上海交通大学：《力学仿生——启示与探索》课程教学资源（专利资料）飞行仿生（2011）一种微型扑翼机的机翼 CN102501972B.pdf_大学文库

CN102501972B 说明书 1/4页一种微型扑翼机的机翼技术领域 [0001]本发明涉及一种机翼，尤其是一种扑翼机的机翼。背景技术 [0002]微型扑翼飞行器是一种模仿鸟类飞行的新概念飞行器，它具有体积小、重量轻、隐蔽性好，使用灵活、效率高等优势，如果搭载传感器和相关的数据传输和飞行控制系统，形成微型扑翼无人机平台，就会具有广阔的应用前景。围绕这一课题，各国已研制出可控飞行的扑翼飞行器，其中较成功的有美国Aero Vironment公司与加利福尼亚大学合作的 “Microbat”以及荷兰Delft大学的“Delfly”等，但其性能距离实用化还有较大的差距，这主要体现为飞行时间有限，有效载荷小，操纵控制难度大等方面。究其原因，扑翼飞行器机翼的气动效率低、功率消耗大、可靠性差是相当重要的因素。 [0003]目前已经实现飞行的扑翼机多采用平板翼型机翼，研究表明，这类机翼的升力系数较小，为了产生足够的升力需要较大的迎角，这就增大了阻力，升阻比较小，导致气动效率低，影响扑翼机的整体性能。 [0004]中国专利公开号CN100467347C,公开日2009年3月11日，发明创造的名称为一种两段式微型扑翼飞机机翼，该申请案公开了一种微型扑翼飞机的机翼，分为内外两段，外翼段为平面翼型，内翼段为弧度翼型，外翼段有前主梁和斜梁，内翼段有互相平行的前主梁和尾梁。其不足之处是，内翼段与外翼段外形和结构刚度变化较为突然，易造成结构破坏，可靠性差，机翼整体气动效率也会降低。 [0005]近年来，为了提高扑翼机机翼的气动效率，出现了一些采用机构对翼的形状进行被动或主动改变的扑翼飞机机翼，这类机翼的结构比较复杂，具有较大的重量和转动惯量，增加了扑翼驱动系统的功耗，降低了扑翼飞机的寿命和可靠性：实现形状改变与扑动的配合需要精准的控制，增加了扑翼飞机控制的难度。 [0006]中国专利公开号CN201217500Y,公开日2009年4月8日，发明创造的名称为仿生飞行器机翼，该申请案公开了一种板状结构机翼，贯穿机翼上下表面有减阻孔，减阻孔内通过叶片轴铰接叶片。叶片可在机翼上下扑动时，被动地或由机构操控主动的进行开合运动，达到减阻增升的目的。其不足之处是，叶片及其机构会增加机翼的重量和转动惯量，增加扑动所需动力，减少扑动机构和机翼本身的寿命：叶片开合需要与扑动位置配合，增加控制难度。 [0007]中国专利公开号CN2918218Y,公开日2007年7月4日，发明创造名称为可折两段式扑翼机机翼。该申请案公开了一种可折为两段式的扑翼机机翼，分为可对折的内翼段和外翼段，由传动曲轴和拉杆配合，在机翼上下扑动的同时产生内外翼段的相对折叠运动，模拟海鸥等鸟类飞行时的扑翅状态。其不足之处是，曲轴、拉杆结构的强度和重量矛盾尖锐，难以同时具备足够强度并且轻量化，这就导致机翼寿命下降，可靠性差。 [0008]中国专利公开号CN101492094A,公开日2009年7月29日，发明创造名称为一种能够单向弯曲的微型扑翼机的扑翼。该申请案公开了一种能够单向弯曲的扑翼，其展向梁断

CN102501972B 说明书 2/4页开为两段，在断开处上下表面分别固定可伸缩的弹性材料和可单向变形的连接片，实现下扑时扑翼完全展开，上扑时扑翼部分折叠的效果。其不足之处是，折叠效果完全由弹性材料在气动力的作用下被动产生，当扑翼扑动频率较高时，折叠效果会受到相当程度的削弱：弹性材料的老化和寿命直接影响扑翼整体的性能和寿命。发明内容 [0009] 为了克服现有技术机翼气动效率低，结构刚度分布不合理，可靠性差的不足，本发明提供一种微型扑翼机的机翼，能够提高扑翼机机翼的气动效率，简化机翼结构，提高机翼可靠性。 [0010]本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括主梁、辅助梁、翼肋和蒙皮。所述主梁平直，五根翼肋的前缘点固定在主梁上，由主梁根部开始，占据主梁展向长度的三分之二至五分之四。 [0011]1号翼肋、2号翼肋和3号翼肋垂直于主梁，4号翼肋和5号翼肋与主梁梢部方向成锐角：1号翼肋、2号翼肋和3号翼肋弦长相等，4号翼肋和5号翼肋的弦长依次减小，均短于1号翼肋，形成的机翼平面形状为翼尖后缘切角，展弦比6~8，前缘为主梁中心线、根部为1号翼肋弦线，后缘根部一侧为1号翼肋和3号翼肋的后缘点构成的直线，从3号翼肋开始到主梁梢部的部分为二次样条曲线，其在3号翼肋后缘点同1号翼肋和3号翼肋后缘点构成的直线相切，依次连接4号翼肋后缘点、5号翼肋后缘点和主梁梢部端点。 [0012]1号翼肋、2号翼肋和3号翼肋的翼型均采用薄翼型，5号翼肋平直，4号翼肋为前两者的过渡翼型。 [0013]辅助梁呈弧形，外缘点固定于主梁梢部端点和5号翼肋后缘点之间的主梁上，根部通过号翼肋后半部分，其弧度保证辅助梁与五根翼肋对应位置接触并固定。 [0014]所述4号翼肋的弦长为1号翼肋弦长的90%-97%，5号翼肋的弦长1号翼肋弦长的70%-80%。4号翼肋与主梁向外侧方向的夹角为70-80°，5号翼肋与主梁外侧方向的夹角为55-65°。所有翼肋的前缘点和后缘点均位于机翼参考平面内。辅助梁与1号翼肋的接触点位于1号翼肋75%-85%弦长位置。 [0015]主梁、辅助梁和翼肋构成机翼结构框架，在框架上方贴合蒙皮，形成完整的机翼。 [0016]与现有技术相比，本发明在结构和空气动力学方面获得了有益效果： [0017]机翼主梁和辅助梁和它们之间的翼肋形成了一个刚性较大的区域，而这个区域之外的翼肋为悬臂梁的形式，可进行较大的弹性变形。辅助梁的位置使得机翼外段的翼肋进行弹性变形的区域较大，内段进行弹性变形的区域较小，有利于外段产生推力，内段产生升力。整个机翼刚度分布过渡平缓，结构连续性好，具有良好的受力特性，且结构简单，便于制作。 [0018]通过在给定范围内调整展弦比、4号肋4和5号肋5的倾斜角度和弦长比例以及辅助梁7定位点的位置，可以在满足基本飞行要求的基础上，一定程度上改变机翼的刚度分布，从而改变扑动过程中弹性变形的大小和分布，满足不同的飞行性能需求。 [0019]增大展弦比，减小4号肋4、5号肋5与主梁6的夹角、增加它们的弦长、将辅助梁7 外端点外移，将其与1号肋1接触位置前移，都可以增加机翼外段的弹性变形量，扑动时获得较大的推力：减小展弦比、增加4号肋4、5号肋5与主梁6的夹角、减小他们的弦长，将辅

CN102501972B 说明书 3/4页助梁7外端点内移，将其与1号肋1接触位置后移，都可以减少机翼外段的弹性变形量，扑动时获得较大的升力。 [0020] 该机翼的结构刚度分布和弹性变形特性合理，扑动过程中能够提供更大的气动升力和推力，并获得了气动升力和推力的良好组合，同时减小了机翼扑动的能量消耗，整体性能优于现有技术。附图说明 [0021] 图1为实施例3的示意图（轴测图） [0022] 图2为实施例3的示意图（俯视图）。 [0023] 图中：1-1号肋，2-2号肋，3-3号肋，4-4号肋，5-5号肋，6-主梁，7-辅助梁，8-蒙皮。具体实施方式 [0024]为了克服现有技术机翼气动效率低，结构刚度分布不合理，可靠性差的不足，本发明提供一种微型扑翼机的机翼，能够提高扑翼机机翼的气动效率，简化机翼结构，提高机翼可靠性。研究表明，扑翼机机翼的内段主要产生升力，其大小同机翼横截面形状和刚度分布有关，机翼的外段主要产生推力，其大小与由机翼外段后缘形状和机翼外段翼肋的倾斜角度确定的刚度分布有关。 [0025] 下面结合附图给出微型扑翼机机翼的实施例。 [0026] 实施例1： [0027] 本实施例是一副微型扑翼机的机翼包括1号肋1、2号肋2、3号肋3、4号肋4、5号肋5、主梁6、辅助梁7、蒙皮8。 [0028] 以左机翼为例，在实施过程中： [0029]1号肋1、2号肋2、3号肋3、4号肋4、5号肋5、主梁6、辅助梁7为碳纤维增强树脂基复合材料杆件，展弦比取为8，即1号肋1的弦长为主梁6长度的25%。主梁6平直，五根翼肋1-5的前缘点固定在主梁6上，由主梁6根部开始，占据主梁6展向长度的三分之二，1号肋1、2号肋2和3号肋3垂直于主梁，4号肋4和5号肋5与主梁梢部方向成锐角，角度分别为70°和55°。1号肋1、2号肋2和3号肋3弦长相等，4号肋4和5号肋5的弦长依次减小，均短于1号肋1，分别为1号肋1弦长的97%和80%。1号肋1、2号肋2和 3号肋3的翼型均采用薄翼型，5号肋5平直，4号肋4为前两者的过渡翼型。辅助梁7呈弧形，外缘点固定于主梁6梢部端点和5号肋之间，距主梁外端点15%的主梁长度，根部通过 1号肋1后半部分距后缘点75%的弦长位置，其弧度保证辅助梁7与五根翼肋对应位置接触。主梁6与翼肋1-5、翼肋1-5与辅助梁7之间的固定均采用浸润胶水的芳纶纤维捆绑。主梁6和辅助梁7均在翼根处延伸一定长度以便同机身连接。至此，完成了主梁6、铺助梁 7和翼肋1-5构成的机翼框架，在框架上方覆盖聚酯蒙皮8，用粘合剂同机翼框架贴合，构成完整的机翼。 [0030] 右机翼的构成与制作同左机翼。 [0031] 实施例1制作的机翼扑动时具有较大的弹性变形量，可以产生更大的推力。 [0032] 实施例2：

CN102501972B 说明书 4/4页 [0033] 本实施例是一副微型扑翼机的机翼包括1号肋1、2号肋2、3号肋3、4号肋4、5号肋5、主梁6、辅助梁7、蒙皮8。 [0034]以左机翼为例，在实施过程中： [0035]1号肋1、2号肋2、3号肋3、4号肋4、5号肋5、主梁6、辅助梁7为碳纤维增强树脂基复合材料杆件，展弦比取为6，即1号肋1的弦长为主梁6长度的33%。主梁6平直，五根翼肋1-5的前缘点固定在主梁6上，由主梁6根部开始，占据主梁6展向长度的五分之四，1号肋1、2号肋2和3号肋3垂直于主梁，4号肋4和5号肋5与主梁梢部方向成锐角，角度分别为80°和65°。1号肋1、2号肋2和3号肋3弦长相等，4号肋4和5号肋5的弦长依次减小，均短于1号肋1，分别为1号肋1弦长的90%和70%。1号肋1、2号肋2和 3号肋3的翼型均采用薄翼型，5号肋5平直，4号肋4为前两者的过渡翼型。辅助梁7呈弧形，外缘点固定于主梁6梢部端点和5号肋之间，距主梁外端点5%的主梁长度，根部通过 1号肋1后半部分距后缘点85%的弦长位置，其弧度保证辅助梁7与五根翼肋对应位置接触。主梁6与翼肋1-5、翼肋1-5与辅助梁7之间的固定均采用浸润胶水的芳纶纤维捆绑。主梁6和辅助梁7均在翼根处延伸一定长度以便同机身连接。至此，完成了主梁6、辅助梁 7和翼肋1-5构成的机翼框架，在框架上方覆盖聚酯蒙皮8，用粘合剂同机翼框架贴合，构成完整的机翼。 [0036] 右机翼的构成与制作同左机翼。 [0037] 实施例2制作的机翼扑动时具有较小的弹性变形量，可以产生更大的气动升力。 [0038] 实施例3： [0039] 本实施例是一副微型扑翼机的机翼包括1号肋1、2号肋2、3号肋3、4号肋4、5号肋5、主梁6、辅助梁7、蒙皮8。 [0040]以左机翼为例，在实施过程中： [0041]1号肋1、2号肋2、3号肋3、4号肋4、5号肋5、主梁6、辅助梁7为碳纤维增强树脂基复合材料杆件，展弦比取为7，即1号肋1的弦长为主梁6长度的28%。主梁6平直，五根翼肋1-5的前缘点固定在主梁6上，由主梁6根部开始，占据主梁6展向长度的73%， 1号肋1、2号肋2和3号肋3垂直于主梁，4号肋4和5号肋5与主梁梢部方向成锐角，角度分别为78°和63°。1号肋1、2号肋2和3号肋3弦长相等，4号肋4和5号肋5的弦长依次减小，均短于1号肋1，分别为1号肋1弦长的95%和73%。1号肋1、2号肋2和3 号肋3的翼型均采用薄翼型，5号肋5平直，4号肋4为前两者的过渡翼型。辅助梁7呈弧形，外缘点固定于主梁6梢部端点和5号肋之间，距主梁外端点10.5%的主梁长度，根部通过1号肋1后半部分距后缘点78%的弦长位置，其弧度保证辅助梁7与五根翼肋对应位置接触，。主梁6与翼肋1-5、翼肋1-5与辅助梁7之间的固定均采用浸润胶水的芳纶纤维捆绑。主梁6和辅助梁7均在翼根处延伸一定长度以便同机身连接。至此，完成了主梁6、辅助梁7和翼肋1-5构成的机翼框架，在框架上方覆盖聚酯蒙皮8，用粘合剂同机翼框架贴合，构成完整的机翼。 [0042] 右机翼的构成与制作同左机翼。「00431 实施例3制作的机翼扑动时获得气动升力和推力的良好组合，具有突出的综合性能。 6