３４ 机械设计与制造
Ｍａｃｈｉｎｅｒｙ Ｄｅｓｉｇｎ＆Ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅ 第８期 ２０１３年８月
微型扑翼飞行器驱动系统工程设计方法
王利光 ，宋笔锋 ，付鹏 ，安伟刚１，２
（１．西北工业大学航空学院，陕西西安７ １００７２；２微型仿生无人飞行器设计深圳市重点实验室，广东深圳５ １ ８０５７）
摘要：以微型扑翼飞行器研制为背景，从系统的角度提出了一种仿生扑翼驱动系统的工程设计方法。根据仿生尺度率
原理，对微型扑翼飞行器的总体参数进行了初步设计，提出了驱动系统的设计目标。进行了扑动翼风洞实验，以实际能达
到的飞行状态为标准对实验数据进行分析处理，获得了扑动参数的可行范围和功耗需求。对微型无刷电机进行了工作特
性测试，得到了电机转速、转矩、输出功率、效率等的拟合关系。综合考虑扑动参数可行范围、功耗需求和电机特性等多个
因素，对驱动系统的减速比分配、减速器优化和四连杆扑动机构计算等方面进行了设计，得到了具有良好系统匹配性能
的微型扑翼驱动系统，并通过样机研制和飞行实验证明了设计方法的有效性与可行性。所得研究结论对微型扑翼飞行器
的工程设计和研制有一定指导意义。
关键词：微型扑翼飞行器；总体设计；风洞实验；扑动机构
中图分类号：ＴＨＩ６；Ｖ２７６ 文献标识码：Ａ 文章编号：１００１—３９９７（２０１３）０８—００３４—０４
Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ Ｄｒｉｖｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ ｆｏｒ Ｆｌａｐｐｉｎｇ－Ｗｉｎｇ Ｍｉｃｒｏ Ａｉｒ Ｖｅｈｉｃｌｅｓ
ＷＡＮＧ Ｌｉ－ｇｕａｎｇ ，ＳＯＮＧ Ｂｉ－ｆｅｎｇ ，ＦＵ Ｐｅｎｇ ，ＡＮ Ｗｅｉ－ｇａｎｇ ，。
（１．Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎ Ｐｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｓｈａａｎｘｉ Ｘｉ’ａｎ ７１００７２，Ｃｈｉｎａ；
２．Ｓｈｅｎｚｈｅｎ Ｋｅｙ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ ｏｆ Ｍｉｃｒｏ－ｂｉｏｎｉｃ ＵＡＶ Ｄｅｓｉｇｎ，Ｇｕａｎｇｄｏｎｇ Ｓｈｅｎｚｈｅｎ ５１８０５７，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｆｏｒ ｄｅｖｅｌｏｐｉｎｇ帆ｅｆｆｗｉｅｎｔｆｌａｐｐｉｎｇ－ｗｉｎｇ ｍｉｃｒｏ ａｉｒ ｖｅｈｉｃｌｅ（ＦＭＡＶ），肌ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ｄｅｓｉｇｎ ｍｅｔｈｏｄｆｏｒｆｌａｐｐｉｎｇ－
ｗｉｎｇ ｄｒｉｖｉｎｇ ｓ￣ｔｅｍ ｉｓ ｓｙｓｔｅｍａｔｉｃａｌｌｙｐｒｏｐｏｓｅｄ．Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ ｔｏ ｔｈｅ ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ ｏｆｂｗｎｉｃ ｓｃａｌｅ ｌａｗ，ｔｈｅ ｉｎｉｔｉａｌ ｄｅｓｉｇｎ ｏｆＦＭＡＶ ｉｓ
ｃａｒｒｉｅｄ ｏｕｔ ａｎｄ ｔｈｅ ｇｏａｌ ｏｆｆｌａｐｐｉｎｇ－ｗｉｎｇ ｄｒｉｖｉｎｇ ｓ￣ｔｅｍ ｄｅｓｉｇｎ ｉｓ ｓｐｅｃｉｆｉｅｄ．Ｔｈｅ ａｓｉｂｌｅ ｆｕｔｔｅｒ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ａｎｄ ｐｏｗｅｒ
ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ ｏｆｔｈｅｆｌａｐｐｉｎｇ—ｗｉｎｇ ａｌｅ ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｅｄ ｂｙ ｔｈｅ ｗｉｎｄ ｔｕｎｎｅｌ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ ｗｈｉｃｈ册ｐｒｏｃｅｓｓｅｄ ｓｕｂｍｉｔｔｉｎｇ ｔｏ ｔｈｅ
ｐｒａｃｔｉｃａｌｆｌｙｉｎｇ ｓｔａｔｕｓ．Ａｆｔｅｒ ｃａｒｒｙｉｎｇ ｏｕｔ ａｎｏｔｈｅｒ ｔｅｓｔ，￡ｋ ｍｉｃｒｏ ｂｒｕｓｈｌｅｓｓ ｍｏｔｏｒ’Ｓ ｏｐｅｒａｔｉｎｇ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆａｎｇｕｌａｒ ｓｐｅｅｄ．
ｔｏｒｑｕｅ，ｐｏｗｅｒ ｏｕｔｐｕｔ ａｎｄ ｅｆｗｉｅｎｃｙ ａｒｅ ａｃｈｉｃｖｅ￣Ｔｈｅｎ ｔｈｅ ｆｅａｓｉｂｌｅ ｆｌｕｔｔｅｒ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ，ｐｏｗｅｒ ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ ａｎｄ ｍｏｔｏｒ’Ｓ
ｏｐｅｒａｔｉｎｇ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｒｅ ｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｌｙ ｃｏｎｓｉｄｅｒｅｄ，ｗｈｉｃｈ ｍａｋｅ ｔｈｅ ａｓｓｉｇｎａｔｉｏｎ ｏｆｔｈｅ ｒｅｄｕｃｔｉｏｎ ｒａｔｉｏ，ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｏｆ
ｔｈｅ ｒｅｄｕｃｔｉｏｎ ｇｅａｒ ａｎｄ ｄｅｓ￣ｎ ｏｆｔｈｅｆｏｕｒ－ｌｉｎｋ ｍｅｃｈａｎｉｓｍ ｃｏｎｃｏｒｄａｎｔ．Ｔｈｅ ｍｅｃｈａｎｉｓｍ ｐｒｏｔｏｔｙｐｅ’Ｓｆｌｙｉｎｇ ｔｅｓｔｓ ｖｅｒｔｆｙ ｔｈｅ
ｅｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓ ａｎｄｆｅａｓｉｂｉｌｉｔｙ ｏｆ ｔｈｉｓ ｄｅｓｉｇｎ ａｐｐｒｏａｃｈ．Ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｏｆ ｔｈｉｓ ｒｅｓｅａｒｃｈ ａｒｅ ｈｅｌｐｆｕｌｆｏｒ ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ
ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆＦＭＡＶ．
Ｋｅｙ Ｗｏｒｄｓ：Ｆｌａｐｐｉｎ Ｗｉｎｇ Ｍｉｃｒｏ Ａｉｒ Ｖｅｈｉｃｌｅ；Ｃｏｎｃｅｐｔｕａｌ Ｄｅｓｉｇｎ；Ｗｉｎｄ Ｔｕｎｎｅｌ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ；Ｆｌａｐｐｉｎｇ Ｍｅｃｈａｎｉｓｍ
１引言
扑翼飞行器是一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，一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，提出了一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一扑动翼气动实验一电机特性
实验一驱动机构设计一样机研制与实验，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。飞行器平台的重量取决于飞行器本身的规模、设计加
工工艺以及使用材料的水平，而机载设备的重量取决于电子元器
件的发展水平和机载设备设计加工工艺。考虑飞行器的尺寸
（５０ｃｍ以内）和目前的实际情况，起飞总重的最小可能取值约为
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ｂ＝１．１７ｍ哪
翼面积Ｓ－－－Ｏ．１６，ｎ
翼载荷Ｗ／Ｓ＝６２．２ｍ
展弦比ＡＲ＝８．５６ｍｏ￣
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，（１９８１一），男，浙江宁波人，博士，主要研究方向：微型飞行器设计； 宋笔锋，（１９６３一），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 ｌｌ＝１０．９ｍ
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一０．６ｍ，翼面积Ｓ—Ｏ．０５ｍ ，翼
载荷 ３９．６Ｎ／ｍ ，展弦比ＡＲ一７．８，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（２一ｌｏ）
Ｈｚ，变化步长２Ｈｚ。
图１风洞实验装置 Ｆｉｇ．１ Ｍｅｃｈａｎｉｓｍ ｆｏｒ Ｗｉｎｄ Ｔｕｎｎｅｌ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ
３．２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一
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 １ Ｌ：Ｇ Ｊ
然而想要一次性寻找到集合 ＝｛ＸＩＴ＝Ｄ，Ｌ＝Ｇ｝中的状态点是
很困难的，所选的扑动频率、扑动幅度、风速、迎角等参数并不一
定满足平飞条件；单独获得集合ｌ，＝｛ＹＩＴ＝Ｄ｝或ｚ＿｛ＺＩＬ＝Ｇ｝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恰好满足集合ｌ，或集合ｚ的
状态点，因此需要对实验结果进一步处理。在寻找集合ｌ，的状态
点时，选定某一扑动幅度，以扑动频率为实验变量，不同扑动频率
下将获得一系列净推力值，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，每条线对应某一风速下符合集
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。
３．２＿２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。
。．６ ０・５
。．２
０。
７０ ７５ ８０ Ａ（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 一。羲 Ｐ）