朱名康，朱建陽

(武漢科技大學(xué)機(jī)器人與智能系統(tǒng)研究院，湖北 武漢，430081)

撲翼飛行器是基于仿生學(xué)原理，模仿鳥類或昆蟲等飛行生物的飛行方式而設(shè)計(jì)的一種飛行器。相對(duì)于傳統(tǒng)的固定翼和旋翼飛行器，撲翼飛行器具有機(jī)動(dòng)性靈活、飛行效率高、能耗低、隱蔽性好等優(yōu)點(diǎn)。研究顯示，撲翼飛行器有著特殊的高升力產(chǎn)生機(jī)制，在小尺度、非定常流場(chǎng)和低雷諾數(shù)下有出色的飛行能力[1-2]，與固定翼和旋翼飛行器相比更具優(yōu)勢(shì)，而且撲翼飛行器在民用和軍用領(lǐng)域均有著極大的發(fā)展?jié)摿蛻?yīng)用空間[3]。目前，針對(duì)撲翼飛行器的研究主要是從撲翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)分析和翼形空氣動(dòng)力學(xué)分析兩方面進(jìn)行的，其中撲翼機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)尤為關(guān)鍵，這是飛行器能夠模仿飛行生物飛行方式的前提。

早期的仿鳥撲翼飛行器大多是把撲翼簡(jiǎn)化為單自由度上下?lián)鋭?dòng)的剛體模型，如國外有加州理工學(xué)院設(shè)計(jì)的“Microbat”微型撲翼飛行器[4-5]、Mishra等[6]采用曲柄搖桿機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的仿鳥撲翼飛行器“Falcon”；國內(nèi)有南京航空航天大學(xué)設(shè)計(jì)的“翠雀”仿鳥撲翼飛行器[7]、西北工業(yè)大學(xué)設(shè)計(jì)的ASN-211仿鳥撲翼飛行器[8]。單段式仿鳥撲翼飛行器的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、穩(wěn)定可靠，缺點(diǎn)是未考慮鳥類翅膀的折彎變形和扭轉(zhuǎn)動(dòng)作，氣動(dòng)性能差、飛行效率低等。

近年來，隨著研究的深入，人們發(fā)現(xiàn)多段式及多自由度的柔性撲翼有著更好的氣動(dòng)性能，更能模仿鳥類的飛行特征[9-10]。于是國內(nèi)外研究者設(shè)計(jì)了大量的多段式仿鳥撲翼飛行器，如Festo公司的仿海鷗撲翼飛行器“SmartBird”[11]采用兩段折疊翼設(shè)計(jì)，外翼可主動(dòng)扭轉(zhuǎn)，飛行能力極強(qiáng)，但其采用的是混合動(dòng)力和多驅(qū)動(dòng)，結(jié)構(gòu)復(fù)雜；黃鳴陽等[12]設(shè)計(jì)的多段柔性變體撲翼飛行器以及姜洪利[13]設(shè)計(jì)的兩段式撲翼飛行器等，均采用內(nèi)翼的“平行四邊連桿結(jié)構(gòu)”實(shí)現(xiàn)兩段翼折疊，外翼則通過慣性或舵機(jī)實(shí)現(xiàn)扭轉(zhuǎn)，雖然在很大程度上實(shí)現(xiàn)了多自由度撲翼，但外翼的扭轉(zhuǎn)設(shè)計(jì)經(jīng)常失效，仍有待改進(jìn)。

為解決上述問題，設(shè)計(jì)出結(jié)構(gòu)更簡(jiǎn)單、氣動(dòng)性能更好的多自由度撲翼飛行器，本文在上述研究的基礎(chǔ)上，將平行四連桿機(jī)構(gòu)和齒輪齒條運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)相結(jié)合，提出一種新型仿鳥撲翼飛行器撲動(dòng)機(jī)構(gòu)，即可以僅用一個(gè)驅(qū)動(dòng)實(shí)現(xiàn)撲翼的撲動(dòng)、折疊和扭轉(zhuǎn)三個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)。

1 撲翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析

1.1 撲翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

海鷗等中大型鳥類飛行過程中，翅膀運(yùn)動(dòng)一個(gè)周期可劃分為4個(gè)階段：下?lián)潆A段、折彎階段、上提階段和展開階段[14]。圖1所示為海鷗勻速飛行時(shí)翅膀姿態(tài)的周期變化，對(duì)比翅膀前緣位置變化，可以觀察到海鷗翅膀的運(yùn)動(dòng)規(guī)律。

圖1 海鷗勻速飛行時(shí)翅膀姿態(tài)的周期變化

本研究中，將鳥類翅膀飛行動(dòng)作簡(jiǎn)化為撲動(dòng)、折疊和扭轉(zhuǎn)三個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)，具體為：以內(nèi)翼根部弦線為軸心的上下?lián)鋭?dòng)，以內(nèi)翼和外翼連接處弦線為軸心的折彎變形以及外翼繞展向的扭轉(zhuǎn)。

為使撲翼飛行器更符合圖1中鳥類的飛行特征，本文提出撲翼機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)要求如下：①兩段式撲翼設(shè)計(jì)；②僅用一個(gè)驅(qū)動(dòng)實(shí)現(xiàn)撲翼撲動(dòng)、折疊和扭轉(zhuǎn)三個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)；③內(nèi)翼下?lián)鋾r(shí)，外翼展開跟隨下?lián)?，同時(shí)外翼扭轉(zhuǎn)使前緣向下；④內(nèi)翼下?lián)涞较聵O限位置時(shí)，外翼折彎一定角度，即折疊角變??；⑤內(nèi)翼上撲時(shí)，外翼維持折疊至上極限位置，同時(shí)外翼扭轉(zhuǎn)使前緣向上。

為實(shí)現(xiàn)上述設(shè)計(jì)要求，本文將平行四連桿機(jī)構(gòu)和齒輪齒條運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)相結(jié)合，所設(shè)計(jì)的新型兩段式三自由度撲翼飛行器的撲翼機(jī)構(gòu)三維模型和機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)圖如圖2所示。由于左右撲翼機(jī)構(gòu)完全對(duì)稱，下文僅對(duì)一側(cè)機(jī)構(gòu)進(jìn)行理論分析。

圖2(b)中，O點(diǎn)為原動(dòng)件AB與機(jī)架的鉸接點(diǎn)，∠AOB=90°，桿BC與桿CDE通過滑塊在C點(diǎn)連接，內(nèi)翼段AG通過一個(gè)可以繞H點(diǎn)旋轉(zhuǎn)的滑塊連接在機(jī)架上，DEFG為平行四邊形結(jié)構(gòu)，外翼的左端與齒輪J固定，并且齒輪J與齒條DG嚙合，外翼還通過旋轉(zhuǎn)副I與連桿EF垂直連接。當(dāng)主動(dòng)件AB繞O點(diǎn)旋轉(zhuǎn)時(shí)，內(nèi)翼段與曲柄形成霍肯連桿(Hoeckens linkage)[15]機(jī)構(gòu)而繞H點(diǎn)上下?lián)鋭?dòng)，DEFG平行四邊形結(jié)構(gòu)在桿CD的作用下產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)，隨著∠EDG大小的改變，外翼與內(nèi)翼產(chǎn)生折疊，同時(shí)，由于DEFG平行四邊形結(jié)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)，齒輪J與齒條DG產(chǎn)生相對(duì)位移，并且齒輪J的旋轉(zhuǎn)帶動(dòng)外翼產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)。

1—內(nèi)翼;2—旋轉(zhuǎn)滑塊;3—移動(dòng)滑塊;4—曲柄;5—齒輪齒條;6—外翼

1.2 撲翼機(jī)構(gòu)分析

設(shè)定l0=|AO|,l1=|OB|,l2=|BC|,l3=|CD|,l4=|DE|,l5=|EF|,l6=|AG|,在x-y坐標(biāo)平面內(nèi)，C點(diǎn)與x軸的距離為l7，H點(diǎn)與x軸距離為l8，H點(diǎn)與y軸距離為l9。

1.2.1 內(nèi)翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)分析

設(shè)定OB與x軸負(fù)半軸重合，OA與y軸負(fù)半軸重合時(shí)為初始位置。分析該機(jī)構(gòu)可知，當(dāng)曲柄OA與導(dǎo)桿AG垂直且A點(diǎn)位于H點(diǎn)下方時(shí)，內(nèi)翼到達(dá)上撲極限位置，此時(shí)內(nèi)翼上撲角為βu，如圖3所示；當(dāng)曲柄OA與導(dǎo)桿AG垂直且A點(diǎn)位于H點(diǎn)上方時(shí)，內(nèi)翼到達(dá)下?lián)錁O限位置，此時(shí)內(nèi)翼下?lián)浣菫棣耫，如圖4所示。

根據(jù)圖3中的幾何關(guān)系，分析可得此時(shí)內(nèi)翼最大上撲動(dòng)角βu滿足以下關(guān)系式：

圖3 內(nèi)翼上撲極限位置

(1)

βu=α1

(2)

根據(jù)圖4中的幾何關(guān)系，分析可得此時(shí)內(nèi)翼最大下?lián)鋭?dòng)角βd滿足以下關(guān)系式：

圖4 內(nèi)翼下?lián)錁O限位置

(3)

βd=π-α2

(4)

由此可得內(nèi)翼撲動(dòng)角幅值為：β=βu+βd。類比中大型鳥類的飛行姿態(tài)，取β=50°，βu=40°，βd=10°。考慮樣機(jī)尺寸和加工難度，取曲柄OA的長度l0=12 mm。將這些數(shù)據(jù)代入到式(1)～式(4)中，得到一個(gè)二元一次方程，解此方程可以得到l8=7.4 mm，l9=27.4 mm，即H點(diǎn)坐標(biāo)為(27.4，7.4)。

設(shè)計(jì)樣機(jī)翼展為1000 mm，機(jī)身寬度為120 mm，故單邊翼展為440 mm；外翼與內(nèi)翼長度比值約為1.55[16]，故內(nèi)翼長度為172 mm，外翼長度為268 mm；由于內(nèi)翼的HG段才能算作內(nèi)翼部分，而|OH|=28.4 mm，綜合考慮，取內(nèi)翼AG的長度l6=202 mm。

1.2.2 外翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)分析

(5)

γ1=∠GDM=∠CDG-∠CDM

(6)

(7)

γ2=∠GDM=∠CDM-∠CDG

(8)

式中：β2=β1，α4=β2+270°=285.1°。

此外，圖5和圖6所示位置的機(jī)構(gòu)還滿足以下關(guān)系：

圖5 折疊角最大對(duì)應(yīng)的位置

圖6 折疊角最小對(duì)應(yīng)的位置

(9)

(10)

根據(jù)上述數(shù)據(jù)重新繪制機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)圖，分析可知，扭轉(zhuǎn)角λ主要與l4和∠EDG的大小有關(guān)，而∠CDE為定值，∠CDG越大，∠EDG越小，齒輪J向G點(diǎn)方向的位移越大，因此在內(nèi)翼下?lián)溥^程中，當(dāng)連桿OB與連桿BC重合時(shí)，扭轉(zhuǎn)角最大且外翼前緣向下，如圖7所示。圖7中的扭轉(zhuǎn)角λ滿足以下關(guān)系式：

圖7 扭轉(zhuǎn)角最大對(duì)應(yīng)的位置

(11)

∠EDG=∠CDE-∠CDG

(12)

取扭轉(zhuǎn)角為±20°，齒輪J模數(shù)m為0.6，齒數(shù)z為44，則齒輪分度圓直徑d=mz=26.4 mm，計(jì)算得到此時(shí)lJ=4.6 mm，取l4=14 mm，λ=20°，則∠EDG=70.8°，計(jì)算得到∠CDG=79.7°，故∠CDE=150.5°。

同理可得，在上撲過程中，當(dāng)∠EDG=π-70.8°=109.2°時(shí)，齒輪J向D點(diǎn)方向的位移最大，此時(shí)扭轉(zhuǎn)角最小為-20°，且外翼前緣向上，如圖8所示。

圖8 扭轉(zhuǎn)角最小對(duì)應(yīng)的位置

利用以上得出的所有桿長參數(shù)進(jìn)行建模仿真，處理后得到在一個(gè)周期內(nèi)曲柄OA、內(nèi)翼段AG以及外翼段的軌跡圖如圖9所示。仿真結(jié)果表明，機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)軌跡符合設(shè)計(jì)要求，最終確定撲翼機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)參數(shù)列于表1和表2中。

圖9 曲柄、內(nèi)翼及外翼段一個(gè)周期內(nèi)的軌跡圖

表1 撲翼機(jī)構(gòu)尺寸參數(shù)表

表2 撲翼機(jī)構(gòu)角度參數(shù)

2 新型撲翼機(jī)構(gòu)仿真分析

根據(jù)上述確定的撲翼機(jī)構(gòu)參數(shù)，利用SolidWorks軟件進(jìn)行建模并導(dǎo)入ADAMS軟件中，添加運(yùn)動(dòng)副，對(duì)機(jī)構(gòu)進(jìn)行仿真分析后得到“香蕉”形翼尖軌跡，如圖10所示。

圖10 撲翼機(jī)構(gòu)仿真和翼尖軌跡

利用ADAMS軟件的Angle Measure工具對(duì)機(jī)構(gòu)的內(nèi)翼撲動(dòng)角、內(nèi)外翼折疊角和外翼扭轉(zhuǎn)角進(jìn)行測(cè)量，設(shè)定曲柄驅(qū)動(dòng)角速度為1440 rad/s(撲動(dòng)頻率為4 Hz)，處理得到各角隨時(shí)間的變化曲線如圖11所示，仿真得到內(nèi)翼撲動(dòng)角范圍為-9.9°～40.1°，內(nèi)外翼之間的折疊角范圍為132.3°～173.5°，外翼扭轉(zhuǎn)角范圍為-19.6°～19.9°。由圖11可知，這三個(gè)角度隨時(shí)間的變化曲線均保持完整的周期性，在內(nèi)翼下?lián)溥^程中，折疊角逐漸增至最大值，并且外翼前緣向下扭轉(zhuǎn)；內(nèi)翼上撲過程中，折疊角逐漸減小至最小值，且外翼前緣向下扭轉(zhuǎn)。該仿真結(jié)果與上述機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)得到的結(jié)果相一致，均滿足設(shè)計(jì)要求，該設(shè)計(jì)的有效性和準(zhǔn)確性得到驗(yàn)證。

(a)內(nèi)翼撲動(dòng)角 (b)內(nèi)外翼之間折疊角

3 撲翼飛行器氣動(dòng)力計(jì)算

研究表明，使用數(shù)值計(jì)算方法可以快速準(zhǔn)確地計(jì)算撲翼的氣動(dòng)力[17-18]?；诖耍疚牟捎没跍?zhǔn)定常氣動(dòng)力計(jì)算模型的方法計(jì)算所設(shè)計(jì)撲翼飛行器的升力和推力[19]。

(a)上撲過程 (b)下?lián)溥^程

撲翼單位微段在撲動(dòng)過程中,某時(shí)刻產(chǎn)生的氣動(dòng)力滿足如下關(guān)系式：

(13)

(14)

F′L=F′ScosαV+F′DsinαV

(15)

F′T=F′SsinαV-F′DcosαV

(16)

式中：ρ為空氣密度，CL和CD為微段的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。

利用Profili軟件計(jì)算NACA 6409翼型在不同迎角下的升阻力系數(shù)并進(jìn)行擬合，得到數(shù)據(jù)如圖13所示。由圖13可知，在迎角為11°左右時(shí),微段翼型達(dá)到最高升阻力系數(shù)比。

(a)升力和阻力系數(shù) (b)升阻比

對(duì)F′L和F′T沿展長b進(jìn)行積分，可得到單個(gè)撲翼一個(gè)周期內(nèi)的升力FL和推力FT，即：

(17)

(18)

設(shè)定平飛速度V∞=5 m/s、安裝角α0=5°，把所得參數(shù)代入式(17)和式(18)中，得到一個(gè)周期內(nèi)撲翼的升力和推力大小以及撲翼在只有撲動(dòng)而沒有折疊和扭轉(zhuǎn)的單自由度運(yùn)動(dòng)情況下的升力和推力，如圖14所示。由圖14可見，三自由度撲翼在一個(gè)周期內(nèi)的升力先增大后減小，最大升力為360 g，平均升力為211 g；其推力則先增大后減小再增大，呈正弦波變化趨勢(shì)，最大推力為4.5 g，平均推力為1.2 g，平均推力接近于0，表明理論上撲翼飛行器可以在5 m/s速度下勻速飛行；相較于單自由度撲翼，三自由度撲翼升力和推力均有明顯提高，平均升力提升了68.5%，平均推力提升了150%。

(a)升力FL (b)推力FT

4 撲翼飛行器樣機(jī)制作

使用SolidWorks軟件對(duì)該兩段式三自由度撲翼飛行器完成整體設(shè)計(jì)和三維建模，并根據(jù)三維模型制作出樣機(jī)，如圖15所示。

(a)撲翼飛行器三維模型

樣機(jī)采用一個(gè)Kv值為1500的無刷電機(jī)進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，由7.4 V鋰電池供電，當(dāng)使用最大電流為12 A的電子調(diào)速器時(shí)，無刷電機(jī)最高空載轉(zhuǎn)速為11 100 r/min，最大功率為88.8 W，通過齒輪組減速，由電子調(diào)速器調(diào)節(jié)無刷電機(jī)的電壓和電流大小，從而控制撲翼機(jī)構(gòu)的撲動(dòng)頻率在0～8 Hz范圍。內(nèi)翼和外翼的主支架上均勻地固定有翼型骨架，且骨架上蒙附一層薄膜制作的翅膀。采用扇形平面尾翼設(shè)計(jì)，通過兩個(gè)垂直布置的舵機(jī)控制方向，實(shí)現(xiàn)調(diào)節(jié)飛行姿態(tài)的作用。通過微型無線接收機(jī)接收地面遙控裝置的信號(hào)來控制飛行器的運(yùn)轉(zhuǎn)。為減少重量，機(jī)身骨架和零件使用炭纖維材料加工而成，機(jī)身翼展1000 mm，重190 g。根據(jù)鳥類撲翼飛行仿生學(xué)尺度律[20]，樣機(jī)參數(shù)符合設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)。

樣機(jī)在一個(gè)周期內(nèi)的撲動(dòng)姿態(tài)變化如圖16所示。分析圖16可知，畫面1～5為下?lián)潆A段，此時(shí)外翼前緣向下扭轉(zhuǎn)，畫面3中外翼伸展至折疊角最大，可以增大翅膀受力面積以增大升力，隨后外翼繼續(xù)下?lián)?；畫?～10為上撲階段，此時(shí)外翼前緣向上扭轉(zhuǎn)，內(nèi)外翼保持折疊至最高位置，可減小翅膀受力面積以減小阻力；畫面11～12為下?lián)潆A段，銜接畫面1～2開始下一周期。整個(gè)撲動(dòng)過程符合鳥類飛行特征。樣機(jī)飛行試驗(yàn)中，機(jī)構(gòu)運(yùn)行平順，穩(wěn)定可靠，進(jìn)一步驗(yàn)證了該機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的合理性。

圖16 樣機(jī)一個(gè)周期內(nèi)的撲動(dòng)姿態(tài)

5 結(jié)語

本文將平行四連桿機(jī)構(gòu)和齒輪齒條運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)相結(jié)合，設(shè)計(jì)了一種新型仿鳥撲翼飛行器撲動(dòng)機(jī)構(gòu)，即僅用一個(gè)驅(qū)動(dòng)實(shí)現(xiàn)撲翼的撲動(dòng)、折疊和扭轉(zhuǎn)三個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)。通過理論計(jì)算和參數(shù)優(yōu)化，得到機(jī)構(gòu)的內(nèi)翼撲動(dòng)角為-9.9°～40.1°，內(nèi)外翼之間的折疊角為132.3°～173.5°，外翼扭轉(zhuǎn)角為-19.6°～19.9°，符合設(shè)計(jì)要求。仿真結(jié)果顯示，撲翼機(jī)構(gòu)內(nèi)翼下?lián)鋾r(shí)，外翼展開，同時(shí)外翼扭轉(zhuǎn)使前緣向下；內(nèi)翼下?lián)鋾r(shí)，外翼折疊，同時(shí)外翼扭轉(zhuǎn)使前緣向上。撲翼的撲動(dòng)、折疊和扭轉(zhuǎn)三個(gè)自由度的配合過程符合鳥類飛行特征，撲翼飛行器的飛行效率更高，氣動(dòng)性能更強(qiáng)，仿生性較好。另外，所設(shè)計(jì)機(jī)構(gòu)的翼尖軌跡為“香蕉”形，下?lián)溥^程的翼面積大于上撲過程的翼面積，可在減小阻力的同時(shí)，有效提高飛行過程中的升力和推力。