蔡 毓，張振鴻，劉 斌

(1.廣西大學(xué) 電氣工程學(xué)院， 南寧 530004; 2.廣西大學(xué) 計(jì)算機(jī)與電子信息學(xué)院， 南寧 530004)

1 引言

機(jī)翼?yè)鋭?dòng)飛行的仿生飛行器具有高度仿生性和良好隱蔽性能。近年來(lái)，許多受飛行生物啟發(fā)的仿生撲翼機(jī)器人平臺(tái)被研制出來(lái)，昆蟲(chóng)級(jí)微型撲翼機(jī)有蒼蠅，delfly等。鳥(niǎo)類作為常見(jiàn)的飛行動(dòng)物也受到人們關(guān)注。機(jī)翼可變形的機(jī)器鳥(niǎo)是仿生撲翼飛行器研究的一個(gè)活躍領(lǐng)域。同時(shí)為提高撲翼機(jī)適應(yīng)復(fù)雜場(chǎng)景穩(wěn)定飛行的能力，對(duì)仿生撲翼飛行器的氣動(dòng)性能研究也顯得尤為重要。

對(duì)于仿鳥(niǎo)撲翼飛行器研究，德國(guó)Festo公司仿照海鷗飛行姿態(tài)研制出的Smartbird成功飛行，區(qū)別于以往的撲翼飛行器的機(jī)翼骨架結(jié)構(gòu)，Smartbird將機(jī)翼分離成內(nèi)段翼和外段翼，使得機(jī)翼運(yùn)動(dòng)過(guò)程中可做兩段翅膀的運(yùn)動(dòng)形態(tài)不同變化。提出了內(nèi)段翼提供主要飛行升力，外段翼提供主要飛行推力理論。Lentink團(tuán)隊(duì)研發(fā)出一種帶有真實(shí)鳥(niǎo)類羽毛并成功飛行的飛行器PigeonBot,通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和外場(chǎng)空中飛行，發(fā)現(xiàn)翅膀不對(duì)稱變形以及羽毛位置不同可以控制飛行方向，實(shí)現(xiàn)仿生飛行器在復(fù)雜環(huán)境中靈活飛行。昂海松團(tuán)隊(duì)研究與設(shè)計(jì)多段柔性變體撲翼飛行器，探討了撲翼流場(chǎng)渦結(jié)構(gòu)，總結(jié)升推力產(chǎn)生機(jī)理。楊永剛等采用近似柔段翼思想建立撲翼機(jī)模型，并對(duì)此模型進(jìn)行氣動(dòng)仿真實(shí)驗(yàn)，為柔性翼多自由度撲翼機(jī)研制提供理論基礎(chǔ)。陳亮等通過(guò)優(yōu)化的葉素理論，對(duì)小型仿鳥(niǎo)飛行器在非常定流場(chǎng)條件下的氣動(dòng)特性進(jìn)行研究。

本文分析鳥(niǎo)類基本參數(shù)以及飛行姿態(tài)特征，設(shè)計(jì)具有“拍打-折疊”撲翼機(jī)構(gòu)，建立三維折疊翼?yè)湟頇C(jī)模型，研制可折疊“鉸鏈?zhǔn)綑C(jī)翼”，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼翼尖“8”字形運(yùn)動(dòng)軌跡，接近真實(shí)鳥(niǎo)類翅膀撲打狀態(tài)。利用CFD軟件對(duì)折疊翼?yè)湟頇C(jī)進(jìn)行了低雷諾數(shù)非常定流場(chǎng)情況下氣動(dòng)仿真模擬，分析折疊翼飛行器初始迎角，機(jī)翼展弦比和撲動(dòng)頻率等對(duì)氣動(dòng)特性作用。最終研制“羽毛版”可折疊機(jī)翼，此飛行器以撲動(dòng)羽毛機(jī)翼產(chǎn)生動(dòng)力，并成功起飛并持續(xù)飛行90多秒后安全著陸。

2 撲翼機(jī)機(jī)構(gòu)建模仿真

2.1 鳥(niǎo)類撲翼運(yùn)動(dòng)機(jī)理

文獻(xiàn)[12]通過(guò)對(duì)綠頭鴨飛行動(dòng)作進(jìn)行研究，將鳥(niǎo)類飛行姿態(tài)分為以下階段：

下?lián)潆A段：翅膀外翼翼尖從最高點(diǎn)運(yùn)動(dòng)到最低點(diǎn)的過(guò)程，全過(guò)程翅膀處于全展開(kāi)狀態(tài)。

折彎階段：鳥(niǎo)類翅膀下降至最低處，外段翼相對(duì)內(nèi)段翼向下彎折。

上撲階段：鳥(niǎo)類翅膀外翼翼尖從最低點(diǎn)向上運(yùn)動(dòng)過(guò)程，整個(gè)過(guò)程鳥(niǎo)類整體成“M”字型，此時(shí)翅膀處于收縮狀態(tài)。

展平階段：鳥(niǎo)類翅膀外翼相對(duì)內(nèi)翼做舒展動(dòng)作，外翼翼尖運(yùn)動(dòng)至最高點(diǎn)，整個(gè)翅膀全展開(kāi)，準(zhǔn)備進(jìn)入接下來(lái)的下?lián)潆A段。

2.2 撲翼機(jī)建模

折疊翼?yè)湟頇C(jī)運(yùn)動(dòng)模型參考海鷗外形，并在其翅膀復(fù)雜運(yùn)動(dòng)的基礎(chǔ)上進(jìn)行簡(jiǎn)化，在Solidworks平臺(tái)上進(jìn)行建模，設(shè)計(jì)如圖1所示骨架模型。該骨架模型包括主機(jī)身，尾翼，內(nèi)段翼和外段翼等，如圖1(b)。鳥(niǎo)身(包括尾翼)長(zhǎng)1 045 mm，單邊翼展長(zhǎng)約900 mm，其中內(nèi)段翼長(zhǎng)320 mm，外段翼長(zhǎng)約 580 mm，機(jī)翼平均幾何弦長(zhǎng)280 mm。

圖1 骨架模型示意圖Fig.1 The diagram of skeleton model

2.3 撲翼機(jī)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

撲翼機(jī)兩翼間撲打頻率，幅度，變化相位在保持飛行器飛行穩(wěn)定方面起到至關(guān)重要作用。在兩翼對(duì)稱拍打過(guò)程中，忽略環(huán)境因素的影響，受到的空氣對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生的力矩是相當(dāng)?shù)鹊?。反之，兩翼間不對(duì)稱撲動(dòng)，同時(shí)刻空氣對(duì)兩翼做功不同，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，導(dǎo)致?lián)湟頇C(jī)無(wú)法平穩(wěn)飛行。

采用雙曲柄雙搖桿機(jī)構(gòu)，平面對(duì)稱傳動(dòng)模式，如圖2所示。優(yōu)勢(shì)在于確保左右機(jī)翼運(yùn)動(dòng)保持一致，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼對(duì)稱撲打。單邊曲柄使用4個(gè)M2沉頭螺釘將其固定在主齒輪，機(jī)翼通過(guò)曲桿與曲柄相連。電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)，通過(guò)減速比=1∶48的減速齒輪組，實(shí)現(xiàn)2個(gè)主齒輪相對(duì)圓周運(yùn)動(dòng)，帶動(dòng)兩邊機(jī)翼的同時(shí)上下?lián)浯蜻\(yùn)動(dòng)。

圖2 雙曲柄雙搖桿機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)圖Fig.2 The diagram of double crank double rocker mechanism

2.4 機(jī)翼運(yùn)動(dòng)方程

分解鳥(niǎo)類翅膀復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)形態(tài)，建立機(jī)翼模型，可實(shí)現(xiàn)鳥(niǎo)類飛行過(guò)程中撲打-折疊動(dòng)作。針對(duì)機(jī)翼運(yùn)動(dòng)模式，建立如圖3所示模型簡(jiǎn)圖，點(diǎn)為齒輪圓心，表示曲柄，為曲桿，長(zhǎng)度已知；四邊形為機(jī)翼的內(nèi)段翼，其中點(diǎn)為固定支撐點(diǎn)；表示外段翼，通過(guò)鉸鏈結(jié)構(gòu)與內(nèi)段翼相連。機(jī)翼內(nèi)段翼與外段翼運(yùn)動(dòng)軌跡方程，主要體現(xiàn)為,兩點(diǎn)。本文模型中所有桿子長(zhǎng)度單位均為毫米。

圖3 機(jī)翼模型簡(jiǎn)圖Fig.3 The diagram of wing model

取軸設(shè)定為水平地面。設(shè)轉(zhuǎn)動(dòng)角速度為rad/s，求得在任意時(shí)刻，曲柄轉(zhuǎn)動(dòng)角度：

=

(1)

撲翼機(jī)內(nèi)段翼運(yùn)動(dòng)，求解對(duì)點(diǎn)運(yùn)動(dòng)軌跡：

(2)

(3)

幾何關(guān)系得出：

=+∠

(4)

根據(jù)幾何關(guān)系可知，為骨架上固定點(diǎn)，坐標(biāo)為(,)；點(diǎn)坐標(biāo)(,0)，則點(diǎn)坐標(biāo)表示為

(5)

根據(jù)三角形余弦定理：

(6)

通過(guò)固定點(diǎn)與動(dòng)點(diǎn)之間幾何關(guān)系：

(7)

聯(lián)立等式(2)—式(7)，最終可求解出點(diǎn)的具體運(yùn)動(dòng)軌跡，確定內(nèi)段翼運(yùn)動(dòng)模式。同理，求解出點(diǎn)的坐標(biāo)，將周期內(nèi)的坐標(biāo)相連，確立外段翼運(yùn)動(dòng)軌跡。

四邊形為平行四邊形，對(duì)點(diǎn)：

(8)

=∠=90°-

(9)

(10)

聯(lián)立式(8)—式(10)，可求得點(diǎn)運(yùn)動(dòng)軌跡。其中：為固定點(diǎn)至內(nèi)段翼最外側(cè)點(diǎn)間距離，為內(nèi)段翼最內(nèi)側(cè)點(diǎn)至定點(diǎn)間距離，為曲桿長(zhǎng)度，為曲柄長(zhǎng)度，為外段翼長(zhǎng)度。

2.5 撲翼機(jī)運(yùn)動(dòng)仿真

根據(jù)2.4節(jié)推導(dǎo)出的撲翼機(jī)內(nèi)段翼與外段翼運(yùn)動(dòng)軌跡方程，對(duì)設(shè)計(jì)的機(jī)構(gòu)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)求解。根據(jù)給定折疊翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)：翼展長(zhǎng)度，內(nèi)、外段翼長(zhǎng)度，弦長(zhǎng)參數(shù)。在機(jī)械運(yùn)動(dòng)約束條件下：曲柄長(zhǎng)度：25 mm≤≤30 mm；曲桿長(zhǎng)度：45 mm≤≤50 mm；搖桿長(zhǎng)度：≤；固定支撐點(diǎn)與曲桿點(diǎn)距離：40 mm≤≤50 mm。實(shí)際飛行實(shí)驗(yàn)期望機(jī)翼?yè)鋭?dòng)幅度50°≤≤70°；撲翼機(jī)撲打頻率≥ 3Hz。在Solidworks平臺(tái)上對(duì)設(shè)計(jì)的撲翼機(jī)模型進(jìn)行基本運(yùn)動(dòng)仿真及motion 分析。最終導(dǎo)出機(jī)翼運(yùn)動(dòng)軌跡，如圖4所示。

圖4 機(jī)翼運(yùn)動(dòng)軌跡圖Fig.4 Wing movement trajectories

機(jī)翼運(yùn)動(dòng)仿真路徑，內(nèi)段翼運(yùn)動(dòng)做相對(duì)簡(jiǎn)單上下?lián)浯蜻\(yùn)動(dòng)，外段翼相對(duì)內(nèi)段翼具有折疊動(dòng)作，軌跡曲線接近“8”字形運(yùn)動(dòng)，成功模擬真實(shí)鳥(niǎo)類撲翼運(yùn)動(dòng)的規(guī)律。

3 撲翼機(jī)氣動(dòng)特性研究

3.1 三維氣動(dòng)仿真平臺(tái)搭建

為了達(dá)到在運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下，研究撲翼機(jī)機(jī)翼初始迎角，展弦比及機(jī)翼拍打頻率對(duì)氣動(dòng)特性的影響，本文對(duì)23組不同機(jī)翼初始迎角，7組不同展弦比及5組不同拍打頻率對(duì)折疊翼飛行器進(jìn)行三維氣動(dòng)仿真實(shí)驗(yàn)和數(shù)據(jù)分析。選取機(jī)翼初始迎角變化范圍在-10°～12°；模擬撲翼機(jī)展弦比為：1、1.5、2、2.5、3、3.2、4；模擬撲翼機(jī)機(jī)翼?yè)鋭?dòng)頻率：2 Hz、3 Hz、4 Hz、5 Hz、6 Hz。在軟件平臺(tái)XFlow中選用虛擬風(fēng)洞模式對(duì)折疊翼飛行進(jìn)行氣動(dòng)仿真，虛擬風(fēng)洞基本設(shè)置參數(shù)如表1所示。

表1 虛擬風(fēng)洞基本設(shè)置參數(shù)

3.2 撲翼機(jī)機(jī)翼初始迎角對(duì)氣動(dòng)特性影響

本文以NACA7412翼型為計(jì)算模型，探討機(jī)翼初始迎角對(duì)氣動(dòng)特性影響。以地面坐標(biāo)系為基準(zhǔn)，將機(jī)翼未開(kāi)始運(yùn)動(dòng)，處于平放狀態(tài)下具有的迎角設(shè)定為初始迎角。通常情況采用無(wú)量綱數(shù)升力系數(shù)，阻力系數(shù)衡量飛行器運(yùn)動(dòng)中受到的升力及阻力。在XFlow平臺(tái)下模擬不同機(jī)翼初始迎角下的，數(shù)據(jù)，并進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，得到如圖5所示的曲線。選取初始迎角在-10°～12°，變化步長(zhǎng)=1°，約束條件：來(lái)流風(fēng)速為5 m/s，雷諾數(shù)設(shè)定為1.6×10。

圖5 不同初始迎角下升力、阻力系數(shù)(a)與升阻比(b)變化曲線Fig.5 Curve of lift coefficient,drag coefficient (a) and lift-drag ratio at different initial wing angle(b)

由圖5(a)可以分析出，升力系數(shù)與機(jī)翼初始迎角成正比例關(guān)系。在機(jī)翼初始迎角為負(fù)值時(shí)，升力系數(shù)為負(fù)值，此時(shí)機(jī)翼?yè)鋭?dòng)主要產(chǎn)生負(fù)升力，隨著機(jī)翼初始角度增加，升力系數(shù)變?yōu)檎担⒃龃?。初始迎角到達(dá)-7°時(shí)，升力系數(shù)變?yōu)檎?，此時(shí)機(jī)翼?yè)鋭?dòng)開(kāi)始產(chǎn)生正向升力；阻力系數(shù)呈現(xiàn)隨初始角度增加先逐漸減小后增大的趨勢(shì)，圖5(b)中升阻比變化曲線存在多個(gè)拐點(diǎn)，體現(xiàn)為隨初始角度增大先增大后減小，再增大最后逐漸減小過(guò)程，同時(shí)在-5°后升阻比急劇增大，5°時(shí)升阻比達(dá)到峰值，隨后曲線變得平緩。有關(guān)數(shù)據(jù)如表2所示，取-10°、-5°、0°、1°、5°、10°不同初始迎角做比較。在1°時(shí)受到阻力最小，通過(guò)改變飛行器平飛階段翼面迎角，在該角度下受到最小空氣阻力；當(dāng)撲翼機(jī)初始迎角為5°飛行時(shí)，獲得最大升阻比，在起飛階段，有助于快速升空。

表2 不同初始迎角下平均氣動(dòng)特性參數(shù)

3.3 機(jī)翼展弦比對(duì)撲翼飛行器氣動(dòng)特性影響

簡(jiǎn)化仿真模型，將內(nèi)段翼與外段翼簡(jiǎn)化成一段機(jī)翼，取撲翼機(jī)左機(jī)翼為參照，改變機(jī)翼翼展，研究撲翼機(jī)展弦比為1、1.5、2、2.5、3、3.2、4對(duì)撲翼運(yùn)動(dòng)的影響。仿真時(shí)間為2 s，約束條件：來(lái)流速度為5 m/s，機(jī)翼?yè)浯蚪嵌?60°，機(jī)翼?yè)鋭?dòng)頻率為4 Hz，即一個(gè)運(yùn)動(dòng)周期=0.25 s，初始迎角為5°；機(jī)翼?yè)浯驖M足急回特性規(guī)律，即機(jī)翼一個(gè)運(yùn)動(dòng)周期內(nèi)，向下?lián)鋭?dòng)時(shí)間大于上撲時(shí)間，并根據(jù)文獻(xiàn)[12]指出撲翼運(yùn)動(dòng)近似正弦或者余弦變化規(guī)律。在XFlow中設(shè)定產(chǎn)生時(shí)間差的分段函數(shù)。撲翼機(jī)機(jī)翼一個(gè)周期內(nèi)撲打角度變化表達(dá)式如下：

(11)

其中時(shí)間′可通過(guò)求余運(yùn)算，如式(12)所示，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼連續(xù)周期性運(yùn)動(dòng)。

′=-?」×

(12)

式中：為仿真實(shí)驗(yàn)運(yùn)行時(shí)刻，為運(yùn)動(dòng)周期。

為仿真實(shí)驗(yàn)未開(kāi)始時(shí)，機(jī)翼初始位置與水平面夾角，調(diào)整值可改變機(jī)翼初始位置，本文取=0°；為機(jī)翼翼尖撲動(dòng)至最高(低)點(diǎn)，機(jī)翼平面與機(jī)翼初始位置平面夾角，本文取=-30°。聯(lián)立式(11)、式(12)，求解出機(jī)翼?yè)鋭?dòng)角度變化，如圖6所示。一個(gè)周期內(nèi)，當(dāng)角度變化斜率為正值，機(jī)翼為下?lián)洌瑫r(shí)間為0.15 s，角度變化斜率為負(fù)值，機(jī)翼上撲，時(shí)間為0.1 s。

圖6 機(jī)翼?yè)鋭?dòng)角變化曲線Fig.6 Curve of flapping wing angle

一個(gè)運(yùn)動(dòng)周期內(nèi)，取0.5～0.75 s進(jìn)行氣動(dòng)分析，不同展弦比下?lián)湟頇C(jī)升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化曲線如圖7。

圖7 不同展弦比下升力系數(shù)(a)與阻力系數(shù)(b)變化曲線Fig.7 Curve of lift coefficient (a) and drag coefficient (b) at different aspect ratio

由圖7(a)升力系數(shù)變化曲線結(jié)果可知，不同展弦比機(jī)翼的升力系數(shù)變化曲線大體相似。0.5～0.65 s為下?lián)潆A段，升力系數(shù)曲線先增大后減小，在機(jī)翼運(yùn)動(dòng)值中點(diǎn)位置時(shí)，升力系數(shù)達(dá)到峰值，由于急回特性規(guī)律約束，此時(shí)機(jī)翼速度最快，受到空氣反作用力最大，即產(chǎn)生升力最大，此后機(jī)翼減速下?lián)?，升力逐漸減?。?.65～0.75 s上撲階段，負(fù)升力逐漸增大后減小，上撲至中點(diǎn)位置達(dá)到負(fù)升力峰值。

圖7(b)阻力系數(shù)變化曲線說(shuō)明，不同展弦比的阻力系數(shù)在下?lián)潆A段先增大后減小，大展弦比阻力系數(shù)的峰值在更早時(shí)間出現(xiàn)，在下?lián)潆A段展弦比≥2.5的機(jī)翼阻力系數(shù)峰值在0.57，當(dāng)展弦比≤2時(shí)，阻力系數(shù)峰值出現(xiàn)在0.61 s左右。上撲階段機(jī)翼阻力系數(shù)先減小后增大，展弦比較小機(jī)翼變化不明顯，隨著展弦比增大，阻力系數(shù)最小峰值逐漸增大，此時(shí)正推力逐漸增大。

不同展弦比機(jī)翼對(duì)撲翼機(jī)氣動(dòng)特性影響如表3所示。在來(lái)流速度5 m/s，撲打頻率為4 Hz的情況下，機(jī)翼的升力系數(shù)與阻力系數(shù)隨著翼展增大而增大，升阻比先減小后增大。撲翼機(jī)升阻比在展弦比=2.5時(shí)最低，隨后增大。

表3 不同展弦比下平均氣動(dòng)特性參數(shù)

在實(shí)際飛行中，應(yīng)當(dāng)考慮機(jī)翼負(fù)載能力以及機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度問(wèn)題。其中負(fù)載能力以飛行器凈升力表示，凈升力變化曲線如圖8所示。

圖8 撲翼機(jī)凈升力隨展弦比變化曲線Fig.8 Curve of net lift changing with aspect ratio

仿真結(jié)果分析考慮折疊翼?yè)湟頇C(jī)整體受到重力影響。由圖8可知，在展弦比≤2時(shí)，撲翼機(jī)整體凈升力為負(fù)值，此翼展下機(jī)翼無(wú)法帶動(dòng)整機(jī)升空，隨著翼展增大，展弦比在2到3.2之間凈升力從0 N提升至3 N，隨后由于機(jī)翼增長(zhǎng)，重量隨之增加，凈升力提升維度減緩。

圖9(a)等所示為不同展弦比的撲翼機(jī)下?lián)潆A段機(jī)翼壓強(qiáng)分布圖，取展弦比=1，3，4做比較。左側(cè)為機(jī)翼上表面壓強(qiáng)分布情況，右側(cè)為同時(shí)刻機(jī)翼下表面受到壓強(qiáng)，高壓區(qū)域主要集中機(jī)翼最外側(cè)部分，說(shuō)明機(jī)翼?yè)鋭?dòng)過(guò)程之中，最外側(cè)受到空氣反作用力最大，相應(yīng)的，機(jī)翼結(jié)構(gòu)越易受損，同時(shí)長(zhǎng)翼展機(jī)翼運(yùn)動(dòng)消耗的能量更多。綜合考慮材料、能源消耗、撲翼機(jī)整體重量以及氣動(dòng)效率，機(jī)翼展弦比=3左右可提供良好飛行性能，同時(shí)實(shí)現(xiàn)更為經(jīng)濟(jì)。

圖9 不同展弦比下機(jī)翼壓強(qiáng)分布云圖Fig.9 Static pressure diagram of wing at different aspect ratio

3.4 折疊翼?yè)鋭?dòng)頻率對(duì)飛行器氣動(dòng)特性影響

圖10(a)和圖10(b)分別表示不同的機(jī)翼?yè)鋭?dòng)頻率下升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線。實(shí)驗(yàn)條件為來(lái)流速度為5 m/s，機(jī)翼初始迎角為5°，機(jī)翼展弦比為3，選取仿真時(shí)間1 s。

隨著撲動(dòng)頻率增大，機(jī)翼上下表面壓強(qiáng)差值增大，撲翼機(jī)升力系數(shù)和阻力系數(shù)的波峰正向增大，波谷負(fù)向增加。由圖10(b)分析得出：在機(jī)翼?yè)鋭?dòng)頻率4～6 Hz時(shí)，阻力系數(shù)負(fù)向峰值出現(xiàn)負(fù)數(shù)，即正向推力系數(shù)。不同撲動(dòng)頻率的平均升力系數(shù)與平均阻力系數(shù)如表4所示，結(jié)合圖10和表4數(shù)據(jù)，撲翼機(jī)撲動(dòng)頻率在4～5 Hz獲得較優(yōu)氣動(dòng)效率。

圖11(a)-圖11(e)表示撲翼機(jī)機(jī)翼?yè)鋭?dòng)頻率逐漸從2 Hz增大至6 Hz，機(jī)翼附近空氣流動(dòng)變化。左側(cè)為機(jī)翼下?lián)渲磷畹忘c(diǎn)，右側(cè)為機(jī)翼上撲，上撲過(guò)程中，外段翼相對(duì)內(nèi)段翼做折疊運(yùn)動(dòng)。隨著頻率的增加，機(jī)翼附近的空氣流速增大；下?lián)鋾r(shí)，機(jī)翼上表面空氣流速明顯大于下表面，產(chǎn)生壓差，使得飛行器獲得升力，機(jī)翼折疊上撲時(shí)，由速度云圖變化來(lái)看，機(jī)翼下表面空氣流速大于上表面；折疊翼不對(duì)稱運(yùn)動(dòng)，一個(gè)撲打周期內(nèi)，空氣對(duì)其做功不均等，使其飛行過(guò)程中獲得更大的凈升力。

圖10 不同撲動(dòng)頻率下升力系數(shù)(a)與阻力系數(shù)(b)變化曲線Fig.10 Curve of lift coefficient (a) and drag coefficient (b)at different flutter frequency

表4 不同撲動(dòng)頻率下平均氣動(dòng)特性參數(shù)

圖11 不同撲動(dòng)頻率下速度云圖

4 羽翼動(dòng)力飛行器飛行實(shí)驗(yàn)

鳥(niǎo)類翅膀不僅實(shí)現(xiàn)拍打-折疊2個(gè)自由度運(yùn)動(dòng)，還可實(shí)現(xiàn)翅膀合攏-展開(kāi)，非對(duì)稱伸展等多自由度運(yùn)動(dòng)。文獻(xiàn)[8]指出：鳥(niǎo)類控制翅膀羽毛不對(duì)稱變形從而快速轉(zhuǎn)向，實(shí)現(xiàn)復(fù)雜環(huán)境高效飛行。傳統(tǒng)撲翼機(jī)采用膜狀翼結(jié)構(gòu)，如圖12(a)所示，機(jī)翼覆膜區(qū)域連為一體，無(wú)法實(shí)現(xiàn)飛行器機(jī)翼變形。本文仿照真實(shí)鳥(niǎo)類翅膀分層結(jié)構(gòu)，研制出羽毛機(jī)翼，如圖12(b)所示，實(shí)現(xiàn)拍打-折疊2個(gè)自由度運(yùn)動(dòng)。

圖12 機(jī)翼結(jié)構(gòu)模型示意圖Fig.12 Model diagram of wing structure

羽毛機(jī)翼優(yōu)勢(shì)在于羽毛分層結(jié)構(gòu)及羽毛獨(dú)立性。在撲翼機(jī)未來(lái)研制中，控制每根羽毛的獨(dú)立運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼多自由度變形，使得人造機(jī)器鳥(niǎo)具有更強(qiáng)仿生性能，提高復(fù)雜環(huán)境飛行適應(yīng)性。

本文研制羽毛機(jī)翼實(shí)現(xiàn)拍打-折疊2個(gè)自由度運(yùn)動(dòng)。撲翼機(jī)不同階段姿態(tài)如圖13(a)等所示。首次使用羽毛撲打產(chǎn)生動(dòng)力實(shí)現(xiàn)人造機(jī)器鳥(niǎo)飛行。撲翼飛行器撲打頻率約4 Hz，展弦比為3.2，飛行時(shí)長(zhǎng)90 s，證明仿真結(jié)果準(zhǔn)確性，同時(shí)為研制機(jī)翼多自由度變形仿生機(jī)器鳥(niǎo)提供理論可行性和有效飛行平臺(tái)。

圖13 全羽翼折疊翼?yè)湟頇C(jī)外場(chǎng)飛行實(shí)驗(yàn)姿態(tài)圖Fig.13 Field flight experiment of full-wing folding wing flapper

5 結(jié)論

本文仿照真實(shí)鳥(niǎo)類飛行機(jī)翼運(yùn)動(dòng)機(jī)理，建立“鉸鏈?zhǔn)健闭郫B翼?yè)湟頇C(jī)模型，在傳統(tǒng)撲翼飛行器機(jī)翼基礎(chǔ)上，通過(guò)鉸鏈鍵將機(jī)翼分為內(nèi)段翼和外段翼，并通過(guò)兩段機(jī)翼間運(yùn)動(dòng)相位差，實(shí)現(xiàn)模仿鳥(niǎo)類撲打-折疊動(dòng)作。通過(guò)模型運(yùn)動(dòng)仿真以及氣動(dòng)仿真實(shí)驗(yàn)，得出以下結(jié)論：

1) 建立折疊翼飛行器模型，實(shí)現(xiàn)內(nèi)段翼往復(fù)運(yùn)動(dòng)，外段翼翼尖“8”字運(yùn)動(dòng)模式，成功模擬真實(shí)鳥(niǎo)類翅膀運(yùn)動(dòng)軌跡。證明了模型的可行性。

2) 仿真實(shí)驗(yàn)表明：撲翼機(jī)機(jī)翼初始迎角在5°時(shí)獲得最大升阻比系數(shù)；撲翼飛行器機(jī)翼展弦比為3左右氣動(dòng)性能較優(yōu)；提高機(jī)翼?yè)鋭?dòng)頻率可提升撲翼機(jī)的氣動(dòng)效率，并在4～5 Hz時(shí)取得最佳氣動(dòng)效率。

3) 羽翼動(dòng)力撲翼飛行器外場(chǎng)成功飛行，驗(yàn)證了飛行器模型和仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果合理性、準(zhǔn)確性，為后續(xù)仿生機(jī)器鳥(niǎo)復(fù)雜運(yùn)動(dòng)提供有效的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。