)所需的任務(wù)載荷、飛控導(dǎo)航分系統(tǒng)、數(shù)據(jù)傳輸分系統(tǒng)等分系統(tǒng)和相關(guān)輔助設(shè)備。機(jī)頭前部和機(jī)體尾部的形狀滿足空氣動力學(xué)要求，使整個機(jī)身具有較小的壓差阻力，機(jī)頭前端點的下偏對應(yīng)了撲翼飛行器平飛狀態(tài)的迎角，使機(jī)身作為有效升力體的同時具有較小的升致阻力。機(jī)身的橫截面形狀、結(jié)構(gòu)形式和材料使其具有輕質(zhì)、高強(qiáng)、抗沖擊的特點，在巡航飛行和機(jī)腹著地降落等典型使用狀態(tài)下均能滿足要求。機(jī)身相對封閉，能保護(hù)分系統(tǒng)和設(shè)備免受飛行過程中沙塵、雨水等外界雜物的影響，在意外墜毀的情況下機(jī)身能夠充當(dāng)吸能結(jié)構(gòu)緩解分系統(tǒng)和設(shè)備受到的沖擊。根據(jù)本發(fā)明，撲翼主梁根部與撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)搖臂上的盲孔插接，這種約束能有效避免撲翼撲動過程中主梁從搖臂中脫出。用于連接輔助梁的鎖扣裝置為整體結(jié)構(gòu)，在前后兩點穿入機(jī)身進(jìn)行固定。飛行過程中，即使由于外力作用使鎖扣裝置從機(jī)身上松脫，仍能保證輔助梁同鎖扣裝置正常連接。因此，本發(fā)明撲翼與機(jī)身的固定方式提高了撲翼飛行器的可靠性。根據(jù)本發(fā)明，撲翼飛行器通過常規(guī)形式的水平尾翼和垂直尾翼滿足操縱性和穩(wěn)定性要求，操縱形式簡單可靠，與常規(guī)固定翼飛行器接近，容易與現(xiàn)有自動駕駛儀整合使用。 在給定范圍內(nèi)通過改變尾翼面積調(diào)節(jié)尾容量，能夠按照不同要求調(diào)整撲翼飛行器操縱性和穩(wěn)定性，獲得最為理想的飛行品質(zhì)。當(dāng)尾容量取值較小時，尾翼面積較小，阻力較小，適合進(jìn)行遠(yuǎn)距離、長航時的巡航飛行；當(dāng)尾容量取值較大時，尾翼面積較大，穩(wěn)定性好，可進(jìn)行機(jī)動飛行或在風(fēng)力較大的條件下使用。
以下結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進(jìn)一步說明。

附圖1為本發(fā)明整機(jī)布局示意圖；附圖2為本發(fā)明撲翼主梁與撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)搖臂連接示意圖；附圖3為本發(fā)明撲翼輔助梁與鎖扣裝置連接示意圖；圖中1A:機(jī)頭1B:機(jī)體2:撲翼2A 撲翼主梁2B:撲翼輔助梁2C:撲翼翼肋3:垂直尾翼3A 方向舵4 水平尾翼4A 升降舵5 舵機(jī)(兩個)6 撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)搖臂7A 鎖扣裝置限位桿7B 鎖扣裝置鎖扣
具體實施方式
[0028]本發(fā)明的復(fù)合撲動的撲翼飛行器，包含機(jī)身、撲翼和尾翼，所述機(jī)身為艙身形式的復(fù)合材料薄殼結(jié)構(gòu)，由玻璃纖維樹脂基復(fù)合材料或碳纖維樹脂基復(fù)合材料制成，左右對稱， 分為機(jī)頭IA和機(jī)體1B。所述機(jī)體IB內(nèi)部至少有一個支撐隔框，用于固定撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)。若所述支撐隔框數(shù)量多于一個，除固定所述撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)的支撐隔框外，其余支撐隔框在機(jī)體中起支撐作用，布置于下述鎖扣裝置、舵機(jī)安裝位置和尾翼固定位置等集中載荷作用的位置。機(jī)體IB 前部有橫截面為圓角矩形的等直段，安裝無人機(jī)系統(tǒng)的飛控導(dǎo)航分系統(tǒng)和數(shù)據(jù)鏈分系統(tǒng)的機(jī)載部分及天線等相關(guān)輔助設(shè)備。從中部開始，水平方向逐漸向?qū)ΨQ平面收縮，高度方向逐漸向上表面收縮，在尾部封閉，收縮段曲面為二次曲面。所述機(jī)頭IA的前端點位于對稱平面內(nèi)較中間位置靠下，等直段機(jī)身高度40%的位置，所述機(jī)頭IA機(jī)頭從后部向前收縮匯聚于前端點，收縮段曲面為二次曲面，機(jī)頭IA與機(jī)體IB連接位置上半部分有開口，將撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)的搖臂6伸出且與搖臂無運動干涉。所述撲翼2為左右對稱的一對，具有位于前緣的主梁2A和位于主梁后方的輔助梁 2B,它們與5根翼肋2C膠接共同構(gòu)成骨架，材料均為樹脂基碳纖維復(fù)合材料，骨架上粘貼聚醚薄膜。主梁2A根部與所述撲動機(jī)構(gòu)搖臂6上的盲孔插接。輔助梁2B根部與機(jī)身上的鎖扣裝置鉸接，具體形式是固接于機(jī)身上的限位桿7A穿過撲翼輔助梁2B根部的連接孔，扣入固接于機(jī)身上的鎖扣7B，限位桿7A與鎖扣7B為整體結(jié)構(gòu)，由具有彈性的鋼絲彎折加工而成。限位桿7A有限位桿的長度是使撲翼2撲動過程中，所述撲翼輔助梁2B的連接孔能被動地隨著撲翼2的上下?lián)鋭釉谙尬粭U7A上前后運動而不與鎖扣裝置7發(fā)生運動干涉。所述撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)包含左右對稱的兩個搖臂6，能將旋轉(zhuǎn)動力裝置的轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)化為搖臂6的上下往復(fù)撲動，這里采用直流無刷電機(jī)作為動力裝置，通過齒輪減速器進(jìn)行減速， 以四連桿機(jī)構(gòu)進(jìn)行運動形式轉(zhuǎn)化。鎖扣裝置的限位桿7A與撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)搖臂6的轉(zhuǎn)軸在同一水平面內(nèi)，但不共線，左右限位桿之間的距離大于搖臂軸之間的距離。尾翼由輕木包裹熱縮膜蒙皮制成，水平尾翼4安裝于水平尾翼安裝在機(jī)身上表面尾端，垂直尾翼3垂直地安裝于水平尾翼4上方，位于機(jī)身對稱平面內(nèi)，尾翼的固定方式為膠接。水平尾翼4后緣有升降舵4A，垂直尾翼3后緣有方向舵3A，它們由安裝在機(jī)身上表面的兩個舵機(jī)5通過連桿分別操縱。按照對撲翼飛行器動力學(xué)性能要求的不同，水平尾翼的尾容量可選為0. 4-0. 5，垂直尾翼的尾容量可選為0. 15-0. 25。當(dāng)尾容量取值較小時，尾翼面積較小，阻力較小，適合進(jìn)行遠(yuǎn)距離、長航時的巡航飛行；當(dāng)尾容量取值較大時，尾翼面積較大，穩(wěn)定性好，可進(jìn)行機(jī)動飛行或在風(fēng)力較大的條件下使用。通常情況下，可采用優(yōu)選的尾容量取值水平尾翼3尾容量0. 46，垂直尾翼尾容量0. 20。由此得到的復(fù)合撲動的撲翼飛行器，采用鋰聚合物電池為各分系統(tǒng)和撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)的電機(jī)供電，手?jǐn)S起飛，由操作手遙控或飛控導(dǎo)航系統(tǒng)的自動駕駛儀控制電機(jī)轉(zhuǎn)速、升降舵和方向舵的偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)行飛行，撲翼在上下?lián)鋭拥倪^程中通過彈性變形附加了繞主梁的轉(zhuǎn)動和前后運動兩種運動形式，翼尖撲動軌跡為新月形，其撲動過程伴隨著撲翼迎角和后掠角的周期性改變，這些改變的總體效果使撲翼飛行器能夠利用“旋轉(zhuǎn)環(huán)流”和“尾流捕獲”兩種高升力機(jī)制，獲得較高的氣動效率。飛行任務(wù)完成后，復(fù)合撲動的撲翼飛行器以機(jī)腹接地著陸。
權(quán)利要求1.一種復(fù)合撲動的撲翼飛行器，包含機(jī)身、撲翼和尾翼，其特征在于所述機(jī)身為薄殼結(jié)構(gòu)，左右對稱，分為機(jī)頭和機(jī)體；所述機(jī)體內(nèi)部至少有一個用于安裝撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)的支撐隔框，所述撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)包含左右對稱的兩個搖臂，能將旋轉(zhuǎn)動力裝置的轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)化為搖臂的上下往復(fù)撲動；機(jī)體前部有橫截面為圓角矩形的等直段，從中部開始，機(jī)身水平方向逐漸向?qū)ΨQ平面收縮，高度方向逐漸向上表面收縮，在尾部封閉，收縮段曲面為二次曲面；所述機(jī)頭的前端點位于對稱平面內(nèi)較中間位置靠下的位置，所述機(jī)頭從后部向前收縮匯聚于前端點，收縮段曲面為二次曲面，機(jī)頭與機(jī)體連接位置上半部分有開口，將撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)的搖臂伸出且與搖臂無運動干涉；所述撲翼為左右對稱的一對，具有位于前緣的主梁和位于主梁后方的輔助梁，主梁與輔助梁平行或呈平面銳角，若干翼肋分別與主梁和輔助梁膠接，共同構(gòu)成骨架，材料均為樹脂基碳纖維復(fù)合材料，骨架上粘貼聚醚薄膜；主梁根部與所述撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)的搖臂上的盲孔插接，輔助梁根部與機(jī)身上的鎖扣裝置鉸接，固接于機(jī)身上的限位桿與機(jī)身對稱平面平行，穿過撲翼輔助梁根部的連接孔，扣入固接于機(jī)身上的鎖扣；限位桿的長度使撲翼撲動過程中，所述撲翼輔助梁的連接孔能被動地隨著撲翼的上下?lián)鋭釉谙尬粭U上前后運動而不與鎖扣裝置發(fā)生運動干涉；尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，水平尾翼安裝于機(jī)身上表面水平尾翼安裝在機(jī)身上表面尾端，垂直尾翼垂直地安裝于水平尾翼上方，位于機(jī)身對稱平面內(nèi)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的復(fù)合撲動的撲翼飛行器，其特征在于所述的限位桿與鎖扣為整體結(jié)構(gòu)，由彈性金屬絲彎折而成。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的復(fù)合撲動的撲翼飛行器，其特征在于所述的水平尾翼后緣有升降舵，垂直尾翼后緣有方向舵，它們由安裝在機(jī)身上表面的舵機(jī)通過連桿操縱。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的復(fù)合撲動的撲翼飛行器，其特征在于所述的水平尾翼的尾容量為0. 4-0. 5，垂直尾翼的尾容量為0. 15-0. 25。
專利摘要本實用新型公開了一種復(fù)合撲動的撲翼飛行器，包含機(jī)身、撲翼和尾翼，撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)將旋轉(zhuǎn)動力裝置的轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)化為搖臂的上下往復(fù)撲動；撲翼具有位于前緣的主梁和位于主梁后方的輔助梁，主梁根部與所述撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)的搖臂上的盲孔插接，輔助梁根部與機(jī)身上的鎖扣裝置鉸接，固接于機(jī)身上的限位桿與機(jī)身對稱平面平行，穿過撲翼輔助梁根部的連接孔，扣入固接于機(jī)身上的鎖扣；限位桿的長度使撲翼撲動過程中，所述撲翼輔助梁的連接孔能被動地隨著撲翼的上下?lián)鋭釉谙尬粭U上前后運動而不與鎖扣裝置發(fā)生運動干涉。本實用新型具有較高的氣動效率，較大的有效載荷和內(nèi)部空間，在各種典型飛行狀態(tài)下具有良好的動力學(xué)性能。
文檔編號B64C33/02GK202098551SQ20112015185
公開日2012年1月4日 申請日期2011年5月12日 優(yōu)先權(quán)日2011年5月12日
發(fā)明者付鵬, 宋筆鋒, 李洋, 楊文青, 王利光, 王進(jìn), 高廣林 申請人:西北工業(yè)大學(xué)