CN117622486B - 一种可悬停飞行的扑翼飞行器及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种可悬停飞行的扑翼飞行器及其控制方法。该飞行器包括：机架；翅翼，其数量为一对，分别设置在机架两侧；扑动机构，用于调制翅翼单周期扑动角速度，使一对翅翼在单周期内扑动角速度对称；操纵机构，用于翅翼后缘产生调节气动力矩，实现飞行器运动姿态控制。本发明所述的扑翼飞行器通过基于变径滑轮实现扑动机构与基于后缘位置调制的操纵机构及操纵方法，突破了现有的采用连杆扑动机构的仿生扑翼飞行器无法实现翅翼在运动周期内对称扑动的局限性，以及传统操纵机构需要复杂的结构或大幅改变机身形态方可实现控制产生力矩的局限性，为仿生扑翼飞行器的设计及控制提供了新思路。

Description

一种可悬停飞行的扑翼飞行器及其控制方法

技术领域

本发明涉及扑翼飞行器技术领域，具体涉及一种可悬停飞行的扑翼飞行器及其控制方法。

背景技术

微型飞行器翼展小于15厘米，质量在10-100g之间，滞空时间大于15分钟。微型飞行器具有突出的微型化、高机动、高隐蔽、部署灵活等优势，能够在复杂环境执行隐蔽抵近、特种侦察等重要任务。目前，在研的及开始使用的微型飞行器主要包括微型固定翼飞行器、微型旋翼式飞行器和微型扑翼式飞行器三种。与旋翼式、固定翼式飞行器相比，扑翼式飞行器具有优异的隐蔽性能以及在小尺度低雷诺数环境中仍保持较高的气动效率。

仿生扑翼飞行器集平飞、举升、悬停等多种飞行模式于一体，具有较强的滞空能力和更高的机动性能。对于这类仿生飞行器，为了在有限的翅翼体积下提高升力，须最大限度提高翅翼往复扑动频率。针对该问题，国内外诸多团队采用曲柄摇杆、曲柄滑块等机构实现翅翼往复运动，并通过摆幅放大机构实现大幅度摆动。此外，对于单对翼仿生飞行器姿态操纵，国内外团队常采用尾翼上的气动舵面或调节翅翼气动力产生姿态调节力矩，进行姿态控制。但此类方案存在机械结构复杂，翅翼单周期运动存在非对称性，操控力矩耦合效应强，尾翼难以微型化等缺点。

仿生扑翼飞行器根据驱动方式主要分为直接驱动式与间接驱动式。采用压电材料或者电机直驱结合扑动行程调制的扑翼飞行器没有间接驱动机构，控制起来更加复杂，技术难度高，且复杂控制降低了飞行器飞行可靠性。采用间接驱动方式的飞行器主要采用曲柄摇杆、曲柄滑块等机构将电机的圆周运动转化为翅翼往复运动，但此类机构存在翅翼在单周期内扑动角速度具有非对称性特性问题，即飞行器天然具有额外的俯仰力矩，增加了操控力矩的耦合效应，提升了控制难度。此外对于扑翼式仿生飞行器操纵机构主要采用尾翼上的气动舵面或调节翅翼气动力产生姿态调节力矩。具有尾翼及舵面结构的扑翼式飞行器一般通过控制舵面的倾角产生气动力矩实现姿态调节，为使舵面产生足够的气动力矩，须保持较大的舵面尺寸，因此这类扑翼式飞行器无法实现微型化；采用调节翅翼气动力方式主要通过控制扑翼柔性扑翼形态、扑动行程中心线、扑动行程平面等改变扑翼气升力的大小与扑翼动力的大小、作用点、作用方向，进而产生飞行升力与飞行姿态的调节力矩。目前，该类操纵方案常需复杂的机械结构进行机械传动，而且采用翅翼扭转变形改变气动力时，需通较大幅度偏转机身实现，且后缘操纵轨迹为球面，此类结构不仅增加了操控力矩耦合效应，替提升了控制难度，也增加了重量。

发明内容

为了解决现有技术中的不足，本发明的目的在于提供一种可悬停飞行的扑翼飞行器及其控制方法。

为实现上述目的，本发明采用了以下技术方案：

具体地说，该飞行器包括：

机架；

翅翼，其数量为一对，分别设置在所述机架两侧；

扑动机构，用于调制翅翼单周期扑动角速度，使一对翅翼在单周期内扑动角速度对称；

操纵机构，用于调节翅翼后缘产生的调节气动力矩，实现飞行器运动姿态控制。

所述扑动机构包括电机、传动单元和摆动单元；

所述传动单元包括第一齿轮和双联齿轮；

所述摆动单元包括第二齿轮、连杆、滑轮、双联齿轮-滑轮和第三齿轮；

由电机提供动力，使第一齿轮转动，通过双联齿轮与第二齿轮实现两级减速；第二齿轮转动的同时充当摆动单元的曲柄，通过连杆实现滑轮的摆动；通过传动绳连接滑轮与双联齿轮-滑轮，通过滑轮的摆动带动双联齿轮-滑轮的转动，并通过双联齿轮-滑轮与第三齿轮的啮合传动，实现两个翅翼安装座的同步对称摆动，最终实现两个翅翼的摆动。

进一步的，所述机架包括机架主体和安装在所述机架主体上的顶盖；

所述机架主体包括扑动机构底座、电机安装部件、和伺服执行器安装底座；

所述扑动机构底座上设置有第一轴、第二轴、第三轴、第四轴、第五轴、第六轴和第七轴；

所述电机安装部件设置在所述扑动机构底座上；

所述扑动机构底座和所述伺服执行器安装底座之间设置有第一支撑机架；

所述伺服执行器安装底座还设置有第二支撑机架；

所述顶盖上设置有第一轴孔、第二轴孔、第三轴孔、第四轴孔和第五轴孔。

进一步的，所述一对翅翼分别为第一翅翼和第二翅翼，二者均包括前缘、后缘和翅膜；

所述机架上设置有两个翅翼安装座，分别为第一翅翼安装座和第二翅翼安装座，二者均包括翅翼安装座本体以及设置在翅翼安装座本体上的连接轴孔一、连接轴孔二和连接轴孔三；

所述翅翼的前缘经连接轴孔三安装在翅翼安装座上并与连接轴孔三过盈配合。

进一步的，所述双联齿轮包括上层齿轮和下层齿轮以及贯穿设置在上层齿轮与下层齿轮上的双联齿轮轴孔；

所述双联齿轮-滑轮包括上部滑轮和下部齿轮；所述上部滑轮上设置有第一滑轮槽；所述双联齿轮-滑轮上设置有双联齿轮-滑轮轴孔一和双联齿轮-滑轮轴孔二；所述第一滑轮槽（3-7-5）采用变径结构；

所述第一齿轮安装在所述电机的输出轴上；所述第一齿轮与所述下层齿轮啮合相连；所述上层齿轮与第二齿轮啮合相连；所述连杆的一端与所述第二齿轮相连，另一端与所述滑轮相连；所述滑轮通过传动绳与所述双联齿轮-滑轮的第一滑轮槽相连；所述双联齿轮-滑轮的下部齿轮与所述第三齿轮啮合相连；

所述连杆的两端分别通过第一连接轴、第二连接轴与滑轮、第二齿轮连接并过盈配合；

所述第一翅翼安装座、第二翅翼安装座分别通过第三连接轴、第四连接轴与双联齿轮-滑轮、第三齿轮连接并过盈配合。

进一步的，所述第一齿轮包括第一齿轮本体和开设在所述第一齿轮本体上的第一齿轮轴孔；

所述第二齿轮包括第二齿轮本体和开设在所述第二齿轮本体上的第二齿轮轴孔一和第二齿轮轴孔二；

所述连杆包括连杆本体和分别设置在所述连杆本体两端的连杆轴孔一和连杆轴孔二；

所述滑轮设置有第二滑轮槽、滑轮轴孔一和滑轮轴孔二；

所述第三齿轮包括第三齿轮本体以及设置在所述第三齿轮本体上的第三齿轮轴孔一和第三齿轮轴孔二。

进一步的，所述操纵机构包括四组伺服执行器，分别为伺服执行器一、伺服执行器二、伺服执行器三和伺服执行器四；

每两组伺服执行器对应一个翅翼，其中，一个伺服执行器用于控制翅翼后缘的水平运动，另一个伺服执行器用于控制翅翼后缘的垂直运动。

进一步的，所述伺服执行器包括执行器本体和与所述执行器本体滑动配合的滑块。

进一步的，每一个翅翼上均设置有伺服执行器连接件一和伺服执行器连接件二；

所述伺服执行器连接件一包括连接件本体一、设置在所述连接件本体一上的连接件轴孔一和设置在所述连接件本体一上的第五连接轴；

所述伺服执行器连接件二包括安装平台、与所述安装平台相连的连接件本体二和设置在所述连接件本体二上的连接件轴孔二。

具体地说，该控制方法包括：

通过操纵机构调整翅翼后缘根部位置，改变翅翼翼形，产生调节姿态的气动力矩，实现飞行器运动姿态控制；

翅翼的气动力产生绕roll轴的滚转力矩，使飞行器产生滚转的姿态变换；产生绕pitch轴的俯仰力矩，使飞行器产生俯仰的姿态变换；产生绕yaw轴的偏航力矩，使飞行器产生偏航的姿态变换；

通过调整扑动机构的转速，改变翅翼扑动频率，实现飞行器的升降。

进一步的，所述滚转包括：

伺服执行器将左侧翅翼后缘根部向下拉动，左侧翅翼的后缘处于张紧状态，同时将右侧翅翼后缘根部位置保持不变或向上推动，右侧翅翼将处于正常松紧状态或收缩状态，此时左侧翅翼将在第二象限和第四象限产生的总升力大于第一象限和第三象限的总升力，机身将会产生向右的滚转调节力矩，两个翅翼后缘根部距离相对移动距离越大，调节力矩越大；此外，左侧翅翼在第二象限和第四象限产生的升力同步增大，右侧翅翼在第一象限和第三象限产生的升力同步减小，飞行器的俯仰力矩将在周期运动内抵消；而且飞行器左右两侧翅翼在扑动周期的上冲程与下冲程过程中产生的阻力矩也相应的同步增大或减小，飞行器的偏航力矩将在周期运动内抵消；反之，当左侧翅翼后缘根部向上推动，右侧翅翼后缘根部位置保持不变或向下拉动，飞行器将产生向左偏转的滚转力矩；

所述俯仰包括：

当左右两侧翅翼后缘根部向同时向后移动相同距离时，翅翼在第一象限、第二象限攻角小，在第三象限、第四象限攻角大，进一步的翅翼在第三象限、第四象限产生的总升力大于第一象限、第二象限的总升力，此时飞行器将产生抬头力矩，移动距离越大，调节力矩越强；此外，左右两侧翅翼在运动周期内运动过程一致，第一象限、第三象限产生的升力与第二象限、第四象限的升力相同，同时周期内上下冲程的阻力相同，此时，飞行器前后偏航力矩与左右滚转力矩相互抵消；相反的，当左右两侧翅翼后缘根部向同时向前移动相同距离时，飞行器将产生低头力矩；

所述偏航包括：

当左侧翅翼后缘根部向后移动，右侧翅翼向前移动相同距离时，上扑冲程左侧翅翼平均阻力小于右侧翅翼平均阻力，两侧翅翼阻力差产生向右偏航力矩，下扑冲程左侧翅翼平均阻力大于右侧翅翼平均阻力且该力的方向与上扑过程产生的阻力方向相反，仍然向右偏航力矩；而在扑动过程中，由于左右翅翼攻角相同，方向相反，此时第四象限的升力与第一象限升力相同，第二象限与第三象限相同；因此，左右两侧横滚力矩抵消，前后总升力一致，俯仰力矩抵消；故在扑动周期内，飞行器整体向右偏航，且移动距离越长，调节力矩越大；相反的，当左侧翅翼后缘根部向前移动，右侧翅翼向后移动相同距离时，飞行器将整体向左偏航；

所述升降包括：

当电机转速增加时，扑动频率增大，其产生升力增大至大于阻力和重力之和后，飞行器向上飞行；反之电机转速减小时，当总体升力小于重力后，飞行器会向下降落；在飞行器升降时，滚转、俯仰和偏航力矩互相抵消。

和现有技术相比，本发明的优点为：

（1）本发明提出了一种基于变径滑轮调制翅翼单周期扑动角速度的扑动机构与翅翼后缘调节实现飞行运动姿态控制的仿生扑翼飞行器及其操纵方法。该飞行器设计了一对对称布局的扑翼及采用变径滑轮的扑动机构（变径滑轮指双联齿轮-滑轮中的变径结构），通过调节翅翼后缘位置实现飞行器的飞行运动控制。该仿生扑翼飞行器通过基于变径滑轮实现的扑动机构与基于后缘位置调制的操纵机构及操纵方法，突破了现有的采用连杆扑动机构的仿生扑翼飞行器无法实现翅翼在运动周期内对称扑动的局限性，同时还降低了飞行器气动力矩的耦合性与控制难度，以及传统操纵机构需要复杂的结构或大幅改变机身形态实现控制产生力矩的局限性，为仿生扑翼飞行器的设计及控制提供了新思路。

（2）本发明提出了一种采用变径滑轮机构调制翅翼单周期扑动过程的扑动机构，该扑动机构通过调节放大振幅机构的变径结构半径，使翅翼在单周期内扑动角速度对称，能够避免因连杆机构急回特性带来的非对称性运动产生的俯仰力矩。所述放大振幅机构包含滑轮、双联齿轮-滑轮与第三齿轮，双联齿轮-滑轮具有变径结构，其中的第一滑轮槽采用变径结构。

（3）本发明提出了一种采用翅翼后缘控制的操纵机构，该操纵机构通过改变翅翼后缘实现气动力改变，通过两个伺服执行器实现两侧翅翼后缘前后移动调节俯仰与偏航自由度，通过两个伺服执行器实现两侧翅翼后缘垂直移动调节滚转自由度。该方法能够避免机身大幅扭转实现翅翼扭转，且后缘操纵轨迹面从现有后缘操纵机构的球面简化为竖直面，降低了飞行器翅翼气动力矩的耦合效应以及控制难度。同时该操纵机构更加简单、紧凑，有利于飞行器实现微型化的同时具有较好的机动性。

附图说明

图1是本发明中仿生扑翼飞行器的整体结构图；

图2a是机架主体的结构示意图；

图2b是顶盖的结构示意图；

图3a是仿生扑翼飞行器扑动机构的结构示意图；

图3b是电机的结构示意图；

图3c是第一齿轮的结构示意图；

图3d是双联齿轮的结构示意图；

图3e是第二齿轮的结构示意图；

图3f是连杆的结构示意图；

图3g是滑轮的结构示意图；

图3h是双联齿轮-滑轮的结构示意图；

图3i是第三齿轮的结构示意图；

图3j是翅翼安装座的结构示意图；

图3k是翅翼的结构示意图；

图3l-1是扑动机构的运动示意图；

图3l-2是第二翅翼单周期运动下扑过程中立位置图；

图3l-3是第二翅翼单周期运动下扑过程极限位置图；

图3l-4是第二翅翼单周期运动上扑过程中立位置图；

图3l-5是第二翅翼单周期运动上扑过程极限位置图；

图4a是第一翅翼的操纵机构的结构示意图；

图4b是伺服执行器的结构示意图；

图4c是伺服执行器连接件一的结构示意图；

图4d是伺服执行器连接件二的结构示意图；

图5是扑动机构的翅翼运动区域分布图；

图6a是滚转调节示意图；

图6b是俯仰调节示意图；

图6c是偏航调节示意图；

图6d是升降调节示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明：

目前的微型飞行器主要采用扑翼产生控制力矩的方案。使用扑翼产生升力的实施办法常通过传动连杆机械结构将电机的圆周运动转化为扑翼的周期摆动，此时无论是曲柄摇杆机构或者曲柄滑块机构均会导致翅翼在单周期扑动过程中存在运动不一致性，使扑翼机构产生额外的干扰力矩。除此之外，使用扑翼产生控制力矩的实施办法常通过增加额外的复杂机械结构，实现扑动中心偏移，扑动斜面倾斜以及翅翼攻角变化、翅翼扭转变形等方案实现飞行姿态调控。但是现在常用的扑翼飞行器多采用多种方案结合，而仅使用调节翅翼变形的机械结构，也常使用机身大幅度扭转实现翅翼扭转变形，以上实施方案不仅增加了操纵结构的复杂程度，也增加了扑翼产生控制力矩会交叉耦合效应，进一步的提升了系统的控制的难度。

本发明针对以上两点，提出一种基于变径滑轮实现扑动机构，通过改变齿轮等其他轮廓半径实现扑动周期运动的结构，通过改变滑轮半径轮廓，调制翅翼的扑动过程，避免扑动过程中翅翼非对称运动产生的额外的干扰力矩，减小扑动过程中耦合效应，提升飞行器能效。同时，本发明提出了一种基于尾翼后缘位置改变实现飞行姿态控制的操纵方案，使用伺服执行器直接水平前后移动实现翅翼攻角变化，垂直上下移动实现翅翼扭转变形。该操纵机构更加简单紧凑，无需大幅度扭转机身便可实现翅翼扭转，且后缘操纵轨迹从现有的球面简化为竖直面，进一步降低了扑翼产生控制力矩耦合效应，提升了飞行器的效率，有利于实现微型化的同时具有较好的机动性。

如图1所示的一种基于变径滑轮实现翅翼周期对称扑动的扑翼飞行器，该扑翼飞行器采用基于变径滑轮调制扑动翅翼单周期扑动角速度与翅翼后缘调节实现升降，平飞，悬停等多种飞行模式的仿生扑翼飞行器。该扑翼飞行器包括：左侧翅翼（第一翅翼）1-1a和右侧翅翼（第二翅翼）1-1b、机架、安装在机架上的电机1-4、扑动机构1-3、四组伺服执行器。四组伺服执行器分别为伺服执行器一1-5a、伺服执行器二1-5b、伺服执行器三1-5c和伺服执行器四1-5d。

如图2a、图2b所示，机架包含机架主体1-2a与顶盖1-2b。顶盖1-2b上设置有第一轴孔2-1a、第二轴孔2-1b、第三轴孔2-1c、第四轴孔2-1d和第五轴孔2-1e。机架主体1-2a设有扑动机构底座2-2，第一支撑机架2-4a和第二支撑机架2-4b，伺服执行器安装底座2-5，第一轴2-3a、第二轴2-3b、第三轴2-3c、第四轴2-3d、第五轴2-3e、第六轴2-3f和第七轴2-3g，以及电机安装部件2-3h。其中，第一轴2-3a、第二轴2-3b、第五轴2-3e、第六轴2-3f、第七轴2-3g与分别经第二轴孔2-1b、第一轴孔2-1a、第四轴孔2-1d、第三轴孔2-1c、第五轴孔2-1e与顶盖1-2b连接，并过盈配合。

如图3a所示，扑动机构包括传动单元和摆动单元。由电机1-4提供动力，使第一齿轮3-1转动，通过双联齿轮3-2与第二齿轮3-3实现两级减速，第二齿轮3-3转动的同时充当摆动单元的曲柄，通过连杆3-4实现滑轮3-5的摆动，通过传动绳3-6连接滑轮3-5和双联齿轮-滑轮3-7，滑轮3-5的摆动带动双联齿轮-滑轮3-7转动，双联齿轮-滑轮3-7与第三齿轮3-8啮合传动，实现两侧的第一翅翼安装座3-9和第二翅翼安装座3-10的同步对称摆动，最终实现翅翼1-1摆动。连杆3-4分别通过第一连接轴3-11、第二连接轴3-13连接滑轮3-5、第二齿轮3-3，并过盈配合。第一翅翼安装座3-9、第二翅翼安装座3-10分别通过第三连接轴3-12、第四连接轴3-14与双联齿轮-滑轮3-7、第三齿轮3-8连接并过盈配合。翅翼通过前缘1-1-2经连接轴孔三3-9-3安装在翅翼安装座并过盈配合。本发明提出的操纵机构主要由左右两个翅翼的操纵机构共同组成，且两侧操纵机构的机械结构一致。

如图3b所示，电机1-4包括电机主体1-3-2和输出轴1-3-1。如图3c所示，第一齿轮3-1包括第一齿轮本体3-1-2和开设在第一齿轮本体3-1-2上的第一齿轮轴孔3-1-1。如图3d所示，双联齿轮3-2包括上层齿轮3-2-1，下层齿轮3-2-2以及双联齿轮轴孔3-2-3。如图3e所示，第二齿轮3-3包括第二齿轮本体3-3-3、第二齿轮轴孔一 3-3-1和第二齿轮轴孔二 3-3-2。如图3f所示，连杆3-4包括连杆本体3-4-2、连杆轴孔3-4-1和连杆轴孔3-4-2。如图3g所示，滑轮3-5包括滑轮轴孔一3-5-1、滑轮轴孔二3-5-2与第二滑轮槽3-5-3。如图3h所示，双联滑轮-齿轮3-7包括下部齿轮3-7-1，上部滑轮3-7-4，第一滑轮槽3-7-5，双联齿轮-滑轮轴孔一3-7-2和双联齿轮-滑轮轴孔二3-7-3。如图3i所示，第三齿轮3-8包括第三齿轮本体3-8-1、第三齿轮轴孔一3-8-2和第三齿轮轴孔二3-8-3。如图3j所示，第一翅翼安装座3-9和第二翅翼安装座3-10均包括翅翼安装座本体3-9-4、连接轴孔一3-9-1、连接轴孔二3-9-2、连接轴孔三3-9-3。如图3k所示，翅翼1-1由前缘1-1-2、后缘1-1-3、翅膜1-1-1组成。

电机输出轴1-3-1和第一齿轮轴孔3-1-1过盈配合，电机本体1-3-2与机架安装部件2-3h过盈配合。机架主体轴2-3d与双联齿轮轴孔3-2-3间隙配合，第三轴2-3c与第二齿轮轴孔B 3-3-2间隙配合，第七轴2-3g与滑轮轴孔二3-5-2间隙配合，第五轴2-3e与双联滑轮-齿轮轴孔二3-7-3、连接轴孔一3-9-1间隙配合，第六轴2-3f与第三齿轮轴孔二3-8-3、第二翅翼安装座3-10上的翅翼座轴孔3-10-1间隙配合。滑轮3-5与双联齿轮-滑轮3-7通过第二滑轮槽3-5-3、第一滑轮槽3-7-5和传动绳3-6配合，传递转动。当电机1-3逆时针转动时，第一齿轮3-1逆时针转动，双联齿轮下齿轮3-2-2与第一齿轮3-1啮合，进行顺时针转动，双联齿轮的上层齿轮3-2-1与第二齿轮3-3啮合，使其逆时针转动。第二齿轮3-3转动同时充当曲柄摇杆机构中的曲柄，其上连接轴3-12作为摇柄，滑轮3-5同时充当曲柄摇杆机构中的摇杆，第三连接轴3-12作为摇柄做圆周转动，在转动的同时使滑轮3-5周期摆动，并通过传动绳3-6传动，实现两侧翅翼对称摆动。如图3l-1所示的扑动机构运动示意图，以单侧翅翼运动过程为例进行运动分解，右侧翅翼即第二翅翼1-1b在第二齿轮3-3处于图3l-2所示的位置时，滑轮3-5处于摆幅中心，第二翅翼1-1b处于中立位置，当齿轮逆时针转动至图3l-3所示的位置时，滑轮3-5逆时针转至下摆幅极限位置，第二翅翼1-1b逆时针扑动至下极限位置，当第二齿轮3-3继续逆时针转动后，滑轮3-5将顺时针转动，带动第二翅翼1-1b顺时针转动，当至图3l-4所示的位置时，滑轮3-5顺时针转至摆幅中心，第二翅翼1-1b回到中立位置，当至图3l-5所示的位置时，滑轮3-5顺时针转动至上极限位置，第二翅翼1-1b也将扑动至上极限位置，此时，第二齿轮3-3继续逆时针转动，滑轮3-5将逆时针转动，第二翅翼1-1b将逆时针向下扑动，当回到图3l-1所示的位置时，第二齿轮3-3回到周期初始位置，第二翅翼1-1b也回到中立位置，至此，实现周期扑动过程。

此外，本发明可通过设计第二滑轮槽3-7-5的轮廓半径，避免扑动过程的翅翼运动周期内的非对称性运动，以及避免因周期非对称性运动产生额外力矩，降低扑动系统升力以及整机功效。第二滑轮槽3-7-5的轮廓半径的设计过程为：首先，介于第二齿轮3-3、连杆3-4以及滑轮3-5为四连杆机构，根据扑动机构的设计参数获取四连杆机构的相关参数，并利用四连杆机构的几何关系求得摇杆和曲柄的转速关系式。然后，根据翅翼理想周期运动曲线（如正弦曲线），获得第二滑轮槽3-7-5的速度曲线。再次，依据滑轮3-5与第二滑轮槽3-7-5线速度一致，联立第二滑轮槽3-7-5与滑轮3-5的速度等式，求解第二滑轮槽3-7-5的半径。

基于上述扑动机构，本发明提出一种通过控制翅翼后缘位置进行飞行器姿态调节的操控机构，两侧翅翼操控结构与操纵机制相同，故以左侧的第一翅翼1-1a操纵机构为例。如图4a所示，第一翅翼1-1a的操纵机构包括水平设置的伺服执行器一1-5a和垂直设置的伺服执行器二1-5b，以及伺服执行器连接件一4-1、伺服执行器连接件二4-2。通过伺服执行器垂直调节前缘根部等实现翅翼纵向变化产生翅翼扭转实现roll轴控制。通过两个伺服执行器动作实现翅翼后缘位置变化，改变翅翼升力，形成调节力矩。

如图4b所示，伺服执行器1-5包括执行器本体1-5-2和滑块1-5-1。如图4c所示，伺服执行器连接件一4-1包括连接件本体4-1-3、第五连接轴4-1-1和连接件轴孔一4-1-2。如图4d所示，伺服执行器连接件4-2包括安装平台4-2-1、连接件轴孔二4-2-3和连接件本体二4-2-2。伺服执行器连接件一4-1与伺服执行器连接件二4-2可通过连接件轴孔一4-1-2、连接件轴孔二4-2-3分别与伺服执行器一1-5a、伺服执行器二1-5b的滑块1-5-1连接并过盈配合。伺服执行器二1-5b可通过胶水等固定于机架伺服执行器安装平台2-5a连接固定，伺服执行器一1-5a与伺服执行器连接件4-2的安装平台4-2-1通过胶水连接固定。伺服执行器的滑块可通过给定指令进行定量定向移动。通过控制伺服执行器二1-5b的滑块移动，可控制第一翅翼1-1a后缘根部水平运动，改变翅翼攻角，进而改变升力。通过控制伺服执行器一1-5a的滑块移动，可控制第一翅翼1-1a后缘根部垂直运动，改变翅翼扭转变形，进而改变升力。当伺服执行器一1-5b与伺服执行器三1-5c沿水平方向同时前或向后移动时，扑动机构在将产生pitch轴调节力矩，移动距离越大，调节力矩越强。当伺服执行器二1-5b与伺服执行器三1-5c沿水平方向反方向运动时，扑动机构将产生yaw轴力矩，相对移动距离越大，调节力矩越强。当伺服执行器一1-5a与伺服执行器四1-5d反方向垂直上下移动时，扑动机构将产生row轴力矩，相对移动距离越大，调节力矩越强。

基于上述机构，本发明提出了一套与之相匹配的飞行操纵控制方法。基于调节翅翼后缘提出一套仿生飞行器操控策略，可以实现升降、悬停以及自由飞行转弯等动作，即通过水平调节调节翅翼后缘根部位置，实现翅翼攻角变化，完成俯仰、偏航姿态变换，通过垂直调节后缘根部位置实现翅翼扭转，完成滚转姿态变化。该方法通过操纵机构中各个伺服执行器对各个翅翼后缘根部位置进行调整，改变翅翼翼形，产生调节姿态气动力矩，实现飞行器运动姿态控制；翅翼的气动力产生绕roll轴的滚转力矩，使飞行器产生滚转的姿态变换；产生绕pitch轴的俯仰力矩，使飞行器产生俯仰的姿态变换；产生绕yaw轴的偏航力矩，使飞行器产生偏航的姿态变换；通过调整扑动机构中电机的转速，改变翅翼扑动频率，实现飞行器的升降。

如图5所示，飞行器翅翼运动区域分为四个区域，其中I表示第一象限，II表示第二象限，III表示第三象限，IV表示第四象限。定义roll轴正方向由滑轮3-5的圆心指向第二齿轮3-3的圆心，yaw轴为仿生飞行器重力反方向；pitch轴正方向为第三齿轮3-8的圆心指向双联齿轮3-7的圆心。roll轴正方向为前，负方向为后；pitch轴正方向为右，负方向为左；yaw轴正方向为上，负方向为下。由上述论述，飞行器翅翼的气动效应是：第一翅翼1-1a的气动力产生绕roll轴的逆时针滚转力矩使飞行器产生向右滚转的姿态变换，绕pitch轴的逆时针俯仰力矩使飞行器产生向上抬头的姿态变换，绕yaw轴产生顺时针偏航力矩使飞行器产生向右偏航的姿态变换；第二翅翼1-1b的气动力产生绕roll轴的顺时针滚转力矩使飞行器产生向左滚转的姿态变换，绕pitch轴的逆时针俯仰力矩使飞行器产生向上抬头的姿态变换，绕yaw轴产生逆时针偏航力矩使飞行器产生向左偏航的姿态变换。

S1、滚转

如图6a所示，伺服执行器将左侧翅翼后缘根部向下拉动，左侧柔性翅翼处于张紧状态，同时将右侧翅翼后缘根部位置保持不变或向上推动，右侧翅翼处于正常松紧状态或收缩状态，此时左侧翅翼将在图5的第二象限Ⅱ、第四象限Ⅳ区域产生的总升力大于第一象限Ⅰ、第三象限Ⅲ区域的总升力，机身将会产生向右的滚转调节力矩，两后缘根部距离相对移动距离越大，调节力矩越大。此外，左侧翅翼在第二象限Ⅱ、第四象限Ⅳ区域产生的升力同步增大，右侧翅翼在第一象限Ⅰ、第三象限Ⅲ区域产生的升力同步减小，飞行器的俯仰力矩将在周期运动内抵消。而且飞行器左右两侧翅翼在扑动周期的上冲程与下冲程过程中产生的阻力矩也相应的同步增大或减小，飞行器的偏航力矩将在周期运动内抵消。反之，当左侧翅翼后缘根部向上推动，右侧翅翼后缘根部位置保持不变或向下拉动，飞行器将产生向左偏转的滚转力矩。

S2、俯仰

如图6b所示，当左右两侧翅翼后缘根部向同时向后移动相同距离时，翅翼在第一象限Ⅰ、第二象限Ⅱ区域攻角小，在第三象限Ⅲ、第四象限Ⅳ区域攻角大，进一步的翅翼在第三象限Ⅲ、第四象限Ⅳ区域产生的总升力大于第一象限Ⅰ、第二象限Ⅱ区域的总升力，此时飞行器将产生抬头力矩，移动距离越大，调节力矩越强。此外，左右两侧翅翼在运动周期内运动过程一致，第一象限Ⅰ、第三象限Ⅲ区域产生的升力与第二象限Ⅱ、第四象限Ⅳ区域的升力相同，同时周期内上下冲程的阻力相同，此时，飞行器前后偏航力矩与左右滚转力矩相互抵消。相反的，当左右两侧翅翼后缘根部同时向前移动相同距离时，飞行器将产生低头力矩。

S3、偏航

如图6c所示，当左侧翅翼后缘根部向后移动，右侧翅翼向前移动相同距离时，上扑冲程左侧翅翼平均阻力小于右侧翅翼平均阻力，两侧翅翼阻力差产生向右偏航力矩，下扑冲程左侧翅翼平均阻力大于右侧翅翼平均阻力且该力的方向上扑过程相反，仍然向右偏航力矩。而在扑动过程中，由于左右翅翼攻角相同，方向相反，此时第四象限Ⅳ区域升力与右侧第一象限Ⅰ区域升力相同，第二象限Ⅱ区域与第三象限Ⅲ区域相同。因此，左右两侧横滚力矩抵消，前后总升力一致，俯仰力矩抵消。故在扑动周期内，飞行器整体向右偏航，且移动距离越长，调节力矩越大。相反的，当左侧翅翼后缘根部向前移动，右侧翅翼向后移动相同距离时，飞行器将整体向左偏航。

S4、升降

如图6d所示，当电机1-3转速增加时，扑动频率增大，其产生升力增大至大于阻力和重力之和后，飞行器会向上飞行。反之电机转速减小时，当总体升力小于重力后，飞行器会向下降落。在飞行器升降时，滚转、俯仰和偏航力矩互相抵消。

综上，对于仿生飞行器直接受控的四个自由度：滚转、俯仰、偏航、升降，均可实现将翅翼气动力作用效果在气动控制力矩耦合中使需要的目标力矩叠加增强，不需要的力矩对称抵消，可以仅通过调节飞行器翅翼后缘根部位置实现这四种姿态变换。本发明所述的飞行器是一种具有双翼的仿生飞行器，该飞行器使用曲柄摇杆机构实现翅翼往复扑动，通过改变滑轮半径轮廓调制翅翼扑动周期运动特性，抵消扑动周期内上下冲程非对称运动状态引起的额外力矩。

以上所述实施例仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

Claims (10)

1.一种可悬停飞行的扑翼飞行器，其特征在于，该飞行器包括：

机架；

翅翼，其数量为一对，分别设置在所述机架两侧；

扑动机构，用于调制翅翼单周期扑动角速度，使一对翅翼在单周期内扑动角速度对称；

操纵机构，用于翅翼后缘产生调节气动力矩，实现飞行器运动姿态控制；

所述扑动机构包括电机（1-4）、传动单元和摆动单元；

所述传动单元包括第一齿轮（3-1）和双联齿轮（3-2）；

所述摆动单元包括第二齿轮（3-3）、连杆（3-4）、滑轮（3-5）、双联齿轮-滑轮（3-7）和第三齿轮（3-8）；所示双联齿轮-滑轮（3-7）

由电机（1-4）提供动力，使第一齿轮（3-1）转动，通过双联齿轮（3-2）与第二齿轮（3-3）实现两级减速；第二齿轮（3-3）转动的同时充当摆动单元的曲柄，通过连杆（3-4）实现滑轮（3-5）的摆动；通过传动绳（3-6）连接滑轮（3-5）与双联齿轮-滑轮（3-7），通过滑轮（3-5）的摆动带动双联齿轮-滑轮（3-7）的转动，并通过双联齿轮-滑轮（3-7）与第三齿轮（3-8）的啮合传动，实现两个翅翼安装座的同步对称摆动，最终实现两个翅翼的摆动。

2.根据权利要求1所述的扑翼飞行器，其特征在于，

所述机架包括机架主体（1-2a）和安装在所述机架主体（1-2a）上的顶盖（1-2b）；

所述机架主体（1-2a）包括扑动机构底座（2-2）、电机安装部件（2-3h）、和伺服执行器安装底座（2-5）；

所述扑动机构底座（2-2）上设置有第一轴（2-3a）、第二轴（2-3b）、第三轴（2-3c）、第四轴（2-3d）、第五轴（2-3e）、第六轴（2-3f）和第七轴（2-3g）；

所述电机安装部件（2-3h）设置在所述扑动机构底座（2-2）上；

所述扑动机构底座（2-2）和所述伺服执行器安装底座（2-5）之间设置有第一支撑机架（2-4a）；

所述伺服执行器安装底座（2-5）还设置有第二支撑机架（2-4b）；

所述顶盖（1-2b）上设置有第一轴孔（2-1a）、第二轴孔（2-1b）、第三轴孔（2-1c）、第四轴孔（2-1d）和第五轴孔（2-1e）。

3.根据权利要求1所述的扑翼飞行器，其特征在于，

所述一对翅翼分别为第一翅翼（1-1a）和第二翅翼（1-1b），二者均包括前缘（1-1-2）、后缘（1-1-3）和翅膜（1-1-1）；

所述机架上设置有两个翅翼安装座，分别为第一翅翼安装座（3-9）和第二翅翼安装座（3-10），二者均包括翅翼安装座本体（3-9-4）以及设置在翅翼安装座本体（3-9-4）上的连接轴孔一（3-9-1）、连接轴孔二（3-9-2）和连接轴孔三（3-9-3）；

所述翅翼的前缘（1-1-2）经连接轴孔三（3-9-3）安装在翅翼安装座上并与连接轴孔三（3-9-3）过盈配合。

4.根据权利要求3所述的扑翼飞行器，其特征在于，

所述双联齿轮（3-2）包括上层齿轮（3-2-1）和下层齿轮（3-2-2）以及贯穿设置在上层齿轮（3-2-1）与下层齿轮（3-2-2）上的双联齿轮轴孔（3-2-3）；

所述双联齿轮-滑轮（3-7）包括上部滑轮（3-7-4）和下部齿轮（3-7-1）；所述上部滑轮（3-7-4）上设置有第一滑轮槽（3-7-5）；所述第一滑轮槽（3-7-5）采用变径结构；

所述第一齿轮（3-1）安装在所述电机（1-4）的输出轴上；所述第一齿轮（3-1）与所述下层齿轮（3-2-2）啮合相连；所述上层齿轮（3-2-1）与第二齿轮（3-3）啮合相连；所述连杆（3-4）的一端与所述第二齿轮（3-3）相连，另一端与所述滑轮（3-5）相连；所述滑轮（3-5）通过传动绳（3-6）与所述双联齿轮-滑轮（3-7）的第一滑轮槽（3-7-5）相连；所述双联齿轮-滑轮（3-7）的下部齿轮（3-7-1）与所述第三齿轮（3-8）啮合相连；

所述连杆（3-4）的两端分别通过第一连接轴（3-11）、第二连接轴（3-13）与滑轮（3-5）、第二齿轮（3-3）连接并过盈配合；

所述第一翅翼安装座（3-9）、第二翅翼安装座（3-10）分别通过第三连接轴（3-12）、第四连接轴（3-14）与双联齿轮-滑轮（3-7）、第三齿轮（3-8）连接并过盈配合。

5.根据权利要求4所述的扑翼飞行器，其特征在于，

所述第一齿轮（3-1）包括第一齿轮本体（3-1-2）和开设在所述第一齿轮本体（3-1-2）上的第一齿轮轴孔（3-1-1）；

所述第二齿轮（3-3）包括第二齿轮本体（3-3-3）和开设在所述第二齿轮本体（3-3-3）上的第二齿轮轴孔一（3-3-1）和第二齿轮轴孔二（3-3-2）；

所述连杆（3-4）包括连杆本体（3-4-2）和分别设置在所述连杆本体（3-4-2）两端的连杆轴孔一（3-4-1）和连杆轴孔二（3-4-3）；

所述滑轮（3-5）设置有第二滑轮槽（3-5-3）、滑轮轴孔一（3-5-1）和滑轮轴孔二（3-5-2）；

所述双联齿轮-滑轮（3-7）上设置有双联齿轮-滑轮轴孔一（3-7-2）和双联齿轮-滑轮轴孔二（3-7-3）；

所述第三齿轮（3-8）包括第三齿轮本体（3-8-1）以及设置在所述第三齿轮本体（3-8-1）上的第三齿轮轴孔一（3-8-2）和第三齿轮轴孔二（3-8-3）。

6.根据权利要求1所述的扑翼飞行器，其特征在于，

所述操纵机构包括四组伺服执行器，分别为伺服执行器一（1-5a）、伺服执行器二（1-5b）、伺服执行器三（1-5c）和伺服执行器四（1-5d）；

每两组伺服执行器对应一个翅翼，其中，一个伺服执行器用于控制翅翼后缘的水平运动，另一个伺服执行器用于控制翅翼后缘的垂直运动。

7.根据权利要求6所述的扑翼飞行器，其特征在于，

所述伺服执行器包括执行器本体（1-5-2）和与所述执行器本体（1-5-2）滑动配合的滑块（1-5-1）。

8.根据权利要求7所述的扑翼飞行器，其特征在于，

每一个翅翼上均设置有伺服执行器连接件一（4-1）和伺服执行器连接件二（4-2）；

所述伺服执行器连接件一（4-1）包括连接件本体一（4-1-3）、设置在所述连接件本体一（4-1-3）上的连接件轴孔一（4-1-2）和设置在所述连接件本体一（4-1-3）上的第五连接轴（4-1-1）；

所述伺服执行器连接件二（4-2）包括安装平台（4-2-1）、与所述安装平台（4-2-1）相连的连接件本体二（4-2-2）和设置在所述连接件本体二（4-2-2）上的连接件轴孔二（4-2-3）。

9.根据权利要求1~8任意一项所述的扑翼飞行器的控制方法，其特征在于，该控制方法包括：

通过操纵机构调整翅翼后缘根部位置，改变翅翼翼形，产生调节姿态的气动力矩，实现飞行器运动姿态控制；

翅翼的气动力产生绕roll轴的滚转力矩，使飞行器产生滚转的姿态变换；产生绕pitch轴的俯仰力矩，使飞行器产生俯仰的姿态变换；产生绕yaw轴的偏航力矩，使飞行器产生偏航的姿态变换；

通过调整扑动机构的转速，改变翅翼扑动频率，实现飞行器的升降。

10.根据权利要求9所述的控制方法，其特征在于，

所述滚转包括：

伺服执行器将左侧翅翼后缘根部向下拉动，左侧翅翼的后缘处于张紧状态，同时将右侧翅翼后缘根部位置保持不变或向上推动，右侧翅翼将处于正常松紧状态或收缩状态，此时左侧翅翼将在第二象限和第四象限产生的总升力大于第一象限和第三象限的总升力，机身将会产生向右的滚转调节力矩，两个翅翼后缘根部距离相对移动距离越大，调节力矩越大；此外，左侧翅翼在第二象限和第四象限产生的升力同步增大，右侧翅翼在第一象限和第三象限产生的升力同步减小，飞行器的俯仰力矩将在周期运动内抵消；而且飞行器左右两侧翅翼在扑动周期的上冲程与下冲程过程中产生的阻力矩也相应的同步增大或减小，飞行器的偏航力矩将在周期运动内抵消；反之，当左侧翅翼后缘根部向上推动，右侧翅翼后缘根部位置保持不变或向下拉动，飞行器将产生向左偏转的滚转力矩；

所述俯仰包括：

当左右两侧翅翼后缘根部向同时向后移动相同距离时，翅翼在第一象限、第二象限攻角小，在第三象限、第四象限攻角大，进一步的翅翼在第三象限、第四象限产生的总升力大于第一象限、第二象限的总升力，此时飞行器将产生抬头力矩，移动距离越大，调节力矩越强；此外，左右两侧翅翼在运动周期内运动过程一致，第一象限、第三象限产生的升力与第二象限、第四象限的升力相同，同时周期内上下冲程的阻力相同，此时，飞行器前后偏航力矩与左右滚转力矩相互抵消；相反的，当左右两侧翅翼后缘根部向同时向前移动相同距离时，飞行器将产生低头力矩；

所述偏航包括：

当左侧翅翼后缘根部向后移动，右侧翅翼向前移动相同距离时，上扑冲程左侧翅翼平均阻力小于右侧翅翼平均阻力，两侧翅翼阻力差产生向右偏航力矩，下扑冲程左侧翅翼平均阻力大于右侧翅翼平均阻力且该力的方向与上扑过程相反，仍然向右偏航力矩；而在扑动过程中，由于左右翅翼攻角相同，方向相反，此时第四象限的升力与第一象限升力相同，第二象限与第三象限相同；因此，左右两侧横滚力矩抵消，前后总升力一致，俯仰力矩抵消；故在扑动周期内，飞行器整体向右偏航，且移动距离越长，调节力矩越大；相反的，当左侧翅翼后缘根部向前移动，右侧翅翼向后移动相同距离时，飞行器将整体向左偏航；

所述升降包括：

当电机转速增加时，扑动频率增大，其产生升力增大至大于阻力和重力之和后，飞行器向上飞行；反之电机转速减小时，当总体升力小于重力后，飞行器会向下降落；在飞行器升降时，滚转、俯仰和偏航力矩互相抵消。