《工程科学学报》：仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展

工程科学学报 Chinese Journal of Engineering 仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展 付强张祥赵民张春华贺威 Research progress on the wind tunnel experiment of a bionic flapping-wing aerial vehicle FU Qiang.ZHANG Xiang.ZHAO Min,ZHANG Chun-hua.HE Wei 引用本文： 付强，张祥，赵民，张春华，贺威.仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展.工程科学学报，优先发表.doi:10.13374.iss2095- 9389.2021.04.30.004 FU Qiang,ZHANG Xiang,ZHAO Min,ZHANG Chun-hua,HE Wei.Research progress on the wind tunnel experiment of a bionic flapping-wing aerial vehicle[J].Chinese Journal of Engineering,In press.doi:10.13374/j.issn2095-9389.2021.04.30.004 在线阅读View online::htps/ldoi.org10.13374/.issn2095-9389.2021.04.30.004 您可能感兴趣的其他文章 Articles you may be interested in 仿生扑翼飞行器的视觉感知系统研究进展 Research progress on visual perception system of bionic flapping-wing aerial vehicles 工程科学学报.2019.41(12：1512htps:doi.org/10.13374.issn2095-9389.2019.03.08.001 基于外部单目视觉的仿生扑翼飞行器室内定高控制 Indoor fixed-height control for bio-inspired flapping-wing aerial vehicles based on off-board monocular vision 工程科学学报.2020.42(2：249 https:doi.org10.13374.issn2095-9389.2019.08.03.002 集总干扰下六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制 Trajectory tracking control for an unmanned hexrotor with lumped disturbance 工程科学学报.2018,40(5)：622 https::/doi.org/10.13374j.issn2095-9389.2018.05.013 基于半自主导航与运动想象的多旋翼飞行器二维空间目标搜索 Two-dimensional space target searching based on semi-autonomous navigation and motor imagery for multi-rotor aircraft 工程科学学报.2017,398：1261htps:oi.org10.13374.issn2095-9389.2017.08.017 仿鸿雁编队的无人机集群飞行验证 Verification of unmanned aerial vehicle swarm behavioral mechanism underlying the formation of Anser cygnoides 工程科学学报.2019.41(12：1599 https::/1doi.org/10.13374.issn2095-9389.2018.12.18.001 机动车来源多环芳烃及其衍生物的排放特征研究进展 Research progress of emission characteristics of polycyclic aromatic hydrocarbons and their derivatives of vehicle exhaust 工程科学学报.2021,43(1)：10 https:/doi.org/10.13374.issn2095-9389.2020.08.10.002

仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展 付强 张祥 赵民 张春华 贺威 Research progress on the wind tunnel experiment of a bionic flapping-wing aerial vehicle FU Qiang, ZHANG Xiang, ZHAO Min, ZHANG Chun-hua, HE Wei 引用本文: 付强, 张祥, 赵民, 张春华, 贺威. 仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展[J]. 工程科学学报, 优先发表. doi: 10.13374/j.issn2095- 9389.2021.04.30.004 FU Qiang, ZHANG Xiang, ZHAO Min, ZHANG Chun-hua, HE Wei. Research progress on the wind tunnel experiment of a bionic flapping-wing aerial vehicle[J]. Chinese Journal of Engineering, In press. doi: 10.13374/j.issn2095-9389.2021.04.30.004 在线阅读 View online: https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2021.04.30.004 您可能感兴趣的其他文章 Articles you may be interested in 仿生扑翼飞行器的视觉感知系统研究进展 Research progress on visual perception system of bionic flapping-wing aerial vehicles 工程科学学报. 2019, 41(12): 1512 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2019.03.08.001 基于外部单目视觉的仿生扑翼飞行器室内定高控制 Indoor fixed-height control for bio-inspired flapping-wing aerial vehicles based on off-board monocular vision 工程科学学报. 2020, 42(2): 249 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2019.08.03.002 集总干扰下六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制 Trajectory tracking control for an unmanned hexrotor with lumped disturbance 工程科学学报. 2018, 40(5): 622 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2018.05.013 基于半自主导航与运动想象的多旋翼飞行器二维空间目标搜索 Two-dimensional space target searching based on semi-autonomous navigation and motor imagery for multi-rotor aircraft 工程科学学报. 2017, 39(8): 1261 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2017.08.017 仿鸿雁编队的无人机集群飞行验证 Verification of unmanned aerial vehicle swarm behavioral mechanism underlying the formation of Anser cygnoides 工程科学学报. 2019, 41(12): 1599 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2018.12.18.001 机动车来源多环芳烃及其衍生物的排放特征研究进展 Research progress of emission characteristics of polycyclic aromatic hydrocarbons and their derivatives of vehicle exhaust 工程科学学报. 2021, 43(1): 10 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2020.08.10.002

工程科学学报.第44卷，第X期：1-13.2021年X月 Chinese Journal of Engineering,Vol.44,No.X:1-13,X 2021 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2021.04.30.004;http://cje.ustb.edu.cn 仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展 付 强，2)，张祥12)，赵民2)，张春华)，贺威2)区 1)北京科技大学自动化学院，北京1000832)北京科技大学人工智能研究院.北京1000833)中国兵器装备集团自动化研究所有限公 司，绵阳621000 ☒通信作者，E-mail:weihe@ieee.org 摘要仿生扑翼飞行器的设计灵感来源于自然界中的鸟类、昆虫和蝙蝠的飞行模式，通过机翼的主动运动来产生飞行所需 要的升力和推力.仿生扑翼飞行器具有隐蔽性好、机动性强等优点，成为近年来国内外飞行器研究的重点，但是仿生扑翼飞 行器研究涉及到低雷诺数、非定常空气动力学等问题，与常规固定翼飞行器有很大的不同.仿生扑翼飞行器的研究方法一般 分三种：气动计算、风洞实验和外场试飞.气动计算方面，非定常气动设计优化理论与方法目前仍存在不足：外场试飞的方法 无法精确测量出飞行器复杂的气动力，难以对飞行器进行定量分析研究：风洞实验由于可以模拟飞行时的真实情况，获得的 数据较为真实可靠，且可以定量分析研究，成为目前研究仿生扑翼飞行器非常有效的方法.国内外研究人员利用风洞进行了 大量针对仿生扑翼飞行器的实验研究.在介绍了风洞组成和分类的基础上，详细阐述了仿鸟和仿昆虫扑翼飞行器风洞实验 的研究现状，最后对仿生扑翼飞行器风洞实验未来可能的研究方向给出了建议 关键词仿生扑翼飞行器：风洞实验：气动特性：翼型设计：雷诺数 分类号TP242.6 Research progress on the wind tunnel experiment of a bionic flapping-wing aerial vehicle FU Qiang2),ZHANG Xiang 2,ZHAO Min2),ZHANG Chun-hua,HE We 1)School of Automation and Electrical Engineering,University of Science and Technology Beijing,Beijing 100083,China 2)Institute of Artificial Intelligence,University of Science and Technology Beijing,Beijing 100083,China 3)Automation Research Institute Co.,Ltd.,China South Industries Group Corporation,Mianyang 621000,China Corresponding author,E-mail:weihe@ieee.org ABSTRACT "Flapping wing"is a mechanism observed in the flight of birds,insects,and bats.The lift and thrust for a flight are generated by the active movement of wings.It was first specifically designed by Da Vinci.With good concealment and maneuverability advantages,the bionic flapping wing has become the hotspot in the field of aerial vehicles at home and abroad in recent years.Due to its high degree of bionic appearance and ultra-low flight noise,the bionic flapping-wing aerial vehicle has important applications in the military and civilian fields.Because of a low Reynolds number,unsteady aerodynamics,and other issues,such as flexible deformation of the wing and so on,the study of a bionic flapping-wing aerial vehicle is quite different from that of a conventional fixed-wing aerial vehicle.The three methods used in the study of a flapping-wing aerial vehicle are aerodynamic calculations,wind tunnel experiments, and outside flight tests.In terms of aerodynamic calculation,the theory and method of an unsteady aerodynamic design and optimization are still inadequate at present.The outside flight test cannot accurately measure the complex aerodynamic force of the aerial vehicle and 收稿日期：2021-04-30 基金项目：装备预研教育部联合基金资助项目(6141A02033339):北京科技大学青年教师学科交叉研究资助项目(FRF-DRY-19-010):国家 自然科学基金资助项目(61803025.62073031)

仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展 付    强1,2)，张    祥1,2)，赵    民1,2)，张春华3)，贺    威1,2) 苣 1) 北京科技大学自动化学院，北京 100083    2) 北京科技大学人工智能研究院，北京 100083    3) 中国兵器装备集团自动化研究所有限公 司，绵阳 621000 苣通信作者， E-mail: weihe@ieee.org 摘    要    仿生扑翼飞行器的设计灵感来源于自然界中的鸟类、昆虫和蝙蝠的飞行模式，通过机翼的主动运动来产生飞行所需 要的升力和推力. 仿生扑翼飞行器具有隐蔽性好、机动性强等优点，成为近年来国内外飞行器研究的重点. 但是仿生扑翼飞 行器研究涉及到低雷诺数、非定常空气动力学等问题，与常规固定翼飞行器有很大的不同. 仿生扑翼飞行器的研究方法一般 分三种：气动计算、风洞实验和外场试飞. 气动计算方面，非定常气动设计优化理论与方法目前仍存在不足；外场试飞的方法 无法精确测量出飞行器复杂的气动力，难以对飞行器进行定量分析研究；风洞实验由于可以模拟飞行时的真实情况，获得的 数据较为真实可靠，且可以定量分析研究，成为目前研究仿生扑翼飞行器非常有效的方法. 国内外研究人员利用风洞进行了 大量针对仿生扑翼飞行器的实验研究. 在介绍了风洞组成和分类的基础上，详细阐述了仿鸟和仿昆虫扑翼飞行器风洞实验 的研究现状，最后对仿生扑翼飞行器风洞实验未来可能的研究方向给出了建议. 关键词    仿生扑翼飞行器；风洞实验；气动特性；翼型设计；雷诺数 分类号    TP242.6 Research  progress  on  the  wind  tunnel  experiment  of  a  bionic  flapping-wing  aerial vehicle FU Qiang1,2) ，ZHANG Xiang1,2) ，ZHAO Min1,2) ，ZHANG Chun-hua3) ，HE Wei1,2) 苣 1) School of Automation and Electrical Engineering, University of Science and Technology Beijing, Beijing 100083, China 2) Institute of Artificial Intelligence, University of Science and Technology Beijing, Beijing 100083, China 3) Automation Research Institute Co., Ltd., China South Industries Group Corporation, Mianyang 621000, China 苣 Corresponding author, E-mail: weihe@ieee.org ABSTRACT    “Flapping wing” is a mechanism observed in the flight of birds, insects, and bats. The lift and thrust for a flight are generated by the active movement of wings. It was first specifically designed by Da Vinci. With good concealment and maneuverability advantages, the bionic flapping wing has become the hotspot in the field of aerial vehicles at home and abroad in recent years. Due to its high degree of bionic appearance and ultra-low flight noise, the bionic flapping-wing aerial vehicle has important applications in the military and civilian fields. Because of a low Reynolds number, unsteady aerodynamics, and other issues, such as flexible deformation of the wing and so on, the study of a bionic flapping-wing aerial vehicle is quite different from that of a conventional fixed-wing aerial vehicle. The three methods used in the study of a flapping-wing aerial vehicle are aerodynamic calculations, wind tunnel experiments, and outside flight tests. In terms of aerodynamic calculation, the theory and method of an unsteady aerodynamic design and optimization are still inadequate at present. The outside flight test cannot accurately measure the complex aerodynamic force of the aerial vehicle and 收稿日期: 2021−04−30 基金项目: 装备预研教育部联合基金资助项目（6141A02033339）；北京科技大学青年教师学科交叉研究资助项目（FRF-IDRY-19-010）；国家 自然科学基金资助项目（61803025，62073031） 工程科学学报，第 44 卷，第 X 期：1−13，2021 年 X 月 Chinese Journal of Engineering, Vol. 44, No. X: 1−13, X 2021 https://doi.org/10.13374/j.issn2095-9389.2021.04.30.004; http://cje.ustb.edu.cn

工程科学学报，第44卷，第X期 cannot conduct quantitative analysis as well as research on the aerial vehicle.As the wind tunnel experiment can simulate a real flight. the data obtained is more reliable,can be analyzed,and studied quantitatively.Therefore,the wind tunnel experiment has become an effective method to study a flapping-wing aerial vehicle.Researchers at home and abroad have conducted several experimental studies on a bionic flapping-wing aerial vehicle using a wind tunnel.This paper first introduced the composition and classification of a wind tunnel and then introduced the research status of the wind tunnel experiment,covering the bird-like and insect-like flapping-wing aerial vehicles in detail.Finally,this paper provided suggestions on the possible research directions to the wind tunnel experiment of the bionic flapping-wing aerial vehicle,such as research on how the multi-wing and the feather structure of the wings affect the performance of the bionic flapping-wing aerial vehicle. KEY WORDS bionic flapping-wing aerial vehicle;wind tunnel experiment;aerodynamic characteristics;airfoil design;Reynolds number 仿生扑翼飞行器是以鸟类或昆虫等为原型设 并可以度量气流对实体的作用效果、观察物理现 计的飞行器，其飞行方式与鸟类或昆虫类似，能仅 象.随着现代工业的发展，风洞展示出越来越重要 仅通过机翼扑动来产生飞行所需的升力和推力， 的地位，不只是在飞行器的研究方面，在建筑、风 具有较好的运动敏捷性和较高的能量利用效率四， 能等研究方面也有重要的应用 在国防军事和民用领域有广泛的应用前景.仿生 风洞一般由洞体、驱动系统和测量控制系统 扑翼飞行器所处流场的雷诺数范围一般在2000~ 组成.早期的风洞一般采用开口式结构，洞体也较 100000之间，在这一范围的气体流动中层流起主 为简单，仅包括加速气流用的收缩段、放置飞行器 要作用，使得飞行器除产生较大的升力和力矩外， 的试验段和风机段三部分，且由于当时主要采用 还会产生较大的空气阻力，其升阻比不到普通飞 机械式力平衡装置进行测力，只能将飞行器固定 机的1/3四而且随着机翼的扑动，周围流场属非定 在测力装置上进行升阻力测试，这就需要通过改 常流动，故用传统的空气动力学方法很难做出准 变风洞结构来改变飞行器迎角、来流速度等参数， 确解释.为了提高仿生扑翼飞行器设计的精细化 如1922年奥地利科学家Katzmayr通过调节在风 程度，需要研究环境风速、扑动频率、翼型、迎角 洞口处设置的挡板来模拟机翼的周期性变化， 等对仿生扑翼飞行器气动性能的影响，为飞行器 1968年英国生物学家Pennycuick通过调节试验 整体设计提供参考。仿生扑翼飞行器研究方法一 段洞口的朝向来改变飞行器迎流角度.但随着对 般有气动计算、风洞实验和外场试飞三种方法) 实验精度要求的提高，洞体结构变得越来越复杂， 气动计算方法虽然应用广泛，但对于处理数值分 为了减小外界气流对试验段气流的干扰，洞体试 析所必需的建模和仿真是一项巨大的挑战，在涉 验段由开口式改为了闭口式；为了提高气流均匀 及流固耦合时更加明显，且仿生扑翼飞行器运动 度，并降低气流湍流度，增加了稳定段并在稳定段 机理复杂，变量多且耦合性强，目前还没有精确且 内部增加了金属防风网.现在的风洞洞体一般由 适用的计算模型：外场试飞的方法无法精确测量 稳定段、收缩段、试验段和扩散段组成，如图1所 出飞行器复杂的气动力；风洞实验可以在完全相 示为北京科技大学的开口回流式低速风洞结构示 同或者大体相同的条件下，对所研究的问题进行 意图，其中稳定段和收缩段起到提高气流均匀度 模拟与观测，因此所得数据比较真实、可靠.所以 和加速气流的作用：试验段是对模型进行观察和 对仿生扑翼飞行器进行风洞实验是非常必要的， 测量的部位；一些风洞的扩散段分为第一和第二 1仿生扑翼飞行器专用风洞 扩散段，第一扩散段起到降低流速、减少能量损失 的作用，第二扩散段可将气体引向风洞外或者引 1.1风洞 回到风洞入口处. 风洞即指风洞实验室，是可以人为产生并控 风洞的驱动系统一般分两类，一类是由可控 制气体流动的实验装置，它可以实时模拟飞行器 电机组和由它带动的风扇或轴流式压缩机组成： 飞行时周围气体的流动，目前已被认为是一种飞 另一类是用小功率的压气机事先将空气增压贮存 行器设计、制造的重要实验方法.研究人员可以 在贮气罐中，或用真空泵把与风洞出口管道相连 在风洞内进行包括飞行试验、强度试验在内的多 的真空罐抽真空，实验时快速开启阀门，使高压空 种实验，用来验证新机型或者设计方案的合理性， 气直接或间接进入洞体.第一类驱动系统运转周

cannot conduct quantitative analysis as well as research on the aerial vehicle. As the wind tunnel experiment can simulate a real flight, the data obtained is more reliable, can be analyzed, and studied quantitatively. Therefore, the wind tunnel experiment has become an effective method to study a flapping-wing aerial vehicle. Researchers at home and abroad have conducted several experimental studies on a bionic flapping-wing aerial vehicle using a wind tunnel. This paper first introduced the composition and classification of a wind tunnel and then introduced the research status of the wind tunnel experiment, covering the bird-like and insect-like flapping-wing aerial vehicles in detail. Finally, this paper provided suggestions on the possible research directions to the wind tunnel experiment of the bionic flapping-wing aerial vehicle, such as research on how the multi-wing and the feather structure of the wings affect the performance of the bionic flapping-wing aerial vehicle. KEY  WORDS    bionic  flapping-wing  aerial  vehicle； wind  tunnel  experiment； aerodynamic  characteristics； airfoil  design； Reynolds number 仿生扑翼飞行器是以鸟类或昆虫等为原型设 计的飞行器，其飞行方式与鸟类或昆虫类似，能仅 仅通过机翼扑动来产生飞行所需的升力和推力， 具有较好的运动敏捷性和较高的能量利用效率[1] ， 在国防军事和民用领域有广泛的应用前景. 仿生 扑翼飞行器所处流场的雷诺数范围一般在 2000～ 100000 之间，在这一范围的气体流动中层流起主 要作用，使得飞行器除产生较大的升力和力矩外， 还会产生较大的空气阻力，其升阻比不到普通飞 机的 1/3[2] . 而且随着机翼的扑动，周围流场属非定 常流动，故用传统的空气动力学方法很难做出准 确解释. 为了提高仿生扑翼飞行器设计的精细化 程度，需要研究环境风速、扑动频率、翼型、迎角 等对仿生扑翼飞行器气动性能的影响，为飞行器 整体设计提供参考. 仿生扑翼飞行器研究方法一 般有气动计算、风洞实验和外场试飞三种方法[3] . 气动计算方法虽然应用广泛，但对于处理数值分 析所必需的建模和仿真是一项巨大的挑战，在涉 及流固耦合时更加明显，且仿生扑翼飞行器运动 机理复杂，变量多且耦合性强，目前还没有精确且 适用的计算模型；外场试飞的方法无法精确测量 出飞行器复杂的气动力；风洞实验可以在完全相 同或者大体相同的条件下，对所研究的问题进行 模拟与观测，因此所得数据比较真实、可靠. 所以 对仿生扑翼飞行器进行风洞实验是非常必要的. 1    仿生扑翼飞行器专用风洞 1.1    风洞 风洞即指风洞实验室，是可以人为产生并控 制气体流动的实验装置，它可以实时模拟飞行器 飞行时周围气体的流动，目前已被认为是一种飞 行器设计、制造的重要实验方法. 研究人员可以 在风洞内进行包括飞行试验、强度试验在内的多 种实验，用来验证新机型或者设计方案的合理性， 并可以度量气流对实体的作用效果、观察物理现 象. 随着现代工业的发展，风洞展示出越来越重要 的地位，不只是在飞行器的研究方面，在建筑、风 能等研究方面也有重要的应用. 风洞一般由洞体、驱动系统和测量控制系统 组成. 早期的风洞一般采用开口式结构，洞体也较 为简单，仅包括加速气流用的收缩段、放置飞行器 的试验段和风机段三部分，且由于当时主要采用 机械式力平衡装置进行测力，只能将飞行器固定 在测力装置上进行升阻力测试，这就需要通过改 变风洞结构来改变飞行器迎角、来流速度等参数， 如 1922 年奥地利科学家 Katzmayr[4] 通过调节在风 洞口处设置的挡板来模拟机翼的周期性变化 ， 1968 年英国生物学家 Pennycuick[5] 通过调节试验 段洞口的朝向来改变飞行器迎流角度. 但随着对 实验精度要求的提高，洞体结构变得越来越复杂， 为了减小外界气流对试验段气流的干扰，洞体试 验段由开口式改为了闭口式；为了提高气流均匀 度，并降低气流湍流度，增加了稳定段并在稳定段 内部增加了金属防风网. 现在的风洞洞体一般由 稳定段、收缩段、试验段和扩散段组成，如图 1 所 示为北京科技大学的开口回流式低速风洞结构示 意图，其中稳定段和收缩段起到提高气流均匀度 和加速气流的作用；试验段是对模型进行观察和 测量的部位；一些风洞的扩散段分为第一和第二 扩散段，第一扩散段起到降低流速、减少能量损失 的作用，第二扩散段可将气体引向风洞外或者引 回到风洞入口处. 风洞的驱动系统一般分两类，一类是由可控 电机组和由它带动的风扇或轴流式压缩机组成； 另一类是用小功率的压气机事先将空气增压贮存 在贮气罐中，或用真空泵把与风洞出口管道相连 的真空罐抽真空，实验时快速开启阀门，使高压空 气直接或间接进入洞体. 第一类驱动系统运转周 · 2 · 工程科学学报，第 44 卷，第 X 期

付强等：仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展 3 The third comer section The second corner section Diffuser The first corner section →Stability section Test section← Contraction section The fourth corner section 图1开口回流式低速风洞结构示意图 Fig.I Wind tunnel structure of a flapping-wing aerial vehicle 期长，且气体流速的增大会使驱动功率急剧增大， 所以多用于低速风洞.第二类驱动系统的工作时 间一般是几秒到几十秒不等，且雷诺数较高，多用 于跨声速、超声速和高超声速风洞. 风洞测量控制系统的作用是按预定的实验程 序，控制各种阀门、活动部件、模型状态和仪器仪 表，并通过天平、压力和温度等传感器，测量气流 图2北京科技大学微型飞行器专用风洞 参量、模型状态和有关的物理量.随着现代计算 Fig.2 Special wind tunnel for a microair vehicle of University of 机技术的发展，风洞测量控制系统已经由原来的 Science and Technology Beijing 人工测量和记录，发展为现在采用电子液压的测 13风洞配套实验装置 控系统，其实时性和准确度都有了质的飞跃 仿生扑翼飞行器与固定翼很大的不同在于， 基本上所有的风洞都是由以上三部分组成， 其在飞行过程中翅膀做周期性上下扑动.在自然 但是不同用途的风洞在这三个方面又不尽相同. 界中，不同体型的鸟类或昆虫，其扑翼频率相差很 固定翼飞行器一般飞行速度比较快，所需风洞中 大，气动特性表现也大不相同，所以在风洞实验中 的气体流速比较高，一般采用第二类驱动系统：而 对扑翼频率进行控制非常必要.目前常用的频率 旋翼飞行器则由于其螺旋桨方向的问题，专用风 测试方法是采用漫反射光电传感器，其基本原理 洞一般采用自下向上吹风的方式；仿生扑翼飞行 基于光电效应，即在光照射在某种物质上时，该物 器专用风洞一般要求流场速度较低，但对流场品 质的电子吸收光子的能量而产生相应的光电效 质要求较高.旋翼和仿生扑翼飞行器专用风洞多 应.这种传感器的一大优点是可在不接触飞行器 采用第一类驱动系统 的前提下，测量到仿生扑翼飞行器的扑翼频率 1.2仿生扑翼飞行器专用风洞 如图3所示为欧姆龙VTE-18-4N4212漫反射光电 仿生扑翼飞行器专用风洞根据试验段是否开 开关. 放，可分为开口式和闭口式两种，开口式风洞试验 段开放，洞壁干扰较小，但易受外界气流扰动，需 要将操作间和实验间隔开，以减少外界气流对试 验段气流的影响.根据扩散段是否将气流引回风 洞入口处又可分为回流式和直流式风洞.如图2 所示为北京科技大学开口回流式低速风洞，该风 洞全长37，采用开口回流式结构，具备较低的稳 定风速和较好的流场品质，可以满足对微型仿生 扑翼飞行器的气动特性进行研究的要求.该风洞 的主要参数如下：试验段口径为0.63m×0.63m:试 验段长为0.7m;可控风速范围为0.5~20ms;在 图3欧姆龙VTE-18-4N4212漫反射光电开关 常用风速范围内(1~20ms),流速稳定性系数 Fig.3 OMRON VTE-18-4N4212 diffuse reflection photoelectric ≤0.5%：试验段气流偏角≤1°：试验段紊流度≤1%. switch

期长，且气体流速的增大会使驱动功率急剧增大， 所以多用于低速风洞. 第二类驱动系统的工作时 间一般是几秒到几十秒不等，且雷诺数较高，多用 于跨声速、超声速和高超声速风洞. 风洞测量控制系统的作用是按预定的实验程 序，控制各种阀门、活动部件、模型状态和仪器仪 表，并通过天平、压力和温度等传感器，测量气流 参量、模型状态和有关的物理量. 随着现代计算 机技术的发展，风洞测量控制系统已经由原来的 人工测量和记录，发展为现在采用电子液压的测 控系统，其实时性和准确度都有了质的飞跃. 基本上所有的风洞都是由以上三部分组成， 但是不同用途的风洞在这三个方面又不尽相同. 固定翼飞行器一般飞行速度比较快，所需风洞中 的气体流速比较高，一般采用第二类驱动系统；而 旋翼飞行器则由于其螺旋桨方向的问题，专用风 洞一般采用自下向上吹风的方式；仿生扑翼飞行 器专用风洞一般要求流场速度较低，但对流场品 质要求较高. 旋翼和仿生扑翼飞行器专用风洞多 采用第一类驱动系统. 1.2    仿生扑翼飞行器专用风洞 仿生扑翼飞行器专用风洞根据试验段是否开 放，可分为开口式和闭口式两种，开口式风洞试验 段开放，洞壁干扰较小，但易受外界气流扰动，需 要将操作间和实验间隔开，以减少外界气流对试 验段气流的影响. 根据扩散段是否将气流引回风 洞入口处又可分为回流式和直流式风洞. 如图 2 所示为北京科技大学开口回流式低速风洞，该风 洞全长 37 m，采用开口回流式结构，具备较低的稳 定风速和较好的流场品质，可以满足对微型仿生 扑翼飞行器的气动特性进行研究的要求. 该风洞 的主要参数如下：试验段口径为 0.63 m×0.63 m；试 验段长为 0.7 m；可控风速范围为 0.5～20 m·s−1；在 常用风速范围内（1～20 m·s−1），流速稳定性系数 ≤0.5%；试验段气流偏角≤1°；试验段紊流度≤1%. 图 2    北京科技大学微型飞行器专用风洞 Fig.2     Special  wind  tunnel  for  a  microair  vehicle  of  University  of Science and Technology Beijing 1.3    风洞配套实验装置 仿生扑翼飞行器与固定翼很大的不同在于， 其在飞行过程中翅膀做周期性上下扑动. 在自然 界中，不同体型的鸟类或昆虫，其扑翼频率相差很 大，气动特性表现也大不相同，所以在风洞实验中 对扑翼频率进行控制非常必要. 目前常用的频率 测试方法是采用漫反射光电传感器，其基本原理 基于光电效应，即在光照射在某种物质上时，该物 质的电子吸收光子的能量而产生相应的光电效 应. 这种传感器的一大优点是可在不接触飞行器 的前提下，测量到仿生扑翼飞行器的扑翼频率. 如图 3 所示为欧姆龙 VTE−18−4N4212 漫反射光电 开关. 图 3    欧姆龙 VTE−18−4N4212 漫反射光电开关 Fig.3     OMRON  VTE−18−4N4212  diffuse  reflection  photoelectric switch                   The third corner section The second corner section Diffuser The first corner section Stability section Test section Contraction section The fourth corner section 图 1    开口回流式低速风洞结构示意图 Fig.1    Wind tunnel structure of a flapping-wing aerial vehicle 付    强等： 仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展 · 3 ·

工程科学学报，第44卷，第X期 为了测量全流场实时速度信息，在风洞实验中 三分量应变天平，二分量即指升力和阻力测量，三 -般会采用PIV(Particle Image velocity measurement) 分量增加了俯仰力矩.除此之外，还有六分量应变 系统，该系统通过在流场中布撒示踪粒子，并采用 天平，包括升力、推力、侧向力、滚转力矩、偏航 脉冲激光片光源射入到该流场中，通过多次曝光， 力矩和俯仰力矩.仿生扑翼飞行器的气动力一般 得到粒子图像，之后通过对图像进行分析处理，得 很小，最大能达到几百克，且会随着翅膀的周期性 到流场速度分布图.该系统相较于皮托管测速，拥 扑动做周期性变化，这就要求仿生扑翼飞行器专 有诸多优点.首先皮托管测速采用接触式测量方 用测力装置有较好的量程精度且对气动力具有较 法，其本身会对流场有一定干扰，其次皮托管只能 好的动态响应.针对微型仿生扑翼飞行器，现多采 对流场进行单点测量：而PIV采用非接触式测量 用美国ATI公司(ATI industrial automation)的nanol7 方法，不会对流场造成影响，且其可对全流场进行 系列六自由度传感器，如图6即为ATI公司的 瞬态三维测量.如图4所示为数字式粒子图像测 nanol'7力传感器，该传感器具有体积小、精度高， 速系统 响应速度快和质量轻等优点，使用时只需根据自 己实验所需，做一些简单的支撑件设计即可 图4数字式粒子图像测速系统 Fig.4 Digital particle image velocimetry system 图6 ATI nanol7 仿生扑翼飞行器在进行风洞实验时，其翅膀 Fig.6 ATI nano17 会进行上下扑动，为了在不干扰流场的情况下测 为了更直观地观察流场绕模型的流动现象， 量飞行器翅膀在飞行过程中的柔性形变，一般采 需要对风洞中的流场进行可视化.流场可视化方 用DIC(Digital image correlation)系统.该系统采用 法包括实验显示方法和数值显示方法，实验显示 两个摄像头，形成双目立体视觉来观察翼膜随迎 方法是通过实验手段，把观察不到或不易观察到 角和流速等变化产生的形变量，是一种非接触式 的流动现象进行显示，主要包括丝线法、烟线法和 的光学测量方法6刀.如图5为DIC系统在实验中 染色线法等方法：数值显示方法是通过计算然后 的应用 用计算机图像进行可视化.上面讲到的PV系统 测量得到的全流场三维瞬态速度图，经过计算机 处理后，即可作为数值显示方法用在风洞流场显 示实验中.目前在清华大学、北京航空航天大学 等学校的风洞实验中采用的方法都是烟线法.通 常的做法是，使用一个由阀门控制的滴油系统，不 断将不易燃的矿物油滴到金属丝上，然后给金属 丝通电加热，油由于加热而产生烟雾，烟雾可以直 观显示气流绕模型的流动状态.图7即为烟流法 图5DIC系统 下显示的流场 Fig.5 Digital image correlation 2 国内外仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展 除高速摄像机外，往往还需要与飞行器专用 风洞相配套的升阻力测试装置，1871年英国建造 国外在仿生扑翼飞行器的研究方面起步较早 世界上第一台风洞的时候，就为其风洞配置了测 在仿鸟扑翼飞行器的研究方面，2011年，德国 量升力和阻力的天平图随着技术的发展，目前应 Festo公司研制的SmartBird,采用双段翼，翅膀采 变天平、磁悬挂天平、压电天平越来越多地被应 用碳纤维做支撑，翼膜为聚氨酯泡沫蒙皮，空气动 用于升阻力测量中例目前经常使用的有二分量和 力效率高达80%0，在一定程度上验证了双段翼

为了测量全流场实时速度信息，在风洞实验中 一般会采用 PIV（Particle Image velocity measurement） 系统，该系统通过在流场中布撒示踪粒子，并采用 脉冲激光片光源射入到该流场中，通过多次曝光， 得到粒子图像，之后通过对图像进行分析处理，得 到流场速度分布图. 该系统相较于皮托管测速，拥 有诸多优点. 首先皮托管测速采用接触式测量方 法，其本身会对流场有一定干扰，其次皮托管只能 对流场进行单点测量；而 PIV 采用非接触式测量 方法，不会对流场造成影响，且其可对全流场进行 瞬态三维测量. 如图 4 所示为数字式粒子图像测 速系统. 图 4    数字式粒子图像测速系统 Fig.4    Digital particle image velocimetry system 仿生扑翼飞行器在进行风洞实验时，其翅膀 会进行上下扑动，为了在不干扰流场的情况下测 量飞行器翅膀在飞行过程中的柔性形变，一般采 用 DIC（Digital image correlation）系统. 该系统采用 两个摄像头，形成双目立体视觉来观察翼膜随迎 角和流速等变化产生的形变量，是一种非接触式 的光学测量方法[6−7] . 如图 5 为 DIC 系统在实验中 的应用. 图 5    DIC 系统[6] Fig.5    Digital image correlation[6] 除高速摄像机外，往往还需要与飞行器专用 风洞相配套的升阻力测试装置，1871 年英国建造 世界上第一台风洞的时候，就为其风洞配置了测 量升力和阻力的天平[8] . 随着技术的发展，目前应 变天平、磁悬挂天平、压电天平越来越多地被应 用于升阻力测量中[9] . 目前经常使用的有二分量和 三分量应变天平，二分量即指升力和阻力测量，三 分量增加了俯仰力矩. 除此之外，还有六分量应变 天平，包括升力、推力、侧向力、滚转力矩、偏航 力矩和俯仰力矩. 仿生扑翼飞行器的气动力一般 很小，最大能达到几百克，且会随着翅膀的周期性 扑动做周期性变化，这就要求仿生扑翼飞行器专 用测力装置有较好的量程精度且对气动力具有较 好的动态响应. 针对微型仿生扑翼飞行器，现多采 用美国 ATI 公司（ATI industrial automation）的 nano17 系列六自由度传感器 ，如 图 6 即 为 ATI 公 司 的 nano17 力传感器，该传感器具有体积小、精度高， 响应速度快和质量轻等优点，使用时只需根据自 己实验所需，做一些简单的支撑件设计即可. 图 6    ATI nano17 Fig.6    ATI nano17 为了更直观地观察流场绕模型的流动现象， 需要对风洞中的流场进行可视化. 流场可视化方 法包括实验显示方法和数值显示方法，实验显示 方法是通过实验手段，把观察不到或不易观察到 的流动现象进行显示，主要包括丝线法、烟线法和 染色线法等方法；数值显示方法是通过计算然后 用计算机图像进行可视化. 上面讲到的 PIV 系统 测量得到的全流场三维瞬态速度图，经过计算机 处理后，即可作为数值显示方法用在风洞流场显 示实验中. 目前在清华大学、北京航空航天大学 等学校的风洞实验中采用的方法都是烟线法. 通 常的做法是，使用一个由阀门控制的滴油系统，不 断将不易燃的矿物油滴到金属丝上，然后给金属 丝通电加热，油由于加热而产生烟雾，烟雾可以直 观显示气流绕模型的流动状态. 图 7 即为烟流法 下显示的流场. 2    国内外仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展 国外在仿生扑翼飞行器的研究方面起步较早. 在仿鸟扑翼飞行器的研究方面 ，  2011 年 ，德国 Festo 公司研制的 SmartBird，采用双段翼，翅膀采 用碳纤维做支撑，翼膜为聚氨酯泡沫蒙皮，空气动 力效率高达 80% [10] ，在一定程度上验证了双段翼 · 4 · 工程科学学报，第 44 卷，第 X 期

付强等：仿生扑冀飞行器风洞实验研究进展 5 能的影响，以此获得气动特性随设计变量不同的 变化规律，并据此来确定仿生扑翼飞行器的设计 参数范围.目前风洞被认为是一种飞行器高速发 展必不可少的设备，我们要想深入研究仿生扑翼 飞行器的飞行机理、研制出更加可靠稳定的仿生 扑翼飞行器，进行相应的风洞实验必不可少.在做 图7烟流法下显示的流场 相应的风洞实验之前，有必要对前人所做的风洞 Fig.7 Flow field under the smoke flow method 实验进行总结和分析.在2.1、2.2和2.3中，本文将 较单段翼具有更好的气动特性.在仿昆虫扑翼飞 仿生扑翼飞行器风洞实验分为仿鸟扑翼飞行器风 行器的研究方面，代尔夫特理工大学研制的Dely 洞实验和仿昆虫扑翼飞行器风洞实验两部分进行 Nimblel叫，采用四翼X翼型，搭载了立体视觉感知 介绍 系统，拥有悬停能力.哈佛Robert.JWood教授 2.1仿鸟扑翼飞行器风洞实验 领导的哈佛大学微机器人实验室研究人员设计的 仿鸟扑翼飞行器由于其体积较大，载重也相 RoboBee能从一开始的受控飞行到学会游泳和停 对较大，对携带的电池和机载摄像头等设备的要 歇再优雅地浮出水面.最近该微型飞行器又取得 求不是那么苛刻，因此仿鸟扑翼飞行器是目前仿 了新的重大突破：改进后的RoboBee X-Wing)长 生扑翼飞行器的研究热点，国内外都有很多机构 5cm、重259mg,其中本体的质量只有90mg,其余 对此进行了深入的研究 为电池和电子设备的质量. 鸟类的翅膀具有非常复杂的结构，如图8为信 我国关于鸟类和昆虫的仿生研究起步较晚， 鸽的翅膀羽毛结构，由飞羽、覆羽、肩羽、羽干和 研究单位主要有西北工业大学、哈尔滨工业大学 翼角组成剧鸟类在飞行时翅膀还具有非常复杂 和北京科技大学等.现在国内越来越多的科研院 的动作，一般鸟类在扑动翅膀飞行时，都伴随着翅 所对这方面的研究表现出了浓厚的兴趣，我国在 膀完全展开、收拢等动作，且鸟类在不同飞行状态 仿生扑翼飞行器的研制方面也做出了不少成果. 时翅膀扑动频率相差很大，但是仿鸟扑翼飞行器 在仿鸟扑翼飞行器的研究方面，西北工业大学宋 的研制目前还处于初级阶段，还不能做到完全模 笔锋教授团队Yang等研发了一款名为Dove的仿 仿鸟类飞行时的所有动作.目前的研究内容主要 生扑翼飞行器，其机身质量不到300g,但续航时 关注于如何为飞行器提供更高的升力和推力，包 间超过了20min,并且具有一定的抗风能力；北京 括翅膀的形状与翼型、扑动机构的扑动频率、飞 科技大学的USTBird仿鸟扑翼飞行器)采用两个 行时的迎角等对飞行器升力和推力的影响，以及 独立的舵机，能够实现两侧机翼的独立控制，完成 在负载能力和电池效率没有得到明显提升的前提 滑翔、盘旋等不同的飞行动作，实现15~20min持 下，如何提高飞行器的续航能力 续飞行：哈尔滨工业大学深圳研究生院自主研制 了一款“凤凰”仿生扑翼飞行器，该飞行器翼展 Wing butt 2m,质量仅约670g,飞行速度可达3~8ms,且 Primary feather Coverts 具有优良的抗风能力：在仿昆虫扑翼飞行器研究方 面，北京科技大学贺威教授团队研发的USTButterfly Shaft 仿蝴蝶扑翼飞行器，质量仅为90g,能够模仿蝴蝶 的飞行方式进行飞行；北京航空航天大学Zhang 和Sunu7提出了全层流假设，对飞蛾、果蝇和蜜蜂 Secondary feather 等8种昆虫进行数值模拟研究，在此基础上探索 了微型飞行器的飞行原理 图8鸟类翅膀结构 与固定翼和旋翼飞行器相比，影响仿生扑翼 Fig.8 Structure of a bird wing 飞行器飞行的因素包括扑动频率、飞行迎角、翼 2.1.1迎角、扑翼频率、来流速度对飞行器气动特 型和尾翼形状等.目前受非定常气动设计优化理 性的影响 论与方法不足的影响，现有研究主要是通过风洞 经研究发现，扑翼频率、飞行迎角、来流速度 实验研究扑动运动参数或形状外形参数对气动性 等对仿鸟扑翼飞行器飞行的升力和推力都有很大

较单段翼具有更好的气动特性. 在仿昆虫扑翼飞 行器的研究方面，代尔夫特理工大学研制的 Delfly Nimble[11] ，采用四翼 X 翼型，搭载了立体视觉感知 系统[12] ，拥有悬停能力. 哈佛 Robert J. Wood 教授 领导的哈佛大学微机器人实验室研究人员设计的 RoboBee 能从一开始的受控飞行到学会游泳和停 歇再优雅地浮出水面. 最近该微型飞行器又取得 了新的重大突破：改进后的 RoboBee X-Wing[13] 长 5 cm、重 259 mg，其中本体的质量只有 90 mg，其余 为电池和电子设备的质量. 我国关于鸟类和昆虫的仿生研究起步较晚， 研究单位主要有西北工业大学、哈尔滨工业大学 和北京科技大学等. 现在国内越来越多的科研院 所对这方面的研究表现出了浓厚的兴趣，我国在 仿生扑翼飞行器的研制方面也做出了不少成果. 在仿鸟扑翼飞行器的研究方面，西北工业大学宋 笔锋教授团队 Yang 等研发了一款名为 Dove 的仿 生扑翼飞行器[14] ，其机身质量不到 300 g，但续航时 间超过了 20 min，并且具有一定的抗风能力；北京 科技大学的 USTBird 仿鸟扑翼飞行器[15] 采用两个 独立的舵机，能够实现两侧机翼的独立控制，完成 滑翔、盘旋等不同的飞行动作，实现 15～20 min 持 续飞行；哈尔滨工业大学深圳研究生院自主研制 了一款“凤凰”仿生扑翼飞行器[16] ，该飞行器翼展 2 m，质量仅约 670 g，飞行速度可达 3～8 m·s−1，且 具有优良的抗风能力；在仿昆虫扑翼飞行器研究方 面，北京科技大学贺威教授团队研发的 USTButterfly 仿蝴蝶扑翼飞行器，质量仅为 90 g，能够模仿蝴蝶 的飞行方式进行飞行；北京航空航天大学 Zhang 和 Sun [17] 提出了全层流假设，对飞蛾、果蝇和蜜蜂 等 8 种昆虫进行数值模拟研究，在此基础上探索 了微型飞行器的飞行原理. 与固定翼和旋翼飞行器相比，影响仿生扑翼 飞行器飞行的因素包括扑动频率、飞行迎角、翼 型和尾翼形状等. 目前受非定常气动设计优化理 论与方法不足的影响，现有研究主要是通过风洞 实验研究扑动运动参数或形状外形参数对气动性 能的影响，以此获得气动特性随设计变量不同的 变化规律，并据此来确定仿生扑翼飞行器的设计 参数范围. 目前风洞被认为是一种飞行器高速发 展必不可少的设备，我们要想深入研究仿生扑翼 飞行器的飞行机理、研制出更加可靠稳定的仿生 扑翼飞行器，进行相应的风洞实验必不可少. 在做 相应的风洞实验之前，有必要对前人所做的风洞 实验进行总结和分析. 在 2.1、2.2 和 2.3 中，本文将 仿生扑翼飞行器风洞实验分为仿鸟扑翼飞行器风 洞实验和仿昆虫扑翼飞行器风洞实验两部分进行 介绍. 2.1    仿鸟扑翼飞行器风洞实验 仿鸟扑翼飞行器由于其体积较大，载重也相 对较大，对携带的电池和机载摄像头等设备的要 求不是那么苛刻，因此仿鸟扑翼飞行器是目前仿 生扑翼飞行器的研究热点，国内外都有很多机构 对此进行了深入的研究. 鸟类的翅膀具有非常复杂的结构，如图 8 为信 鸽的翅膀羽毛结构，由飞羽、覆羽、肩羽、羽干和 翼角组成[18] . 鸟类在飞行时翅膀还具有非常复杂 的动作，一般鸟类在扑动翅膀飞行时，都伴随着翅 膀完全展开、收拢等动作，且鸟类在不同飞行状态 时翅膀扑动频率相差很大. 但是仿鸟扑翼飞行器 的研制目前还处于初级阶段，还不能做到完全模 仿鸟类飞行时的所有动作. 目前的研究内容主要 关注于如何为飞行器提供更高的升力和推力，包 括翅膀的形状与翼型、扑动机构的扑动频率、飞 行时的迎角等对飞行器升力和推力的影响，以及 在负载能力和电池效率没有得到明显提升的前提 下，如何提高飞行器的续航能力. Primary feather Secondary feather Shaft Scapular Coverts Wing butt 图 8    鸟类翅膀结构 Fig.8    Structure of a bird wing 2.1.1    迎角、扑翼频率、来流速度对飞行器气动特 性的影响 经研究发现，扑翼频率、飞行迎角、来流速度 等对仿鸟扑翼飞行器飞行的升力和推力都有很大 图 7    烟流法下显示的流场 Fig.7    Flow field under the smoke flow method 付    强等： 仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展 · 5 ·

工程科学学报，第44卷，第X期 影响.太高的扑翼频率不利于提高飞行器续航，过 该天平力测量相对误差小于0.06×102N,力矩测 低的扑翼频率又可能使得升力不够，而且扑翼频 量相对误差小于0.2×102Ncm,该实验数据采集 率的确定关系着驱动结构的设计和电机的选型； 系统采用了高速数据采集卡，最高采集速度可实 飞行迎角和来流速度的选择也会影响飞行器的稳 现每秒采集20000点.另外，熊超和昂海松在实验 定飞行和续航，所以有必要对这三个影响飞行器 中使用的飞行器略有不同，昂海松在实验中使用 气动性能的因素进行实验研究.熊超和宋笔锋) 的飞行器翼展略小于熊超在实验中使用的飞行器 利用西北工业大学的微型飞行器专用风洞对这三 的翼展，翼展长度为34cm,且翼尖处为1/4圆形， 个方面进行了研究.实验采用40cm翼展的平面 如图10所示，文献[3]和文献[19]在给出的最终 机翼，机翼面积为303cm2,根弦弦长8cm,整个飞 结论上稍有出人，这两篇文献的结论如表1所示， 行器重30g.实验采用控制变量法对扑翼频率、飞 文献[3]和文献[19]实验结论的不同可能来自于 行迎角和来流速度三个因素逐个进行了实验研 实验所用飞行器的不同，也可能是实验参数不同 究.该实验所用风洞设备为当时国内唯一的微型 导致的.比如文献[3]测量扑翼频率对升力、推力 飞行器专用风洞，该风洞采用直流式结构，全长只 的影响时，采用的迎角为6°，来流速度为7ms, 有700mm,试验段口径为500mm×500mm,具有 而后者采用的迎角为7.5°，来流速度为5ms.当 较低的湍流度和较大的风速变化范围.风洞力测 然也有可能是其他因素，比如文献[3)]和文献[19] 量设备采用了西北工业大学自研三分量天平，X轴 所用的仿生扑翼飞行器翼型不同. 分量量程为3N,Y轴分量量程为5N,俯仰力矩量 程为1.5Nm,该天平在设计时便充分考虑了仿生 扑翼飞行器对天平和支撑的刚度要求以及应变梁 的输出灵敏性，材料采用了美国进口的预应力超 硬铝，并考虑到与模型连接的方便和可靠，将天平 和支撑做成了一个整体.经试验测试，该天平具有 良好的动态响应性能和较高的精度.另外本试验 配置了齐全的采集和控制设备，具有自动调节飞 图10昂海松等实验所用扑翼飞行器 行器迎角、流场风速以及数据的实时采集等功能， Fig.10 Flapping-wing aerial vehicle used by Ang HS'steam 图9为熊超和宋笔锋)实验所用仿生扑翼飞行器 对于两个团队研究成果的差异可能来自于试 实验的目的是确定升力、推力随这三个影响因素 验时迎角或来流速度不同的猜想，在伊朗谢里夫 的变化规律，从而更好地指导以后的飞行器设计 理工大学2011年的一项实验中得到了验证，该 实验最终表明迎角和来流速度是影响升力的主要 实验的内容和上述两个团队的实验内容一致，均 因素，而扑动频率是影响推力的主要因素 为探索扑动频率、迎角和来流速度对飞行器气动 性能的影响，但文献[20]对于每个影响因素的研 (b) 究都做了多项实验，比如在研究扑翼频率的影响 时，文献[3]和文献[19]都只做了迎角和来流速度 固定为某个值时的一组实验，但文献[20]却做了 U cm 迎角和来流速度不同组合的多个实验，这就使得 -15cm- 伊朗研究团队的实验更加全面深入.图11展示了 图9熊超和宋笔锋所用仿生扑翼飞行器和实验机翼.()实验用仿 生扑翼飞行器：(b)实验机翼倒 伊朗研究团队所设计的机翼结构和完成后的机翼 Fig.9 Flapping-wing aerial vehicle and the experimental wing used by 平面图.图12为伊朗团队实验所用的仿生扑翼飞 Xiong C and Song B F:(a)experimental flapping-wing aerial vehicle;(b) 行器和扑翼系统在风洞试验段中的示意图 experimental wing 文献[20]研究发现平均升力随迎角呈线性关 昂海松等也对扑冀频率、飞行迎角和来流 系增长，随来流速度呈二次函数关系增长，而与扑 速度进行了实验研究.实验风洞为南京航空航天 翼频率弱相关.在扑翼频率对推力影响方面，平均 大学低紊流度风洞，该风洞采用回流式结构，试验 推力值随扑动频率的增加呈二次函数变化，在不 段口径也相对较大，达到0.75m.实验中力测量设 同的迎角下总体趋势不变.在扑翼频率对升力影 备采用了南京航空大学自研的精微六分量天平， 响方面，要分低频和高频来看.对于低扑翼频率

影响. 太高的扑翼频率不利于提高飞行器续航，过 低的扑翼频率又可能使得升力不够，而且扑翼频 率的确定关系着驱动结构的设计和电机的选型； 飞行迎角和来流速度的选择也会影响飞行器的稳 定飞行和续航，所以有必要对这三个影响飞行器 气动性能的因素进行实验研究. 熊超和宋笔锋[3] 利用西北工业大学的微型飞行器专用风洞对这三 个方面进行了研究. 实验采用 40 cm 翼展的平面 机翼，机翼面积为 303 cm2 ，根弦弦长 8 cm，整个飞 行器重 30 g. 实验采用控制变量法对扑翼频率、飞 行迎角和来流速度三个因素逐个进行了实验研 究. 该实验所用风洞设备为当时国内唯一的微型 飞行器专用风洞，该风洞采用直流式结构，全长只 有 700 mm，试验段口径为 500 mm×500 mm，具有 较低的湍流度和较大的风速变化范围. 风洞力测 量设备采用了西北工业大学自研三分量天平，X 轴 分量量程为 3 N，Y 轴分量量程为 5 N，俯仰力矩量 程为 1.5 N·m，该天平在设计时便充分考虑了仿生 扑翼飞行器对天平和支撑的刚度要求以及应变梁 的输出灵敏性，材料采用了美国进口的预应力超 硬铝，并考虑到与模型连接的方便和可靠，将天平 和支撑做成了一个整体. 经试验测试，该天平具有 良好的动态响应性能和较高的精度. 另外本试验 配置了齐全的采集和控制设备，具有自动调节飞 行器迎角、流场风速以及数据的实时采集等功能， 图 9 为熊超和宋笔锋[3] 实验所用仿生扑翼飞行器. 实验的目的是确定升力、推力随这三个影响因素 的变化规律，从而更好地指导以后的飞行器设计. 实验最终表明迎角和来流速度是影响升力的主要 因素，而扑动频率是影响推力的主要因素. 15 cm 40 cm (a) (b) 图 9    熊超和宋笔锋所用仿生扑翼飞行器和实验机翼. （a）实验用仿 生扑翼飞行器；（b）实验机翼[3] Fig.9    Flapping-wing aerial vehicle and the experimental wing used by Xiong C and Song B F: (a) experimental flapping-wing aerial vehicle；(b) experimental wing[3] 昂海松等[19] 也对扑翼频率、飞行迎角和来流 速度进行了实验研究. 实验风洞为南京航空航天 大学低紊流度风洞，该风洞采用回流式结构，试验 段口径也相对较大，达到 0.75 m. 实验中力测量设 备采用了南京航空大学自研的精微六分量天平， 该天平力测量相对误差小于 0.06×10−2 N，力矩测 量相对误差小于 0.2×10−2 N·cm，该实验数据采集 系统采用了高速数据采集卡，最高采集速度可实 现每秒采集 20000 点. 另外，熊超和昂海松在实验 中使用的飞行器略有不同，昂海松在实验中使用 的飞行器翼展略小于熊超在实验中使用的飞行器 的翼展，翼展长度为 34 cm，且翼尖处为 1/4 圆形， 如图 10 所示. 文献 [3] 和文献 [19] 在给出的最终 结论上稍有出入，这两篇文献的结论如表 1 所示， 文献 [3] 和文献 [19] 实验结论的不同可能来自于 实验所用飞行器的不同，也可能是实验参数不同 导致的. 比如文献 [3] 测量扑翼频率对升力、推力 的影响时，采用的迎角为 6°，来流速度为 7 m·s−1 ， 而后者采用的迎角为 7.5°，来流速度为 5 m·s−1 . 当 然也有可能是其他因素，比如文献 [3] 和文献 [19] 所用的仿生扑翼飞行器翼型不同. 图 10    昂海松等实验所用扑翼飞行器[19] Fig.10    Flapping-wing aerial vehicle used by Ang H S’s team[19] 对于两个团队研究成果的差异可能来自于试 验时迎角或来流速度不同的猜想，在伊朗谢里夫 理工大学 2011 年的一项实验中得到了验证[20] . 该 实验的内容和上述两个团队的实验内容一致，均 为探索扑动频率、迎角和来流速度对飞行器气动 性能的影响，但文献 [20] 对于每个影响因素的研 究都做了多项实验，比如在研究扑翼频率的影响 时，文献 [3] 和文献 [19] 都只做了迎角和来流速度 固定为某个值时的一组实验，但文献 [20] 却做了 迎角和来流速度不同组合的多个实验，这就使得 伊朗研究团队的实验更加全面深入. 图 11 展示了 伊朗研究团队所设计的机翼结构和完成后的机翼 平面图. 图 12 为伊朗团队实验所用的仿生扑翼飞 行器和扑翼系统在风洞试验段中的示意图. 文献 [20] 研究发现平均升力随迎角呈线性关 系增长，随来流速度呈二次函数关系增长，而与扑 翼频率弱相关. 在扑翼频率对推力影响方面，平均 推力值随扑动频率的增加呈二次函数变化，在不 同的迎角下总体趋势不变. 在扑翼频率对升力影 响方面，要分低频和高频来看. 对于低扑翼频率， · 6 · 工程科学学报，第 44 卷，第 X 期

付强等：仿生扑冀飞行器风洞实验研究进展 7 表1熊超团队和昂海松团队实验结果展示 Table 1 Experimental results of Xiong C's team and Ang H S's team Team Variable Change of the angle of attack Change of flapping frequency Change of wind speed Lift Increase Basically constant Increase Xiong C Thrust Decrease Increase Decrease Lift Increase Increase Increase Ang HS Thrust Basically constant Increase Decrease (a) Main spar (b) 34cm Rear spar 32 cm 4 cm cm Rib 图11仿生扑翼飞行器翼肋及机翼形状平面图.()翼肋结构：(b)机翼形状平面图 Fig.11 Plan view of wing rib and wing shape of bionic flapping-wing aerial vehicle:(a)structure of the wing rib;(b)schematic of the planform view of the wing shape (a) (b) (c) a) (b) The wind direction (d) (e) (① Open test section (g) (h) (① -Model. 》 图15翼展处的翼型截面图.(a)10%翼长；(b)20%翼长；(c)30%翼 图12仿生扑翼飞行器整机及扑翼系统示意图.(a)仿生扑翼飞行器 长：(d)40%翼长：(e)50%翼长：(f)60%翼长：(g)70%翼长：(h) 整机：(b)开放试验段风洞中的扑翼系统2画 80%翼长：(i)90%翼长四 Fig.12 Schematic of the whole bionic flapping-wing aerial vehicle:(a) Fig.15 Airfoil section at wingspan:(a)10%chord;(b)20%chord;(c) the whole bionic flapping-wing aerial vehicle;(b)flapping wing system 30%chord;(d)40%chord;(e)50%chord;(f)60%chord;(g)70% in the open test section of a wind tunnel chord;(h)80%chord;(i)90%chordz 升力随扑翼频率的变化可以忽略不计：对于高扑 状态的一系列风洞实验和数值计算，总结了尾翼 翼频率，扑翼频率对升力的影响不如来流速度对 对仿生扑翼飞行器的若干作用.具体来说，包括影 升力的影响大，扑翼频率的增加只能较小地增加 响升阻力大小、全机气动焦点的后移和减小飞行 升力.在低攻角时，升力随扑翼频率的增大而减小， 时的一些动态特性（飞行时机身的一些沉浮和俯 基本呈扑翼频率的二次方变化. 仰运动特性)，该研究指出尾翼可以减小20%以上 2.1.2尾翼对飞行器飞行性能的影响 的竖直方向的位移和迎角变化. 鸟类在飞行过程中，通过尾部快速连续移动 此外，李喜喆网在风洞中，通过调整尾翼与机 以保持飞行稳定性，特别是进行俯仰控制.没有 身的夹角，得到了尾翼压强分布图，分析了尾翼与 它，鸟类几乎不能飞行.在变速风洞中对训练有素 机身夹角和升力系数的关系.研究人员发现随着 的喜鹊和鸽子进行的飞行运动学研究表明，它们 尾翼与机身夹角的逐渐增大，尾翼所产生的升力 的肌体俯仰角和尾翼展开角随飞行速度的增加而 系数与夹角接近线性增长关系.黄灿等2研究了 减小四.对家燕的飞行运动学记录表明，尾翼展开 尾翼形状、张开角度及材料柔性三个方面，图13 角和尾翼俯仰角随飞行速度的变化而变化四.鉴 展示了黄灿实验用的椭圆形和燕尾形尾翼.实验 于鸟类尾翼的重要作用，对仿鸟扑翼飞行器尾翼 结果发现椭圆形和燕尾形尾翼具有更大的力矩， 的研究显得十分重要 而形状越接近三角形，所受力也越大；张开角度越 国内方面，熊超在其一项研究中通过对西 大，椭圆形尾翼和燕尾形尾翼的力和力矩都增大， 北工业大学自研飞行器进行有尾翼和无尾翼两种 但椭圆形尾翼随角度变化更为均匀：随着柔性变

升力随扑翼频率的变化可以忽略不计；对于高扑 翼频率，扑翼频率对升力的影响不如来流速度对 升力的影响大，扑翼频率的增加只能较小地增加 升力. 在低攻角时，升力随扑翼频率的增大而减小， 基本呈扑翼频率的二次方变化. 2.1.2    尾翼对飞行器飞行性能的影响 鸟类在飞行过程中，通过尾部快速连续移动 以保持飞行稳定性，特别是进行俯仰控制. 没有 它，鸟类几乎不能飞行. 在变速风洞中对训练有素 的喜鹊和鸽子进行的飞行运动学研究表明，它们 的肌体俯仰角和尾翼展开角随飞行速度的增加而 减小[21] . 对家燕的飞行运动学记录表明，尾翼展开 角和尾翼俯仰角随飞行速度的变化而变化[22] . 鉴 于鸟类尾翼的重要作用，对仿鸟扑翼飞行器尾翼 的研究显得十分重要. 国内方面，熊超[23] 在其一项研究中通过对西 北工业大学自研飞行器进行有尾翼和无尾翼两种 状态的一系列风洞实验和数值计算，总结了尾翼 对仿生扑翼飞行器的若干作用. 具体来说，包括影 响升阻力大小、全机气动焦点的后移和减小飞行 时的一些动态特性（飞行时机身的一些沉浮和俯 仰运动特性），该研究指出尾翼可以减小 20% 以上 的竖直方向的位移和迎角变化. 此外，李喜喆[24] 在风洞中，通过调整尾翼与机 身的夹角，得到了尾翼压强分布图，分析了尾翼与 机身夹角和升力系数的关系. 研究人员发现随着 尾翼与机身夹角的逐渐增大，尾翼所产生的升力 系数与夹角接近线性增长关系. 黄灿等[25] 研究了 尾翼形状、张开角度及材料柔性三个方面，图 13 展示了黄灿实验用的椭圆形和燕尾形尾翼. 实验 结果发现椭圆形和燕尾形尾翼具有更大的力矩， 而形状越接近三角形，所受力也越大；张开角度越 大，椭圆形尾翼和燕尾形尾翼的力和力矩都增大， 但椭圆形尾翼随角度变化更为均匀；随着柔性变 表 1 熊超团队和昂海松团队实验结果展示 Table 1 Experimental results of Xiong C’s team and Ang H S’s team Team Variable Change of the angle of attack Change of flapping frequency Change of wind speed Xiong C Lift Increase Basically constant Increase Thrust Decrease Increase Decrease Ang H S Lift Increase Increase Increase Thrust Basically constant Increase Decrease Main spar Rear spar Rib 15 cm 34 cm 32 cm16.3 cm 17.4 cm 14.5 cm (a) (b) 图 11    仿生扑翼飞行器翼肋及机翼形状平面图. （a） 翼肋结构；（b）机翼形状平面图 Fig.11    Plan view of wing rib and wing shape of bionic flapping-wing aerial vehicle: (a) structure of the wing rib; (b) schematic of the planform view of the wing shape The wind direction Open test section Model (a) (b) 图 12    仿生扑翼飞行器整机及扑翼系统示意图. （a）仿生扑翼飞行器 整机；（b）开放试验段风洞中的扑翼系统[20] Fig.12    Schematic of the whole bionic flapping-wing aerial vehicle: (a) the whole bionic flapping-wing aerial vehicle; (b) flapping wing system in the open test section of a wind tunnel[20] (a) (d) (b) (e) (c) (f) (g) (h) (i) 图 15    翼展处的翼型截面图. （a）10% 翼长；（b）20% 翼长；（c）30% 翼 长 ；（d）40% 翼长 ；（e）50% 翼长 ；（f）60% 翼长 ；（g）70% 翼长 ；（h） 80% 翼长；（i）90% 翼长[32] Fig.15    Airfoil section at wingspan: (a) 10% chord; (b) 20% chord; (c) 30% chord;  (d)  40% chord;  (e)  50% chord;  (f)  60% chord;  (g)  70% chord; (h) 80% chord; (i) 90% chord[32] 付    强等： 仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展 · 7 ·

工程科学学报，第44卷，第X期 形度增大，各个力都减小，但柔性程度对燕尾形尾 组仿信鸽的翅膀，该组翅膀截取了从翼根10%半 翼的影响更大 翼展位置到翼尖90%半翼展位置的9组翼型模 型，用来研究翼型对飞行器的气动性能的影响 (a) (b) 图15展示了蔡常睿截取的9组翼型.实验中对比 得出了雷诺数在7×10和8×10两种情况下，攻角 为4时不同翼型的升阻比情况，同时分析了单个 图13椭圆形和燕尾形尾翼.(a)椭圆形：(b)燕尾形P) 翼型在不同攻角时的升阻比 Fig.13 The oval and dovetail tails:(a)oval tail;(b)dovetaile 史继拓等通过观察海鸥翅膀，发现海鸥翅 国外也有一些机构进行了尾翼对飞行稳定性 膀前缘向前具有一定的凸起，向上具有一定的弧 的影响的研究26-2，Lee等2用自研仿生扑翼飞行 度.具体结构如图16所示.为了探究这两点对扑 器研究了尾翼对提高仿生扑翼飞行器纵向飞行稳 翼飞行器气动特性的影响，他们设计制作了三款 定性的作用，所用仿生扑翼飞行器如图14所示. 翅翼：仅前凸翼型、仅上弯翼型和既前凸又上弯翼 研究发现：(1)尾翼降低了机体俯仰角的振幅：(2) 型，采用三维扫描和逆向工程技术重建了翅翼模 尾翼使仿生扑翼飞行器向前飞行的平均速度有所 型.打印制作后，经过一系列风洞吹风实验，比较 增加.结论(1)表明尾翼可以改善仿生扑翼飞行器 分析了三款翅翼翼型机翼表面流场特征以及气动 纵向稳定性；结论(2)提醒我们除了可以通过改变 参数变化.研究发现，完全构型仿生机翼（既前凸 扑翼频率来实现起飞、加速和着陆控制，还可以通 又上弯的机翼)，其升阻比和升力系数都高于仿生 过调整周期性尾翼运动的相位来控制起飞、加速 翼型平直机翼（仅前凸的机翼），且翼型仿生机翼 和着陆时的平均速度，从而提高稳定性 (仅上弯的机翼)的升阻比都基本在机翼攻角为 3时达到最大值.这与邵立民等在风洞实验中 关于翼型弯度对机翼升力、阻力系数的影响结果 一致.邵立民等两的研究成果中显示，在低速情 况下，带弯度翼型机翼升力系数普遍比平板机翼 大60%.目前国内大多数飞行器都还是采用仿生 翼型平直机翼，蔡常睿四和史继拓等B]的研究成 果为仿生飞行器的性能提升和机翼的翼型设计都 图14试验用仿生扑翼飞行器整机图网 指明了一条道路.未来应该有越来越多的仿生扑 Fig.14 The whole bionic flapping-wing aerial vehicle for testing 翼飞行器采用翼型仿生机翼，用以提升飞行器的 2.1.3翅膀翼型对飞行器气动特性的影响 性能 众所周知，真实鸟类的翅膀在飞行时并不是 一个完全平直的形状，而是有一定的弧度，并且翅 膀在靠近翼根处会向前凸起一定的角度.这两个 特点是否对鸟类能够平稳飞行起到作用？起到的 作用又有多大？同时，如果把这两个特点应用到 仿生扑翼飞行器上，是否会对飞行器的气动性能 起到影响？这些都是亟待研究的问题.机翼是产 图16具有上弯和前凸特征的海鸥翅膀 生升力的主要部件，早在1910年，俄罗斯航空之 Fig.16 Wings of a seagull characterized by upper bending and anterior 父Zhukovsky就对机翼的翼型进行了研究，发现了 protrusion 翼型对机翼的升阻比特性有着重要的影响2， 此外，在仿鸟扑翼飞行器风洞实验方面还有 Ashraf等B0研究了不同厚度和弧度的翼型对推进 很多研究成果，如邵立民等通过风洞实验研究 性能的影响：Unger等B对海鸥的翼型剖面进行了 了机翼平面翼面形状对飞行器气动特性的影响， 研究.如今，各个航空发达的国家，如美国、德国、 张亚锋等B)研究了扑动幅值角对仿生扑翼飞行器 英国等均建立了自己的翼型数据库，而我国至今 气动特性的影响，李康康和陈巍巍研究了不同 没有自己的翼型数据库，但是在翼型方面的研究 的扑翼刚度和扑翼频率的组合对仿生扑翼飞行器 我们从没有停下过脚步.蔡常睿四设计制作了一 升力和推力的影响，石成明等B7、Warkentin和

形度增大，各个力都减小，但柔性程度对燕尾形尾 翼的影响更大. (a) (b) 图 13    椭圆形和燕尾形尾翼. （a）椭圆形；（b）燕尾形[25] Fig.13    The oval and dovetail tails: (a) oval tail； (b) dovetail[25] 国外也有一些机构进行了尾翼对飞行稳定性 的影响的研究[26−28] ，Lee 等[26] 用自研仿生扑翼飞行 器研究了尾翼对提高仿生扑翼飞行器纵向飞行稳 定性的作用，所用仿生扑翼飞行器如图 14 所示. 研究发现：（1）尾翼降低了机体俯仰角的振幅；（2） 尾翼使仿生扑翼飞行器向前飞行的平均速度有所 增加. 结论（1）表明尾翼可以改善仿生扑翼飞行器 纵向稳定性；结论（2）提醒我们除了可以通过改变 扑翼频率来实现起飞、加速和着陆控制，还可以通 过调整周期性尾翼运动的相位来控制起飞、加速 和着陆时的平均速度，从而提高稳定性. 图 14    试验用仿生扑翼飞行器整机图[26] Fig.14    The whole bionic flapping-wing aerial vehicle for testing[26] 2.1.3    翅膀翼型对飞行器气动特性的影响 众所周知，真实鸟类的翅膀在飞行时并不是 一个完全平直的形状，而是有一定的弧度，并且翅 膀在靠近翼根处会向前凸起一定的角度. 这两个 特点是否对鸟类能够平稳飞行起到作用？起到的 作用又有多大？同时，如果把这两个特点应用到 仿生扑翼飞行器上，是否会对飞行器的气动性能 起到影响？这些都是亟待研究的问题. 机翼是产 生升力的主要部件，早在 1910 年，俄罗斯航空之 父 Zhukovsky 就对机翼的翼型进行了研究，发现了 翼型对机翼的升阻比特性有着重要的影响 [29] ； Ashraf 等[30] 研究了不同厚度和弧度的翼型对推进 性能的影响；Unger 等[31] 对海鸥的翼型剖面进行了 研究. 如今，各个航空发达的国家，如美国、德国、 英国等均建立了自己的翼型数据库，而我国至今 没有自己的翼型数据库，但是在翼型方面的研究 我们从没有停下过脚步. 蔡常睿[32] 设计制作了一 组仿信鸽的翅膀，该组翅膀截取了从翼根 10% 半 翼展位置到翼尖 90% 半翼展位置的 9 组翼型模 型，用来研究翼型对飞行器的气动性能的影响. 图 15 展示了蔡常睿截取的 9 组翼型. 实验中对比 得出了雷诺数在 7×104 和 8×104 两种情况下，攻角 为 4°时不同翼型的升阻比情况，同时分析了单个 翼型在不同攻角时的升阻比. 史继拓等[33] 通过观察海鸥翅膀，发现海鸥翅 膀前缘向前具有一定的凸起，向上具有一定的弧 度. 具体结构如图 16 所示. 为了探究这两点对扑 翼飞行器气动特性的影响，他们设计制作了三款 翅翼：仅前凸翼型、仅上弯翼型和既前凸又上弯翼 型，采用三维扫描和逆向工程技术重建了翅翼模 型. 打印制作后，经过一系列风洞吹风实验，比较 分析了三款翅翼翼型机翼表面流场特征以及气动 参数变化. 研究发现，完全构型仿生机翼（既前凸 又上弯的机翼），其升阻比和升力系数都高于仿生 翼型平直机翼（仅前凸的机翼），且翼型仿生机翼 （仅上弯的机翼）的升阻比都基本在机翼攻角为 3°时达到最大值. 这与邵立民等[34] 在风洞实验中 关于翼型弯度对机翼升力、阻力系数的影响结果 一致. 邵立民等[34] 的研究成果中显示，在低速情 况下，带弯度翼型机翼升力系数普遍比平板机翼 大 60％. 目前国内大多数飞行器都还是采用仿生 翼型平直机翼，蔡常睿[32] 和史继拓等[33] 的研究成 果为仿生飞行器的性能提升和机翼的翼型设计都 指明了一条道路. 未来应该有越来越多的仿生扑 翼飞行器采用翼型仿生机翼，用以提升飞行器的 性能. 图 16    具有上弯和前凸特征的海鸥翅膀 Fig.16    Wings of a seagull characterized by upper bending and anterior protrusion 此外，在仿鸟扑翼飞行器风洞实验方面还有 很多研究成果，如邵立民等通过风洞实验[34] 研究 了机翼平面翼面形状对飞行器气动特性的影响， 张亚锋等[35] 研究了扑动幅值角对仿生扑翼飞行器 气动特性的影响，李康康和陈巍巍[36] 研究了不同 的扑翼刚度和扑翼频率的组合对仿生扑翼飞行器 升力和推力的影响 ，石成明等 [37]、 Warkentin 和 · 8 · 工程科学学报，第 44 卷，第 X 期

付强等：仿生扑冀飞行器风洞实验研究进展 9 DeLaurier都通过风洞实验研究了串列翼对扑翼 洞实验 飞行器推进性能的影响，付鹏等研究了小范围 22.1翅膀形状对飞行器气动特性的影响 内扑翼频率和扑翼幅度对推力和功率的影响等. 自然界中，各种飞行昆虫如蝴蝶、蜻蜓等翅膀 2.2仿昆虫扑翼飞行器风洞实验 形状千差万别，而他们所具有的飞行特征也千差 虽然现在对仿鸟扑翼飞行器的研究依然是一 万别.比如，蝴蝶飞行只需很小的扑翼频率就可以 个热点，但是随着微动力与能源系统的研究，人们 飞行，而蜻蜓则要达到更高的扑翼频率才能够使 已经对仿昆虫扑翼飞行器展现出了越来越高昂的 其正常飞行，这之间的差异，是不是由其翅膀形状 热情，特别是昆虫的飞行雷诺数和微型仿生扑翼 的不同而导致的？如果是，翅膀形状又对飞行器 飞行器的飞行雷诺数相当，使得仿昆虫扑翼飞行 的气动性能有多大影响？ 器很可能成为仿生飞行器领域的下一个领军者 国外Muniappan等啊对平面翅膀形状对飞行 自从“蜜蜂悖论”现象出现以来，研究人员对小型 器气动特性的影响做了研究，实验所用风洞设备 昆虫的结构、运动学和空气动力学方面表现出了 为开口式结构，试验段口径仅为350mm×350mm. 浓厚的兴趣.特别是昆虫具有的悬停能力以及极 实验采用了一种基于应变片，可同时测量升力和 小的体积，都使得其在执行任务时具有更好的侦 推力的天平，整个天平采用“倒L”结构，升力的测 察和隐蔽能力 量可以由天平弯道处的应变计算出来.该天平采 昆虫与鸟类的主要区别在于翅膀.昆虫可以 用的电路设计可以消除弯道附近的轴向推力的相 携带接近于两倍自身体重的物品飞行o,金晓怡 互作用，但是无法消除支架根部升力和推力的相 等在一篇研究中就指出这一现象可能与其翅翼的 互作用，但是由于升力可测，所以推力可以由计算 结构密不可分首先昆虫的翅膀不像鸟类一样 得出.实验中全部采用仿生翼面形状.如图18所 拥有厚厚的羽毛和复杂的结构，昆虫的翅膀一般 示即为文献[45]实验用的机翼形状，包括蜻蜓、蝴 分翅脉和翅膜两部分，翅脉做支撑，翅膜相当于蒙 蝶、蜂鸟和鸽子四种翼面形状.实验中的四对翅 皮四，有些昆虫还会有毛发状的翅翼结构，甚至拥 膀不仅翼面材料和支撑材料相同，而且四对翅膀 有多对翅膀，图17为某类昆虫翅膀的结构.有学 的翼面面积也相同，最后又通过一种巧妙的方法 者对昆虫翅膀进行研究发现，其翅膀是变刚度的 消除了展弦比(Aspect ratio.,AR)对气动力的影响， 柔性体43) 具体方法为：首先通过实验研究了展弦比对仿生 扑翼飞行器气动力的影响，其次通过实验数据对 定常空气动力学中展弦比对飞行器气动力影响的 公式进行了改进，得到了展弦比对仿生扑翼飞行 器气动力影响的经验公式，之后用该公式对四种 翼面形状对气动力的影响结果进行了修正，消除 图17昆翅的结构 了展弦比对气动力的影响.文献[45)研究结果显 Fig.17 Structure of an insect wing 示，在一个较高的频率上时，昆虫形状的翅膀似乎 由于昆虫体积太小，导致仿昆虫扑翼飞行器 比鸟类形状的翅膀在升力的表现上更好，并对造 对能源和控制器的要求极为苛刻，微型的仿昆虫 成这种现象的原因进行了分析：与固定翼飞机机 扑翼飞行器的实验研究难度很大.虽然美国哈佛 翼相比，昆虫的翼根弦比翼尖弦小很多，而鸟类的 大学的微型机器人实验室采用压电驱动经过多年 翼根弦比翼尖弦要大，昆虫的这种翅膀形状，使它 研究，成功制作了一款翼展3cm、高2.4mm的微 们具有较高的气动弹性、较小的颤振和发散速度， 型仿昆虫扑翼飞行器，但是受负载、微动力与能 也使得在相同展弦比和机翼面积的情况下，其升 源系统研究的限制，目前仿昆虫扑翼飞行器实验 力比刚性机翼更大 研究的对象多是蝴蝶和蜻蜓这类稍大些的昆虫 2.2.2昆虫四翼结构对飞行器气动特性的影响 另外，仿昆虫扑翼飞行器的尺寸不是1：1复刻自 昆虫拥有独特的多翼结构.微型飞行器需要 然界中的蝴蝶和蜻蜓，往往都是形状相似，而尺寸 在极小的体积下提供尽可能大的升力，昆虫独特 则是放大了数倍，用来研究其翅膀形状和扑翼频 的多翼结构可能会为飞行器提供更高的升力.现 率对于扑翼飞行器气动特性的影响.本节也将着 在已经有很多采用多翼结构的仿生扑翼飞行器被 重介绍仿蜻蜓、蝴蝶等昆虫的仿生扑翼飞行器风 研制出来，也表现出了良好的飞行性能，例如Ryu

DeLaurier [38] 都通过风洞实验研究了串列翼对扑翼 飞行器推进性能的影响，付鹏等[39] 研究了小范围 内扑翼频率和扑翼幅度对推力和功率的影响等. 2.2    仿昆虫扑翼飞行器风洞实验 虽然现在对仿鸟扑翼飞行器的研究依然是一 个热点，但是随着微动力与能源系统的研究，人们 已经对仿昆虫扑翼飞行器展现出了越来越高昂的 热情，特别是昆虫的飞行雷诺数和微型仿生扑翼 飞行器的飞行雷诺数相当，使得仿昆虫扑翼飞行 器很可能成为仿生飞行器领域的下一个领军者. 自从“蜜蜂悖论”现象出现以来，研究人员对小型 昆虫的结构、运动学和空气动力学方面表现出了 浓厚的兴趣. 特别是昆虫具有的悬停能力以及极 小的体积，都使得其在执行任务时具有更好的侦 察和隐蔽能力. 昆虫与鸟类的主要区别在于翅膀. 昆虫可以 携带接近于两倍自身体重的物品飞行[40] ，金晓怡 等在一篇研究中就指出这一现象可能与其翅翼的 结构密不可分[41] . 首先昆虫的翅膀不像鸟类一样 拥有厚厚的羽毛和复杂的结构，昆虫的翅膀一般 分翅脉和翅膜两部分，翅脉做支撑，翅膜相当于蒙 皮[42] ，有些昆虫还会有毛发状的翅翼结构，甚至拥 有多对翅膀，图 17 为某类昆虫翅膀的结构. 有学 者对昆虫翅膀进行研究发现，其翅膀是变刚度的 柔性体[43] . 图 17    昆翅的结构 Fig.17    Structure of an insect wing 由于昆虫体积太小，导致仿昆虫扑翼飞行器 对能源和控制器的要求极为苛刻，微型的仿昆虫 扑翼飞行器的实验研究难度很大. 虽然美国哈佛 大学的微型机器人实验室采用压电驱动经过多年 研究，成功制作了一款翼展 3 cm、高 2.4 mm 的微 型仿昆虫扑翼飞行器[44] ，但是受负载、微动力与能 源系统研究的限制，目前仿昆虫扑翼飞行器实验 研究的对象多是蝴蝶和蜻蜓这类稍大些的昆虫. 另外，仿昆虫扑翼飞行器的尺寸不是 1∶1 复刻自 然界中的蝴蝶和蜻蜓，往往都是形状相似，而尺寸 则是放大了数倍，用来研究其翅膀形状和扑翼频 率对于扑翼飞行器气动特性的影响. 本节也将着 重介绍仿蜻蜓、蝴蝶等昆虫的仿生扑翼飞行器风 洞实验. 2.2.1    翅膀形状对飞行器气动特性的影响 自然界中，各种飞行昆虫如蝴蝶、蜻蜓等翅膀 形状千差万别，而他们所具有的飞行特征也千差 万别. 比如，蝴蝶飞行只需很小的扑翼频率就可以 飞行，而蜻蜓则要达到更高的扑翼频率才能够使 其正常飞行，这之间的差异，是不是由其翅膀形状 的不同而导致的？如果是，翅膀形状又对飞行器 的气动性能有多大影响？ 国外 Muniappan 等[45] 对平面翅膀形状对飞行 器气动特性的影响做了研究，实验所用风洞设备 为开口式结构，试验段口径仅为 350 mm×350 mm. 实验采用了一种基于应变片，可同时测量升力和 推力的天平，整个天平采用“倒 L”结构，升力的测 量可以由天平弯道处的应变计算出来. 该天平采 用的电路设计可以消除弯道附近的轴向推力的相 互作用，但是无法消除支架根部升力和推力的相 互作用，但是由于升力可测，所以推力可以由计算 得出. 实验中全部采用仿生翼面形状. 如图 18 所 示即为文献 [45] 实验用的机翼形状，包括蜻蜓、蝴 蝶、蜂鸟和鸽子四种翼面形状. 实验中的四对翅 膀不仅翼面材料和支撑材料相同，而且四对翅膀 的翼面面积也相同，最后又通过一种巧妙的方法 消除了展弦比（Aspect ratio, AR）对气动力的影响， 具体方法为：首先通过实验研究了展弦比对仿生 扑翼飞行器气动力的影响，其次通过实验数据对 定常空气动力学中展弦比对飞行器气动力影响的 公式进行了改进，得到了展弦比对仿生扑翼飞行 器气动力影响的经验公式，之后用该公式对四种 翼面形状对气动力的影响结果进行了修正，消除 了展弦比对气动力的影响. 文献 [45] 研究结果显 示，在一个较高的频率上时，昆虫形状的翅膀似乎 比鸟类形状的翅膀在升力的表现上更好，并对造 成这种现象的原因进行了分析：与固定翼飞机机 翼相比，昆虫的翼根弦比翼尖弦小很多，而鸟类的 翼根弦比翼尖弦要大，昆虫的这种翅膀形状，使它 们具有较高的气动弹性、较小的颤振和发散速度， 也使得在相同展弦比和机翼面积的情况下，其升 力比刚性机翼更大. 2.2.2    昆虫四翼结构对飞行器气动特性的影响 昆虫拥有独特的多翼结构. 微型飞行器需要 在极小的体积下提供尽可能大的升力，昆虫独特 的多翼结构可能会为飞行器提供更高的升力. 现 在已经有很多采用多翼结构的仿生扑翼飞行器被 研制出来，也表现出了良好的飞行性能，例如 Ryu 付    强等： 仿生扑翼飞行器风洞实验研究进展 · 9 ·