一種仿蜻蜓撲翼飛行器的設計與研究

王仲文　李振　段瑞珍

摘 要：在考慮撲翼飛行器飛行性能與動力學特性的基礎上，提出了一種仿蜻蜓微型撲翼飛行器，對撲翼飛行器的機械結構進行了理論分析與設計，確定了相關機構參數與運動數值。利用SolidWorks對設計的仿蜻蜓撲翼飛行器機械結構進行三維建模和運動仿真分析，并采用ANSYS與ADAMS對所提出的撲翼飛行器開展動力學性能分析。在相關研究基礎上進行仿真實驗分析，結果表明，所設計的機械結構滿足仿蜻蜓微型撲翼飛行器基本功能的要求，具有可行性，可為仿蜻蜓撲翼飛行器的研究提供理論參考。

關鍵詞：撲翼飛行器;機械結構;有限元分析;蜻蜓

DOI：10.15938/j.jhust.2020.06.014

中圖分類號： TP242

文獻標志碼： A

文章編號： 1007-2683（2020）06-0098-09

Design and Research of a Dragonfly Flapping Wing Aircraft

WANG Zhong-wen1， LI Zhen2， DUAN Rui-zhen1

（1.Rongcheng Campus， Harbin University of Science and Technology， Weihai 264300， China;

2.School of Mechanical Science and Engineering， Huazhong University of Science and Technology， Wuhan 430074， China）

Abstract：Considering the flight performance and dynamics of the flapping wing aircraft， this paper designs a dragonfly miniature flapping wing aircraft. The mechanical structure of the flapping wing aircraft is analyzed and designed， and the relevant mechanism parameters and motion parameters are determined. Using SolidWorks to carry out three-dimensional modeling and dynamic simulation analysis of the designed mechanical structure， and adopt ANSYS and ADAMS to carry out force analysis of flapping wing aircraft. On the basis of relevant research， simulation experiment analysis is carried out. The simulation results show that the designed mechanical structure meet the basic function requirements of dragonfly miniature flapping wing aircraft， and it is feasible. It can provide a theoretical reference for the research of dragonfly flapping aircraft.

Keywords：flapping wing aircraft; mechanical structure; finite element analysis; dragonfly

0 引 言

撲翼飛行器是一種模仿鳥類或者昆蟲飛行的新概念飛行器，開創了微機電系統設計在航空領域的應用[1-2]。微型撲翼飛行器是基于仿生學原理設計制造出來的新型飛行器，在國防和民用領域具有很大的應用。

與相關仿生生物相比，蜻蜓在飛行方式和飛行能力方面具有顯著的優點。蜻蜓在飛行時翅膀拍動次數最少，但飛行速度最快，穩定性好，其雙對翅翼的形式，利用前后氣動干涉可以提高氣動效率。蜻蜓翼展最大尺寸小于20cm，重量輕，可實現撲翼飛行器的微型設計，微型設計具有較低的雷諾數，可實現在低能耗情況下飛行[3]。蜻蜒的飛行方式靈活，可以實現撲翼飛行器撲動模式的自由切換。所以，將蜻蜓的結構應用于仿生撲翼飛行器，可以提高氣動效率，極大地減少能量消耗，同時具有較長的飛行續航能力。

國內外相關學者對仿生撲翼飛行器進行了研究。自20世紀中后期起，國外相關機構開始對撲翼飛行器開展設計和理論研究。Weis Fogh[4]在黃蜂飛行運動研究的基礎上，提出“Clap-and-Fling”機制，對該領域的理論分析具有先導作用;加利福尼亞工學院研制的“Micro Bat”微型撲翼飛行器，機翼結構仿生于蝙蝠翅膀，并采用MEMS技術加工制作而成，是最早仿生物飛行方式的電動撲翼飛行器[5]。美國加州大學伯克利分校模擬蒼蠅的飛行性能，研制出一種能夠自主操縱的微型撲翼飛行器，但是設計的整體結構較差，飛行不靈活[6];美國佐治亞技術研究所設計出名為“RoberMiehelson”的仿昆蟲撲翼飛行器，采用RCM作為驅動，據昆蟲的飛行原理提供升力，在尾部增加天線調節平衡，整體機械結構緊湊，但飛行穩定性較差[7];美國斯坦福研和多倫多大學共同設計出“Mentor”撲翼飛行器，采用人工肌肉機翼作為驅動，整個撲翼飛行器約30cm，是世界上首臺在飛行過程中保持懸浮的微型撲翼飛行器[8]。韓國建國大學在高速攝像機硬件的基礎上，采集翅翼的變化規律并分析得到撲動角和頻率等參數應用于機械結構設計中，但所設計的撲翼飛行器存在撲動頻率低于昆蟲真實頻率的問題。韓國科學技術學院設計了一種基于滑塊機構的撲翼飛行器，整機質量較輕，但整體機構運動時摩擦較大，機翼的扭轉角較小[9]。德國Festo公司研制出一款“Smart-bird”仿海鷗撲翼飛行器，具有較好的飛行能力，但整體設計尺寸較大，應用場合有所限制[10]。

國內對撲翼飛行器的相關研究起步較晚，但相關科研機構和高校取得了顯著的成果。上海交通大學基于電磁與壓電驅動原理對50～60mm撲翼MAV方案進行研究，但所設計的方案控制原理較復雜[11];西北工業大學研制的ASN-211微撲翼飛行器，采用平面連桿機構驅動，具有自主巡航能力，翼展為60mm，樣機總重量為220g，但穩定性較差[12];東南大學設計一款采用航模遙控器操縱的撲翼飛行器，飛行器機身使用碳纖維，但飛行器尺寸較大[13]。在撲翼飛行器理論研究方面，哈爾濱工業大學深圳研究生院基于流體力學理論，對撲翼飛行的升力機理和柔性翼的空氣動力學進行了研究[14];北京航空航天大學孫茂團隊基于Navier-Stokes方程數值解和渦動力學理論研究了撲翼飛行器的飛行原理[15];南京航空航天大學昂海松團隊采用非定常渦格法計算分析了仿鳥撲翼飛行器復合振動的氣動特性[16];東南大學目前也已就仿生翼飛行機構的機理分析和撲翼飛行試驗測試平臺的建立等方面進行探討[17]。

仿生撲翼飛行器的設計需要考慮諸多因素的影響，是一個多學科交叉融合的研究方向。雖然眾多學者對此開展了相關研究，但仿生撲翼飛行器的諸多研究都需要進一步優化和提升。本文結合現有的仿生撲翼飛行器技術和存在的問題，提出一種仿蜻蜓撲翼飛行器，對該撲翼飛行器的機械結構進行了詳細設計，所設計的飛行器采用曲柄搖桿機構并設計了減速機構，整體結構緊湊不復雜，傳動效果好，使得撲翼飛行器的結構得到了進一步優化。所設計的撲翼飛行器尺寸小，可以滿足目標追蹤和偵查等特殊場合的應用。本文確定了所設計仿蜻蜓撲翼飛行器的相關機構參數與運動數值，并開展了仿真實驗分析，可為仿生撲翼飛行器的設計與研究提供理論參考。

1 撲翼飛行器機身設計

本文設計的撲翼飛行器采用靜電驅動方式，整個驅動機構的形式與蜻蜓的胸腔式結構基本相同。撲翼飛行器機構采用柔性鉸鏈聚酰亞胺連接，其具有不易變形、阻燃性高和穩定性好等特點，彈性模量小，極大減小了撲翼飛行器飛行時的運動阻力[18]。本文所設計的仿蜻蜓撲翼飛行器整體結構如圖1所示。

撲翼飛行器主體結構是由上下平行的兩塊兒極板組成，當兩個極板間加上交變電壓時，飛行器的機翼就會在交變電場中產生上下擺動，再加上使其發生轉動的機械結構，就能實現仿蜻蜓微型撲翼飛行器的機翼撲動。當極板兩邊所加的電壓大小不同時，兩邊的機翼就會產生不同的擺動幅度，而飛行器也會因為兩邊產生的升力和推力不同而發生轉向。

1.1 撲翼飛行器輪廓設計

撲翼飛行器外輪廓是飛行器傳動機構的支撐零件，同時外輪廓的曲面可以在飛行器飛行時使空氣產生分流，上下的空氣流動速度不同也會相應的產生不同的升力[19]。所設計的撲翼飛行器輪廓外形采用蜻蜓外形進行仿生設計，機身的材料要具有剛度大、抗變形能力強、密度輕等性能，選擇碳纖維材料可提高撲翼飛行器的機身性能。

應用OLYMPUS體視顯微鏡和OLYCIA M3圖像分析系統對蜻蜓外輪廓的幾何形狀參數進行采集，并對得到的數據進行優化處理。結合所得到的幾何形狀參數，分析可知所得到的蜻蜓外輪廓比例在飛行時所產生的升力滿足蜻蜓的飛行需求。所設計的撲翼飛行器機身外輪廓總長約54mm，左右寬度約為40mm，用SolidWorks按照蜻蜓胸腔的輪廓外形尺寸對飛行器的外形進行建模設計出飛行器的外輪廓，所設計的撲翼飛行器輪廓如圖2所示。

1.2 撲翼飛行器外輪廓內部設計

在裝配飛行器過程中，撲翼飛行器胸腔內部需要裝入控制電板、電池、信號燈、控制芯片、轉向控制機構以及傳動機構等零件，所以需要將飛行器胸腔分為左右兩部分。所設計的撲翼飛行器胸腔的左部放置電池，左部胸腔結構如圖3（a）所示。右部放置控制芯片，結構如圖3（b）所示。

1.3 撲翼飛行器動力裝置選擇

為了方便控制撲翼飛行器的運作過程，飛行器的電機采用控制電機。電機在整個飛行器中占的重量比例最大，應盡可能地減少電機重量帶來的影響，結合飛行器的內部設計電機采用直徑為7mm的720 CW Motor電機。考慮到電源對飛行器的重要性，電池選擇可充電的小型蓄電池，可滿足重量較輕供能較長的要求。設計的撲翼飛行器選擇KS控制面板，該控制器可以通過遙控器給電機輸入電壓，使其可以轉動，同時還可以控制飛行器尾部擺動，使其轉向并保持撲翼飛行器的平衡。

2 撲翼飛行器機身設計

2.1 撲翼飛行器傳動機構

根據所設計的撲翼飛行器，可以將蜻蜓飛行動作簡化為翅膀的拍動和扭轉2個動作。在飛行器的傳動機構設計中主要可以分為兩部分，兩組曲柄搖桿機構將曲柄輸入的旋轉運動轉換為兩個搖桿的擺動運動輸出，飛行器的傳動機構如圖4所示。

兩組曲柄搖桿機構中，AB桿比A′B′桿略短一點，當電機旋轉時，搖桿O2B′先到達極限位置，隨后O2B到達極限位置。這樣的話兩個擺動之間會有一個角度差ψ，搖桿機構運動示意圖如圖5所示。角度差在轉到不同位置時會有不同取值，在電機轉動過程中，ψ會逐漸減小至零，然后又會反方向增大，利用這一特性將兩個擺動輸出再傳遞到下面的差動輪系。當兩個擺動輸入角ψ不變時，行星輪隨著行星輪支架繞擺動輸出轉動，自身不轉。當兩個擺動輸入的ψ變化或者反向運動時，行星輪會繞著自身軸線轉動。

因此，將翅膀固定在行星輪上，當曲柄連續轉動時，2個搖桿擺動輸出的ψ近似不變時，翅膀保持α不變而做平扇運動。當2個搖桿在極限位置處反向運動時，翅膀則完成反扇轉換過程中的翻轉運動。于是，通過設計不同的撲翼機構參數就可以實現不同的ψ及α的撲翼形式。

2.2 機翼拍動幅度及頻率計算

蜻蜓在拍翅過程中運動方式復雜，大致將其分解為平扇和翻轉2個基本動作。平扇運動影響翅膀的翅角φ，翻轉運動影響翅膀的翅攻角α。這2個動作協調運動可以實現自由飛行，蜻蜓拍翅簡化動作如圖6所示。

蜻蜓翅膀在與蜻蜓身體處于同一水平面時，翅膀與X軸平行。當蜻蜓翅膀處于蜻蜓身體上部時，蜻蜓翅膀與X軸之間有一定角度α1，且翅膀后端高于翅膀前端。當蜻蜓翅膀處于蜻蜓身體下部時，蜻蜓翅膀與X軸之間也有一定角度α2，且翅膀前端高于翅膀后端。α1與α2的角度和就是蜻蜓在飛行時的翅攻角α。同理也可以得出，φ1與φ2的角度和就是蜻蜓在飛行時的翅角φ。

飛行器的傳動機構是由兩組曲柄搖桿機構組合形成的，曲柄長度、搖桿長度、機架長度和連桿長度的比例決定機翼的扇動幅度[20]。給定機架長度為x，曲柄長度為y，搖桿長度為z，連桿長度為w。為滿足曲柄搖桿機構的條件，變量必須滿足：

y+w≤x+z（1）

w≤（y-x）+z（2）

z≤（w-y）+x（3）

將上述公式兩兩相加可以得到y≤x，y≤w，y≤z，即曲柄為長度最短的一根桿。得出在搖桿為6mm、連桿為18mm、機架為20mm和搖桿為10mm時，其擺動幅度較符合蜻蜓撲翼平扇幅度，角度為75°。

機翼翻轉幅度的大小與長曲柄搖桿和短曲柄搖桿兩組機構相關，兩組曲柄搖桿機構的搖桿角度差就是機翼翻轉的角度[21]。兩組搖桿一起轉動，曲柄

每轉一圈，兩組曲柄搖桿機構的搖桿都擺動一下，所以搖桿的擺動頻率是一樣的，在同一時間轉動的角度差輸出給機翼的周轉輪系，使之成為機翼的翻轉角度。

為了與短曲柄搖桿機構配合，長曲柄搖桿的各個零件尺寸為曲柄長度6mm、搖桿長10mm，機架長20mm和長連桿長23.5mm，此結構尺寸下的翻轉角度比較接近真實蜻蜓翅膀的翻轉角度。長曲柄搖桿機構的擺動角度ω=102°，翻轉角度α=27°。

2.3 撲翼飛行器減速機構

飛行器電機的轉速約為34000r/min，而蜻蜓的實際撲翼頻率為10～25下/s，因此飛行器需要減速機構來實現其擺動頻率，撲翼飛行器所設計的減速器結構如圖7所示。

減速裝置選擇電機齒輪型號為8-2A，減速齒輪型號為2410-2A，傳動齒輪型號為38-2A，模數均為0.5。可以計算出減速比為0.03655，進一步計算出減速后的機翼拍動頻率如公式（4）所示。

f=34000×0.0365560≈20.712（Hz）（4）

實際中，一般撲翼昆蟲的翅膀頻率范圍在 20～40Hz。由計算結果可知，所設計的飛行器經過減速后的拍動頻率在普通蜻蜓撲翼頻率范圍內。

3 仿真分析

3.1 飛行器機翼靜態特性分析

撲翼飛行器的飛行過程可以處理成多種的受力情況，本文分析撲翼飛行器靜態特性時忽略飛行器在飛行時翅翼所處的角度。蜻蜓在飛行時主要承受均勻載荷形式[22]，結合飛行器本身重量，對飛行器施加一組垂直于機翼表面的均勻載荷，可以計算出撲翼飛行器在飛行時所受到的載荷如公式（5）所示。

F=G=mg=3.46×10-5（kN）（5）

式中：F為蜻蜓飛行時所受的升力載荷;G為蜻蜓重力;m為蜻蜓自身質量;g為重力加速度。

可以進一步計算出撲翼飛行器在飛行時所施加的均勻載荷為

q=F2A1+2A2=2×10-7kN/mm2（6）

式中：A1和A2分別為蜻蜓前翼和后翼面積，根據所得數據，取A1=34.8mm2和A2=51.2mm2;q為所施加的均勻載荷，kN/mm2。

采用ANSYS軟件對所設計的撲翼飛行器進行靜態特性仿真分析，確定定義邊界及載荷約束條件，對飛行器機翼模型根部施加位移約束，并根據相應的參考文獻[23]，對其表面施加一組垂直于該表面的均勻分布載荷，數值為計算得到的200Pa。所設計的撲翼飛行器在該載荷作用下分析得到的應力分布和剛性變形情況如圖8所示。

由圖8（b）所示的變形結果可以看出，飛行器機翼在受到給定載荷作用下的變形并不是很大，說明所設計的飛行器機翼在一定程度上具有可取性。此外，機翼模型的后翅翼變形程度要比前翅翼的變形程度小一些，說明后翅翼結構抵抗變形能力要比前翅大，所以在設計飛行器機翼時要綜合分析翅翼結構的幾何外形對機翼剛性的影響。從圖8（a）應力分布結果可以看到，在受到給定載荷的情況下，飛行器在翅根位置產生的應力比較大，說明翅根是危險部件，因此在制造零件時應提高翅根部件的強度性能，可以在翅根位置加上支撐部件，以防止發生變形和斷裂。

前面對飛行器在受到給定載荷時線性靜態特性進行了分析，但在實際情況中機翼結構在承受特定載荷后會產生變形情況，使得飛行器受力產生了非線性的情況，所以對飛行器機翼進行非線性分析很有必要。非線性分析所施加的載荷與線性分析相同，只是設置大變形和大應變等非線性條件，經過ANSYS仿真可以得到機翼在非線性情況下的結果。將線性與非線性靜態特性結果進行分析對比，如表1所示。

由表1結果可以知道，線性與非線性情況下的靜態特性分析結果變化不太明顯，數值都在2.5%左右，說明所設計的飛行器機翼結構以及飛行器選擇的材料可以達到微撲翼飛行器機翼的技術要求。

3.2 飛行器機翼動力學分析

在所設計的撲翼飛行器機構的基礎上，對其進行動力學分析。取機翼的一個微小單元，可將其受力分解為法向dFN、弦向dFC和翅向dFS3個方向，dFS在飛行器飛行過程中對受力影響很小，所以忽略其對受力的影響，得到撲翼飛行器飛行時的受力為：

dFN=12CNρc（t，r）dr

dFC=12CCρc（t，r）dr（7）

式中：dFN為垂直作用于機翼的法向受力分量，dFC為平行于機翼方向的弦向受力分量;ρ為空氣密度，V為機翼相對于氣流的速度，CN和CC為空氣動力系數，c（t，r）為距質心為r的弦向長度。

根據文[26]、[27]可知，空氣動力系數CN和CC與翅攻角α有關，其經驗公式為

CN=3.4sinα（8）

CC=0.4cos2（2α）0≤α≤π/4

0else（9）

通過對式（7）積分可以得到總的法向力FN和弦向力FC如式（10）。

FN=12CNρV2S

FC=12CCρV2S（10）

式中：S為機翼面積，一般地，機翼面積與質量存在關系：S=0.164m0.667。

因為氣動阻力矩的方向與撲翼飛行器的運動方向相反，并且所受力的合力乘以距機翼根處的距離r可以得到撲翼飛行器飛行時的氣動阻力矩，即

dMe=sign（-θ·）r（dFNcosφ+dFCcosφ）（11）

對公式（11）進行積分可以得到機翼在飛行時的氣動阻力矩為：

Me=sign（-θ·）∫l0r（dFNcosφ+dFCcosφ）（12）

根據撲翼飛行器的運動，可以計算得到飛行器在飛行時的驅動力矩Mm，結合以上分析可以列出撲翼飛行器的動力學方程如下：

Jφ¨+Me=Mm（13）

式中J為機翼的轉動慣量，其計算公式為

J=∑mi=1Δmir2（14）

根據以上所建立的撲翼飛行器的動力學模型，可以得到撲翼飛行器在飛行時受到阻力作用時的運動、速度和角速度等因素隨著時間的變化情況。

為了驗證撲翼飛行器動力學模型的合理性，應用ADAMS進行撲翼飛行器動力學分析[28]，根據撲翼飛行器的運動特點，對所設計的撲翼飛行器定義材料和運動副，電機施加驅動，在撲翼飛行器相應部位施加合理的約束條件，在飛行器機翼表面添加計算得到的均勻載荷和上述分析的力矩，完成所設計的撲翼飛行器動力學仿真模型的建立。仿真時設定撲翼頻率為20Hz，與實際情況大致相同，施加的風速在2m/s左右，通過式（10）計算出仿真所施加的空氣阻力為

F=12CZρV2S（15）

式（15）中阻力系數CZ選取為1，結合所設定的參數，計算出施加的空氣阻力變化約為0～35N。根據以上分析可以得到撲翼飛行器在運動過程中的運動和速度仿真曲線，如圖9與圖10所示。

由圖9可以看出，運動曲線為正弦曲線，而且機翼翅膀向下運動位移接近向上位移的1.4～1.5倍，這與自然界中鳥類飛行時翅膀的撲動位移大致一致[29]。說明所設計的撲翼飛行器可以較好地模仿自然界的鳥類的運動，具有較好的可靠性和普遍性。

撲翼飛行器的動力學速度仿真結果如圖10所示。可以看出速度曲線近似于正弦規律曲線，撲翼飛行器的速度在20m/s左右，這與實際中蜻蜓的飛行速度相一致，撲翼速度的周期性穩定變化表明其能夠較好地保持整體機構較平穩地撲翼飛行。圖10中速度曲線出現尖角是因為機翼運動到極高點后，速度數值無法突變而速度方向突變成相反方向。

在不同的仿真時間，撲翼飛行器的相關運動參數仿真如表2所示。

選取蜻蜓飛行實際情況下的相關環境參數和計算出的蜻蜓相關運動參數，通過ADAMS開展仿真分析，通過仿真結果可以看出，撲翼飛行器撲翼速度在0～20m/s之間，所受空氣阻力大致在0～35N之間，所設計的仿蜻蜓撲翼飛行器具有較好的普遍性，可以模擬實際中蜻蜓的飛行運動。

3.3 重要零部件力學性能分析

從撲翼飛行器機械結構的各個零部件中，選取受到應力大的部件進行力學性能分析，如果該部件所受到的應力、變形均在許可范圍內，那么其余零部件的性能也符合要求。選取撲翼飛行器傳動機構中受力最大零件齒輪進行ANSYS有限元分析，對齒輪輪齒添加的載荷為25Pa，對齒輪孔添加的載荷為20Pa。經過計算，傳動機構齒輪的應力分布情況和剛性變形情況仿真結果如圖11所示。

由圖11齒輪應力與變形仿真結果可以分析出，最大變形位移為2.506 5×10-12mm，齒輪最大應力為53.194Pa，齒輪零部件的應力以及剛性變形均在撲翼飛行器的允許范圍內。

4 結 論

基于蜻蜓飛行模式對撲翼飛行器的機械結構與動力系統進行了設計。根據蜻蜓的外形輪廓比例采用SolidWorks對撲翼飛行器的外輪廓及其內部進行了設計，得到了機械結構的參數以及運動參數，對撲翼飛行器的傳動機構進行了設計。此外，對所設計的撲翼飛行器進行了靜態性能分析與動力學仿真分析，對機械結構主要零件的應力與剛性變形進行分析。仿真分析結果表明，所設計的撲翼飛行器結構以及主要零部件的設計參數均在允許范圍內。所設計的仿蜻蜓撲翼飛行器結構緊湊，滿足相關的性能要求，可為仿生微型撲翼飛行器的設計提供有效參考。

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（編輯：溫澤宇）

收稿日期： 2019-04-15

基金項目： 國家自然科學基金（51375123）;黑龍江省自然科學基金（E2016040）.

作者簡介：

李 振（1997—），男，碩士研究生;

段瑞珍（1981—），女，碩士，副教授.

通信作者：

王仲文（1979—），男，博士，副教授，E-mail：xinyun0920@163.com.