仿生蜂鸟扑翼飞行器的制作方法

本发明属于飞行器技术领域，具体涉及一种仿生蜂鸟扑翼飞行器。

背景技术：

微型飞行器是一种不需要飞行员的飞行器，人们可以通过远程信号交流控制飞行器的飞行参数。在扑翼飞行器领域，人类通过不断模仿和借鉴自然界中鸟类和昆虫的身体结构，研制出不同形状的扑翼飞行器。扑翼飞行器在国防军事和民用领域均有广泛的应用前景。在国防领域中，扑翼飞行器搭载传感设备和攻击性武器后，将在侦察敌情、传输情报、机动攻击、信号干扰等军事行为中发挥重要作用；在民用领域中，它可以对如桥梁、高压电塔、悬臂吊、风力发电机等工农业的高危平台设施进行检测，同时，它也可在新冠疫情、洪涝灾害、地震等危险环境发挥重要的作用。

此外，目前常见的扑翼结构有曲柄摇杆或者曲柄滑块机构等简单的机械机构，虽然结构简易，但是在飞行稳定性方面相对较差。在飞行方向控制方面，大多数扑翼飞行器存在无法调整翅膀的运动学尺寸或者调整机制十分复杂的问题。

技术实现要素：

本发明为克服现有技术，提供一种仿生蜂鸟扑翼飞行器。该飞行器结构简便灵活，结合多种受力面来进行控制，稳定可靠。

仿生蜂鸟扑翼飞行器，包含机架、两个扑翼和尾翼，两个扑翼布置在机架的前端两侧，尾翼布置在机架的尾部，还包含扑翼动力模块、扑翼驱动模块和尾翼驱动模块；

扑翼驱动模块由扑翼动力模块提供动力，且二者均布置在机架的前端，两个扑翼的摆动由扑翼驱动模块控制，尾翼的上下摆动及开合运动由尾翼驱动模块控制；所述尾翼驱动模块包含尾翼舵机、传动机构、尾翼连接轴、尾翼支架和联动机构；尾翼支架安装在机架上，尾翼舵机安装在尾翼支架上，尾翼连接轴可转动地设置在尾翼支架上，尾翼通过联动机构与尾翼连接轴固接，尾翼与尾翼支架可转动连接，尾翼舵机通过传动机构带动尾翼连接轴转动，以实现尾翼的上下摆动，所述联动机构用于在尾翼上下摆动的同时，实现尾翼的开合运动。

本发明相比现有技术的有益效果是：

本发明受自然界中蜂鸟的飞行运动启发，设计出一种结构简单新颖的扑翼飞行器。在驱动装置上通过对称设计和逐级放大设计，使飞行过程中更具稳定性，扑动幅度可调。在尾翼驱动方面，为了减轻整机质量与简化结构，使用了单舵机控制尾翼摆动和开合两个动作。

下面结合附图和实施例对本发明的技术方案作进一步地说明：

附图说明

图1为本发明的立体结构图；

图2为本发明局部分解图；

图3为机架的组成结构示意图；

图4为尾翼驱动模块的结构示意图；

图5为联动机构的示意图；

图6为扑翼驱动模块的示意图；

图7为曲柄滑块机构和连杆机构相连的示意图

图8为扑翼动力模块的示意图；

图9为可调位置轴布置示意图；

图10为极轴调整装置和径向调整装置相连的示意图；

图11为姿态控制模块的示意图。

具体实施方式

如图1-图4所示，仿生蜂鸟扑翼飞行器，包含机架1、尾翼3和两个扑翼2，两个扑翼2布置在机架1的前端两侧，尾翼3布置在机架1的尾部，还包含扑翼动力模块4、扑翼驱动模块5和尾翼驱动模块6；

扑翼驱动模块5由扑翼动力模块4提供动力，且二者均布置在机架1的前端，两个扑翼2的摆动由扑翼驱动模块5控制，尾翼3的上下摆动及开合运动由尾翼驱动模块6控制；

所述尾翼驱动模块6包含尾翼舵机61、传动机构62、尾翼连接轴63、尾翼支架64和联动机构65；尾翼支架64安装在机架1上，尾翼舵机61安装在尾翼支架64上，尾翼连接轴63可转动地设置在尾翼支架64上，尾翼3通过联动机构65与尾翼连接轴63固接，尾翼3与尾翼支架64可转动连接，尾翼舵机61通过传动机构62带动尾翼连接轴63转动，以实现尾翼3的上下摆动，所述联动机构65用于在尾翼3上下摆动的同时，实现尾翼3的开合运动。通过结合空气动力学、仿生学、机械工程学进行改进，设计这种可调整扑翼幅度和平均位置、飞行稳定的微型扑翼飞行器。本实施方式的飞行器可以高度模仿蜂鸟的扑翼运动，极大提高了飞行器的飞行效率。扑翼2相对机架1转动。

在飞行器的中部安装电池8，电池8由电池固定架通过螺钉连接固定在机架1上，如图3所示，机架1包含扑翼动力支架1-1、扑翼驱动支架1-2和姿态控制支架1-3；扑翼动力支架1-1通过连接杆与扑翼驱动支架1-2相连，扑翼驱动支架1-2通过连接杆与姿态控制支架1-3相连，尾翼支架64通过连接杆与姿态控制支架1-3相连，机架形成一个整体。

为了实现尾翼3摆动和开合同时运动，为此设计一个单自由度即可同时实现尾翼上下摇摆和左右开合两个动作的机构，其优点在于减少了电机数量使得重量减少，也使得尾翼的控制机制十分简便。为了将上述尾翼开合和摇摆的动作联动起来，设计了一个联动机构，其实现原理为，在尾翼主动摇摆的过程中，使得尾翼被动地在槽内直线移动，再通过销槽副驱动，即可同时使得尾翼进行开合动作，实现两动作的联动

具体为：如图5所示，所述联动机构65包含连接板651、销杆652、摆杆653和两根腰形杆654；

连接板651安装在尾翼连接轴63上，连接板651上开有垂直于尾翼连接轴63长度方向的长条滑孔，两根腰形杆654分别具有腰形孔并交叉叠放布置，两根腰形杆654分别与连接板651铰接，销杆652穿设在长条滑孔及两个腰形孔内，销杆652的一端被轴向限位，销杆652的另一端与摆杆653的一端转动连接，摆杆653的另一端与尾翼支架64转动连接，尾翼3固定在两根腰形杆654上。

上述实施方式中考虑了舵机空间布局的合理性，不直接将舵机安装在连接轴上，而需要设计从舵机到旋转轴的传动机构62。优选地，传动机构62为带传动机构，两个尾翼3开合的实现是通过滑杆652被动地往复滑动，利用销槽副(腰形杆和腰形孔)使得摆杆653实现一定角度的摆动，即可实现尾翼3的开合动作。尾翼3的上下摇摆是通过带传动实现的，带轮带动尾翼连接轴63的旋转，尾翼连接轴63再带动连接板651实现一定角度的摆动，即可实现尾翼3的绕轴摇摆的动作。

为了实现扑翼2安全稳定摆动，为此设计一个自由度的具有确定的运动的扑翼驱动模块5，具体基于曲柄滑块原理的曲柄滑块机构，曲柄滑块机构同时给两侧的扑翼2提供动力。如图6所示，所述扑翼驱动模块5包含曲柄滑块机构，所述曲柄滑块机构包含原动件511、连杆一512、滑块513和两根连架杆514；

连杆一512的一端与原动件511铰接，连杆一512的另一端与滑块513铰接，滑块513布置在机架1上的滑槽内，两个连架杆514分别通过一个可调位置轴515与机架1转动连接，两个连架杆514的一端均与滑块513铰接，两个连架杆514的另一端与扑翼支撑杆21的一端铰接，曲柄滑块机构具有确定的运动。

根据对心曲柄滑块机构的特性，该机构将产生(低)振幅的摇杆运动，为了扩大扑翼2的运动的范围，使得扑动幅度可调，如图7所示，设计具有放大摆动范围的连杆机构，所述扑翼驱动模块5还包含连杆机构，所述连杆机构包含连杆二521和连杆三522；连杆二521的一端与连架杆514铰接，连杆二521的另一端与连杆三522铰接，连杆三522的一端与机架1铰接，尾翼支撑杆21与连杆三522的另一端固接。连杆二521、连杆三522、连架杆514和机架1构成一个四杆机构，该部分可以将曲柄滑块机构产生的低振幅的摆动放大，得到扑翼2的摆角范围为150°的摆动。也即，扑翼2的摆动角度范围为±75°(扑翼支撑杆21与机架1垂直的水平状态为零度基准，如图1所示状态)。扑翼2通过翼侧套2-1插在机架1上的侧杆1-2上实现转动。

进一步地，为了实现动力的传递，采取的扑翼动力模块4为两级变位齿轮减速机构，具体为：如图8和图9所示，所述扑翼动力模块4包含电机41、第一齿轮42、第二齿轮43、第三齿轮44和第四齿轮45；电机41安装在机架1的前端，电机41的输出轴与第一齿轮42连接，第二齿轮43和第三齿轮44同轴固接连为一体，第二齿轮43和第四齿轮45可转动地设置在机架1上，第一齿轮42与第二齿轮43啮合，第三齿轮44与第四齿轮45啮合，第四齿轮45为原动件，与连杆一512铰接。为提高齿轮寿命设计了一定关系的各级齿轮，第一齿轮42的齿数小于第三齿轮43的齿数，第四齿轮45的齿数小于第二齿轮43的齿数，第三齿轮44的齿数小于第二齿轮42的齿数。

具体来说，优选地，将齿轮的变位系数设置为0.5，第一齿轮42的齿数为9，第二齿轮43的齿数为46，第三齿轮44的齿数为11，第四齿轮45的齿数为43，其中第二齿轮42和第三齿轮43设计成一体，可采用数控铣床或者3d打印的方式加工。

更进一步地，为了可以对飞行器的位姿进行调整，本文拟设计了易控制的飞行控制机构，通过调整扑翼2的幅度和平均位置，实现对航向和飞行速度的控制。其具体方案为，通过调整标记的铰链的可调位置轴515，进而改变部分连杆的位置，通过连杆的传递运动就可以使得连杆机构的末端摇动幅度和平均位置发生改变。根据空气动力学知识，上述两边不对称的扑翼2的摆动会产生力矩，也就可以对飞行器的位姿进行调整。

具体为，如图10和图11所示，设计了姿态控制模块7，所述姿态控制模块7包含两个极轴调整装置和两个径向调整装置72；

每个所述径向调整装置72包含直线舵机721、大齿轮722、小齿轮723、丝杠副和位置连接件725；每个所述极轴调整装置包含旋转舵机711和舵机盘712；每个径向调整装置72布置在对应的舵机盘712上，两个旋转舵机711安装在机架1上，每个旋转舵机711的输出端连接相对应的舵机盘712；

在其中一个径向调整装置72中，直线舵机721的输出端连接大齿轮722，小齿轮723安装在设置于丝杠副的丝杠7241上，该丝杠7241可转动地设置在舵机盘712上，位置连接件725与丝杠副的丝母7242连接，该位置连接件725与相对应的可调位置轴515相连；

在另一个径向调整装置72中，直线舵机721的输出端连接小齿轮723，大齿轮722安装在设置于丝杠副724的丝杠7241上，该丝杠7241可转动地设置在舵机盘712上，位置连接件725与丝杠副724的丝母7242连接，该位置连接件725与相对应的可调位置轴515相连。可选地是，该位姿控制模块7将使被控制可调位置轴515在直径为1mm的圆内进行调整，运动依照极坐标系进行。在姿态控制机构方面，为方便设计，以改变扑翼机构的运动学尺寸为目的，创新性地设计了直线舵机和旋转舵机相结合的调整机构。选用旋转舵机和直线舵机进行组合完成可调位置轴515的调整，旋转舵机711实现极轴的转动，直线舵机721实现极径的调整。

直线舵机721启动，通过大齿轮722和小齿轮723的啮合，实现丝杠副中丝杠7241的转动，进而实现丝母7242的直线移动，最终实现位置连接件725带动可调位置轴515位置的改变，进而实现曲柄滑块机构和连杆机构中连杆位置发生变化，使扑翼2的摆动会产生力矩，实现了飞行器姿态调整。如图3所示，为了保证飞行器续航能力，采用电池8实现供电，电池8固定在机架1上，为扑翼动力模块4、尾翼驱动模块5和姿态控制模块7提供动力。设置控制板实现对电机和舵机的控制。

本发明已以较佳实施案例揭示如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，当可以利用上述揭示的结构及技术内容做出些许的更动或修饰为等同变化的等效实施案例，均仍属本发明技术方案范围。