微型扑翼飞行器驱动系统工程设计方法

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扑翼飞行器是-种模仿鸟类或昆虫飞行的新型飞行器。上世纪90年代以来，随着军事和民用需求的变化、微加工技术与MEMS技术的发展，-场前所未有的微型飞行器研究热潮正在国内外兴起，微型扑翼飞行器以独有的低雷诺数气动优势在微型飞行器中脱颖而出。现阶段微型扑翼飞行器的研究仍以基础理论研究和初步样机制作为主，而样机制作也不注重整体效率发挥，主要考虑的是功能实现I 。从空气动力学、机构运动学和动力学等方面人手，提出了-种微型扑翼飞行器驱动系统的设计方法，其总体思路为：扑翼飞行器总体设计-扑动翼气动实验-电机特性实验-驱动机构设计-样机研制与实验，从而系统地设计了微型扑翼飞行器的驱动系统。

2微型扑翼飞行器总体设计微型扑翼飞行器的起飞总重由飞行器平台重量和机载设备重量组成。飞行器平台的重量撒于飞行器本身的规模、设计加工工艺以及使用材料的水平，而机载设备的重量撒于电子元器件的发展水平和机载设备设计加工工艺〖虑飞行器的尺寸(50cm以内)和目前的实际情况，起飞总重的最猩能取值约为200g。文献喂 据仿生相似原理，给出了微型扑翼飞行器的翼展、翼载荷、重量、巡航速度、扑动频率、功率等参数的仿生尺度律：翼展 b1.17m哪翼面积 S--O.16，n翼载荷W/S62.2m展弦比AR8.56mo来稿日期：2012-10-05基金项目：国家自然科学基金资助项目(11102161)；总装气动预研资助项 目(51313060103)；中国博士后科学基金资助项目(20100481369)作者简介：王利光，(1981-)，男，浙江宁波人，博士，主要研究方向：微型飞行器设计；宋笔锋，(1963-)，男，陕西凤翔人，教授，博士生导师，主要研究方向：飞机设计可靠性生存力第 8期 王利光等：微型扑翼飞行器驱动系统工程设计方法 35最小功率速度 8.7m最大航程速度 11.6m最小飞行功率 l10.9m机翼扑动频率 3.98m-a27由以上统计规律和起飞总重预测值可得到微型扑翼飞行器总体设计参数的大致范围：翼展b-0.6m，翼面积S-O.05m ，翼载荷 39.6N/m ，展弦比AR-7.8，最小功率速度 V 7m/s，最大航程速度 V 9m/s.最小飞行功率 -8W，机翼扑动频率产 6Hz。

3扑动翼风洞实验扑动翼风洞实验 目的是研究扑动翼在不同扑动频率和扑动幅度下的升力、推力、功耗特性，找出符合实际飞行要求的扑动频率 、扑动幅度组合，从而为驱动系统设计提供依据。

3.1风洞实验设备与实验内容扑动翼风洞实验在西北工业大学低湍流度风洞进行，该风洞的湍流度仅为 0.02%，并配备了美国某公司的六分量微量程动态实验天平 ，是 目前国内较先进的微型扑翼飞行器风洞实验系统。扑动翼实验装置，如图 1所示。该实验装置除了能测量扑动翼产生的六分量气动力外，在实验装置上还增加扑动角度和扑动转矩实时测量功能。实验状态如下：风速 分别是4m/s、6m/s、8m/s、lOm/s；迎角 Od范围为(0-30)。，变化步长 5。；扑动幅度 A分别是31.7。、42.8。、54.3。、66.6。、80.1。、96.0o；扑动频率厂范围是 (2-lo)Hz，变化步长 2Hz。

图 1风洞实验装置Fig.1 Mechanism for Wind Tunnel Experiment3.2实验结果与分析3.2.1扑动参数的可行范围以往进行的风洞实验与理论计算在选取研究状态时具有-定的盲目性和任意陛，所选状态实际对应扑翼飞行器加减速、上升和下滑等多种情况，甚至有些状态是飞行器永远不可能达到的，因此所得结论不能代表扑翼飞行器性能特征。所提扑翼飞行器性能分析的核心思路是以实际飞行状态为标准来评价气动性能的优劣，以定常平飞为例，匀速飞行时扑翼飞行器定常平飞时需满足推力 等于阻力D(即净推力为0)、升力L等于重力G：D 1L：G J然而想要-次性寻找到集合 XITD，LG中的状态点是很困难的，所选的扑动频率、扑动幅度、风速、迎角等参数并不-定满足平飞条件；单独获得集合 l，YITD或zZILG中的状态点则相对容易，只需求得集合y和z的交集即可得到集合x。

而实验的离散状态点通常也不是按集合 y或集合 z的要求设计的，得到的实验结果中未必有敲满足集合 l，或集合z的状态点，因此需要对实验结果进-步处理。在寻找集合 l，的状态点时，选定某-扑动幅度，以扑动频率为实验变量，不同扑动频率下将获得-系列净推力值，对这些值用多项式拟合 ，如果多项式内插为0的值存在，说明实验状态有效，此时的扑动频率、扑动幅度、风速、迎角组合即为满足集合 y的状态点。寻找集合Z的状态点与上述过程类似，只需将净推力值换为升力值 ，升力值多项式拟合有内插为 200g(飞行器的起飞总重)的点时即为集合 z的状态点。按以上思路对实验结果进行处理，将集合 l，和z求交得到状态点，即为扑动参数的可行范围，如图 2所示。图 2中横坐标为扑动频率，纵坐标为扑动幅度，每条线对应某-风速下符合集合z的迎角、扑动频率、扑动幅度组合。

5 6 7 8 9 lU 1l，(nz)图 2扑动参数可行范围Fig.2 Feasible Flapping Parameters由尺度率计算结果已知设计的扑翼飞行器飞行速度在 (7～9)m/s之间，为覆盖此范围需考虑图 3中(6～10)rrds的可行域，该可行域对应的扑动频率约为 8Hz，对应的扑动幅度在(70-75)。之间，扑动机构的运动参数设计将以此为准。

3.22扑动翼驱动转矩对照图 2中扑动频率为 8Hz的各状态，扑动翼翼根的最大驱动转矩，如图3所示。在飞行速度(6-8)m/、扑动幅度(70-75)。自勺J隋况下，扑动翼的翼根需用输入驱动转矩 z 范围为(0.444).61)Nm。

70 75 80A(degree)图3扑动翼翼根输入转矩(扑动周期内的最大值)Fig.3 Torque of the Flapping Wing(Maximum Value in a Flapping Cycle)4电机工作特性微型无刷电机是现阶段微型飞行器普遍采用的动力装置。

无刷电机的输出转矩与电机尺寸成正比关系，而微型电机的尺寸较小，输出转矩也相应偏小，因此为满足功率要求需用选用高转∞ 舳 ∞ 如-。羲 P)机械设计与制造No.8Aug.2013速的微型电机。选用 FEIGAO-1208424微型无刷电机作为动力装置，其 k 值达到6400r/v，使用自行研制的微型无刷电机测试系统测得的电机特性，如图4所示。

6000o4OO0o060O806O- 40墓20O图4电机特性Fig.4 Characteristics of the Motor此电机最高工作效率为67%，最大输出功率为53W，最大转矩为0.022Nm。

对图4中的实验数据进行拟合可得 ：转速线性拟合公式 ：n-3.29×10 ra8.14×104 (2)电流线性拟合公式 ：/-7.10×10" 1.09 (3)输出功率多项式拟合公式：- 2.41×10- 8.96×10 4.87×10 1.40×10 -4.O0×10 (4)电机效率多项式拟合公式：ef-14.982.30×10 -3.28×1O6 21.×10。7三-3.43×9 477 10 (5) 5驱动机构设计驱动机构由减速器和扑动机构两部分组成。

5.1减速器设计减速比i设置需满足以下条件：n- (6) 60i二粤 (7)式中 扑动翼扑动频率； -电机输出转矩； ，广-减速器效率，按两级齿轮传动计算，保守取值0.8。

由扑动翼气动实验可知，扑动频率 厂取值 8Hz，扑动翼翼根输入转矩7 最大值为0.61Nm，将式(3)、(6)、(7)联立可得：26(8) Ii x40.5将式(8)的值代人式(7)，减速比i为 26.3时 T-O.029Nm，已超出电机的最大转矩，因此舍去，i取值初步定为 40.5。

减速器采用两级平行齿轮减速器，这种形式结构简单，能提高工程可实现性和可靠性。

以减速器的中心距 ：af(ml，m，，zl，互，i。1 (9)最小为优化目标，式中：m，，m厂-高速级与低速级的齿轮模数；z。，z广 高速级与低速级的小齿轮齿数； .， 厂-高速级与低速级的齿轮传动比。综合考虑传动功率与转速、平稳，能满足短期过载，高速级与低速级大齿轮直径大致相近，小齿轮的分度圆尺寸不能小于电机枢轴，齿轮与输出轴不发生干涉等约束条件：0.2 ml-<2；0.3-2-华 -丁derk 0经过参数优化和圆整后可得减速器的参数为：m，m 0.3，Z10，Z≥70，Z312，Z472，i-42。

5.2扑动机构设计文献罔对7种扑动机构形式作了模糊优化综合评判 ，得出四连杆机构具有重量、体积等方面的优势的结论，如图 5所示。

图5四连杆扑动机构Fig.5 Four-Bar Linkage Flapping Mechanism以输出摇臂扑动幅度 A达到(70～75)。为设计目标，计算四连杆机构的各杆长度，如图5所示。参数圆整后得到/l7mm，l 38mm，/412mm，/aR20mm，/cy37mm，扑动幅度 A71.7。，其中上扑幅度为 41.7。，下扑幅度为30.0。。

6样机研制与飞行实验在以上设计计算的基础上，综合考虑结构、装配、重量、可靠性等要求，对驱动系统进行结构设计和制造，其样机和试飞情况，如图 6所示。

图6驱动系统样机与试飞实验Fig.6 Driving System Prototype and ItS Flight Test由于采用了航空铝合金和钛合金制造，驱动系统重量仅 35g(含电机)，其试飞实验表明，驱动系统工作稳定，动力输出充沛，No.8Aug.2013 机械设计与制造 37能驱动扑翼飞行器实现最大起飞重量 240g的飞行 ，各项指标符合总体设计的要求。

7结论扑翼飞行器作为-种新概念飞行器，目前尚无完整的理论设计体系，大部分研究存在-定盲目性。针对扑翼飞行器设计研制的实际要求，提出了-种扑翼飞行器总体设计-扑动翼气动实验-电机特性实验-驱动机构设计-样机研制与实验的研究思路，各个步骤紧扣仿生规律和实际飞行需求，所研制的扑翼驱动系统各项指标符合总体设计要求，设计过程具有较强的工程应用可行性，为扑翼飞行器研究提供了-种切实可行的设计方法。