本发明涉及仿生扑翼飞行器领域，尤其涉及一种实现扑固翼结构多角度精确转换的系统及方法。
背景技术
扑翼飞行器是一种模仿飞鸟或昆虫飞行原理设计制造的新概念飞行器。与固定翼飞机不同，固定翼飞机是依靠机翼产生升力，依靠发动机的推力或牵引产生前行力，而扑翼飞行器的升力和推力都是由一个扑翼系统产生。扑翼飞行具有特殊的气动特性，更易于向微型化发展。仿生学研究表明，当尺寸小到一定程度之后，扑翼飞行具有无法替代的特性。此外扑翼飞行器还具有尺寸小、重量轻和隐蔽性好的特点，基于此重要的战略意义，广泛受到军事领域的重视，在近几十年来得到迅速的发展。
飞鸟和昆虫的翅膀在整个飞行过程中都有个共同的运动特点——扑打，扑打是绕与其飞行方向相同的拍打轴的角度运动。在不同的飞行状态下，扑打角是变化的。飞鸟和昆虫通过改变扑打角的角度实现最佳的气动性能。滑翔得以持续的条件是：体重/速度＝移动距离/失高，因而升力与阻力的比值越高、滑翔时扑打角的角度愈小时，下沉的速度也愈慢，从而获得较远的水平滑翔距离。由此可见滑翔时扑打角角度直接影响滑翔的距离，然而并不总是滑翔距离越大越好，需要根据实际情况通过扑打角角度的变化，以调整滑翔距离。如仿信天翁变体机翼在由滑翔转为着陆时气动优化外形角度约为-5°，在由滑翔转为突防俯冲时气动优化外形角度约为30°，而在巡航时气动优化外形的角度约为-15°。
当前国内外针对大型飞鸟全飞行模式机制转换进行机构仿生的研究偏少，仅有的混合运动式仿生飞行器结构多为扑旋翼模式，即扑翼和旋翼相配合，该类飞行器仿生对象为飞虫和小型飞鸟，不适合用于对大型飞鸟的仿生研究。因此，需设计一种扑固翼运动模式的飞行器以解决上述问题。
而在扑固翼飞行器构思中一个关键问题就是，如何实现扑翼飞行模式和固定翼飞行模式间的平稳、准确转换。该转换不仅仅是扑翼和固定翼间的单一转换，还需在固定翼飞行模式下，动态调整机翼的角度，以实现飞行器在不同情况下均达到最佳气动性能。因此亟需设计一种实现扑固翼结构多角度准确转换的机电系统。
技术实现要素：
为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种实现扑固翼结构多角度精确转换的系统及方法，其具有能够实现扑翼起飞、固定翼巡航，效率高，巡航速度快，能够在巡航阶段灵活地改变固定翼的角度的效果。
本发明采用下述技术方案：
一种实现扑固翼结构多角度精确转换的系统，包括驱动装置和控制系统，驱动装置通过传动机构连接一个大齿轮，大齿轮两侧分别设有一个与之同心的滑槽，滑槽两侧通过三角式固定轴连接控制系统；
大齿轮的中心两侧分别通过曲柄摇杆机构连接机翼主翼梁，机翼主翼梁与机身主梁转动连接，大齿轮的旋转带动机翼主翼梁实现扑打操作；
机翼主翼梁的扑打幅度由安装于机身主梁侧面的角度传感器检测，角度传感器将检测信号传至控制系统，控制系统控制三角式固定轴与滑槽内某一配合孔匹配，实现扑固翼转换；
进一步的，所述滑槽内间隔设定距离设置多个配合孔，三角式固定轴与不同配合孔连接时的扑打角不同。
进一步的，所述大齿轮中心固定有中心轴，中心轴两端分别连接曲柄摇杆机构；
所述曲柄摇杆机构包括曲柄和传动摇杆，曲柄一端与中心轴相连，曲柄另一端与传动摇杆一端铰接；所述传动摇杆另一端分设为两段，且其与套设在机翼主梁架外侧的转动轴承铰接；
进一步的，所述三角式固定轴包括两组，每一组三角式固定轴包括第一连杆和第二连杆；第一连杆与第二连杆的末端通过与滑槽相适配的连接轴相连；
进一步的，第一连杆和第二连杆首端分别与控制系统转动连接，并通过步进电机驱动以改变固定角大小；
进一步的，所述机身主架两侧分别安装有转动基座，所述机翼主翼梁通过旋转轴与转动基座相连，转动基座侧面固定角度传感器；
进一步的，所述驱动装置为驱动电机，驱动电机连接有与所述大齿轮相啮合的小齿轮；
进一步的，所述控制系统包括箱体，箱体内部设置控制器，箱体底部通过转轴与三角式固定轴相连。
实现扑固翼结构多角度精确转换的系统的操作方法，包括以下步骤：
步骤(1)起飞阶段，运动模式为扑翼模式，驱动电机驱动大齿轮旋转，大齿轮通过曲柄带动传动摇杆摆动，传动摇杆通过转动轴承带动机翼主翼梁绕转动基座上下扑打；此时三角式固定轴悬空，不与大齿轮侧面滑槽接触。
步骤(2)巡航阶段，控制系统判断扑打频率是否满足设定阈值，并根据当前扑打角度信息计算扑打频率，以得到轴孔配合时间；通过控制初始角变化至固定角，使轴孔开始配合，且控制系统判断轴孔是否成功配合；轴孔成功配合后，转化成固定翼状态。
步骤(3)降落阶段，通过控制固定角变化至初始角，使三角式固定轴与配合孔脱离；当轴孔完全脱离时启动驱动电机，转化成扑翼状态。
进一步的，当扑打频率大于设定阈值时，控制系统控制驱动电机减速至扑打频率小于设定阈值。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
(1)本发明以平稳、准确地实现飞行器机翼在不同扑打速度下扑翼飞行与多角度固定翼飞行模式间的自由切换，同时能够在有效降低扑翼速度过高状态下，扑翼飞行转换为固定翼飞行对飞行器机械部件的损伤。
(2)本发明设置机翼幅度测算模块，角度传感器检测的信号由机翼幅度测算模块计算与分析，提高了扑固翼转换的准确性；具有准确性高、适应性强的效果。
附图说明
构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本申请的进一步理解，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。
图1为本发明的轴测图；
图2为本发明机翼角为30°时固定翼模式下的轴测图；
图3为本发明机翼角为-5°时固定翼模式下的轴测图；
图4为本发明的机翼角为-15°时固定翼模式下的轴测图；
图5为本发明控制系统与三角式固定轴连接轴测图；
图6为本发明控制系统与三角式固定轴连接主视图；
图7为图6的局部放大图；
图8为本发明的大齿轮结构示意图；
图9为本发明的角度传感器安装示意图；
图10为本发明三角式固定轴与控制系统呈初始角时的连接图；
图11为本发明三角式固定轴与控制系统呈固定角时的连接图；
图12为本发明控制系统流程图。
其中，1-机身主架；2-大齿轮；3-驱动电机；4a、4b-曲柄；5a、5b-传动摇杆；6a、6b-机翼主翼梁；7a、7b-转动轴承；8a、8b-转动基座；9-箱体；10-三角式固定轴；11a、11b、11c-配合孔；12-角度传感器；13-步进电机；14-第一连杆；15-第二连杆；16-连接轴；17-转轴；18-滑槽。
具体实施方式
应该指出，以下详细说明都是例示性的，旨在对本申请提供进一步的说明。除非另有指明，本文使用的所有技术和科学术语具有与本申请所属技术领域的普通技术人员通常理解的相同含义。
需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
正如背景技术所介绍的，现有技术中存在不适用于大型飞鸟的仿生研究、大多依赖于专用起降跑道的不足，为了解决如上的技术问题，本申请提出了一种实现扑固翼结构多角度精确转换的系统及方法。
本申请的一种典型的实施方式中，如图1-图11所示，提供了一种实现扑固翼结构多角度精确转换的系统，包括驱动装置、控制系统、大齿轮2、三角式固定轴10、机身主架1、曲柄摇杆机构和机翼主翼梁6a(6b)。
大齿轮2的中心固定有中心轴，中心轴的两端分别连接一曲柄摇杆机构，曲柄摇杆机构包括曲柄4a(4b)和传动摇杆5a(5b)，曲柄4a(4b)一端与中心轴相连，曲柄4a(4b)另一端与传动摇杆5a(5b)一端铰接；传动摇杆5a(5b)另一端分设为两段，形成y型结构。
机身主架1的两侧分别与一机翼主翼梁6a(6b)转动连接。
优选地，机身主架1的两侧均安装转动基座8a(8b)，转动基座8a(8b)包括两个相互平行的竖板，两竖板之间通过旋转轴连接机翼主翼梁6a(6b)。
其中一个竖板外侧(远离机翼主翼梁6a(6b)一侧)固定有角度传感器12。
所述机翼主翼梁6a(6b)周向外侧套设有转动轴承7a(7b)，转动轴承7a(7b)两侧分别与传动摇杆5a(5b)分设的两段端部铰接。
驱动装置通过传动机构与大齿轮2相连。
优选地，所述传动机构为一小齿轮，所述驱动装置为驱动电机3。
所述小齿轮安装于驱动电机3的电机轴上，小齿轮与大齿轮2啮合(此处，大、小仅为相对概念，并不对齿轮具体尺寸进行限定)，驱动电机3驱动小齿轮旋转，从而实现大齿轮2的旋转，大齿轮2通过其两侧的曲柄4a、曲柄4b驱动传动摇杆5a、传动摇杆5b上下摆动。
所述大齿轮2两侧靠近端面位置分别设有圆环形的滑槽18，滑槽18与大齿轮同心设置且具有一定深度；滑槽18内间隔一定距离设置三个配合孔，即配合孔11a、配合孔11b、配合孔11c，通过所述三个配合孔，使飞行器能够分别达到三个不同的固定机翼角，即-15°、-5°和30°。
上述配合孔直径与滑槽18宽度相等，以保证三角式固定轴10的连接轴16沿着滑槽18滑动。
其中，机翼角通过公式(1)确定：
公式(1)中，θ为机翼主翼梁6a(6b)扑打角，r为曲柄4a(4b)长度，w为大齿轮2角速度，l为曲柄4a(4b)至大齿轮2中心距离，且转动轴承7a(7b)至机翼主翼梁6a(6b)的距离也为l。
大齿轮2两侧对称分布两个三角式固定轴10，所述三角式固定轴10包括第一连杆14、第二连杆15和连接轴16，第一连杆14与第二连杆15的一端相连，二者的连接点处与一连接轴16相连；所述连接轴16的直径与滑槽18尺寸相适配。
第一连杆14与第二连杆15之间的夹角为60°，连接轴16垂直于第一连杆14、第二连杆15的连接点；连接轴16可与配合孔配合，且连接轴16直径与配合孔直径相等，达到固定大齿轮2的作用。
第一连杆14与第二连杆15的另一端分别与控制系统相连。
其中，所述控制系统包括箱体9，箱体9内部安装控制器，所述控制器包括四个控制模块，分别是驱动电机控制模块、状态校验模块、固定轴孔配合控制模块、轴孔配合时间控制模块。
优选地，所述箱体9为长方体结构。
第一连杆14与第二连杆15的另一端分别与箱体9底部一端相连；如图6和图7所示，箱体9底部四个角分别固定有连接件，所述连接件与转轴17的一端转动连接，转轴17另一端与第一连杆14(第二连杆15)另一端相连。
三角式固定轴10在步进电机13作用下摆动，每一三角式固定轴10至少连接1个步进电机13，最多连接2个步进电机13；步进电机13的电机轴与转轴17固定，步进电机13安装于连接件一侧。
本申请中总的步进电机13安装数量至少为2个，至多为4个，视飞行器重量而定，各步进电机协同工作。
所述驱动电机控制模块由程序实现，控制驱动电机3的旋转。
固定轴孔配合控制模块控制所述的步进电机13，步进电机13控制三角式固定轴10的旋转角度，进而实现对连接轴13与大齿轮2距离的调节。
三角式固定轴10绕箱体9下方的转轴17转动的初始角度为0°，定义该角为初始角，如图10所示，此时连接轴16和配合孔不连接；配合状态时，三角式固定轴10与竖直方向的夹角为滑槽深度值除以第一连杆14(第二连杆15)长度值的反正切值，定义该角为固定角，如图11所示。
所述状态校验模块包含一个角度传感器，用于检测连接轴16与配合孔的配合状态，即转轴16的旋转角度；角度传感器将检测信号发送给控制器，控制器控制驱动电机3和步进电13旋转。
机翼幅度测算模块包括机翼主翼梁6a(6b)侧面的角度传感器12，如图9所示，角度传感器12具有两个固定孔，通过固定螺丝固定在转动基座8a(8b)上，机翼主翼梁6a(6b)与转动基座8a(8b)的旋转轴穿过角度传感器12的轴孔，旋转轴与机翼主翼梁6a(6b)一同旋转，带动角度传感器12的转子旋转。
机翼幅度测算模块通过程序实现对机翼主翼梁6a(6b)扑打角度的测量及实时扑打频率的计算。
所述角度传感器12能够将角度信号转化为0～5v的电压信号，通过a/d转换器将模拟量转化为数字量供测算模块使用。
扑打频率通过对某一点前后六个点的角度作差，计算瞬时的角频率，由此计算一个扑打周期的频率。
具体方法如下：
第i时刻点的瞬时角频率记作ωi表示为：
ai-3～ai+2表示第i-3～i+2时刻点的角度值，f表示采样频率，计算出瞬时角频率ωi后，可以根据该角频率计算扑打一个周期(上扑和下扑最大角记为θmax)的时间，进而计算出实时扑打频率记作fi：
起飞阶段，运动模式为扑翼模式，驱动电机3驱动大齿轮2作周转运动，大齿轮2通过曲柄4a(4b)带动传动摇杆5a(5b)摆动，传动摇杆5a(5b)通过转动轴承7a(7b)带动机翼主翼梁6a(6b)绕转动基座8a(8b)上下扑打；此时三角式固定轴10悬空，不与大齿轮2面上的滑槽18内壁接触(此时滑槽18两侧壁对连接轴16起限位作用)，大齿轮2作正常周转运动。
巡航阶段，控制系统接收到的信号为扑翼转换为预定角度的固定翼模式信号，机翼主翼梁6a(6b)侧面的角度传感器12检测扑翼飞行器扑打频率，当扑打频率大于设定阈值，驱动电机控制模块使驱动电机3减速至扑打频率小于设定阈值。
然后，机翼幅度测算模块获取当前机翼扑打角度信息，计算扑打频率信号，并发送给轴孔配合时间控制模块，轴孔配合时间控制模块对当前角度与接收到的转换角度作差值，再根据当前扑打频率计算启动固定轴孔配合控制模块的时间。
其计算方法为：
式(4)中，tstart为启动轴孔配合的延迟时间，tk为三角式固定轴10从初始角度旋转到固定角所需的时间，θg、θc分别表示固定翼时的预定角度和当前机翼角，ω表示当前角速度。
延迟时间到达后，直接进行固定轴孔配合控制模块操作；首先，固定轴孔配合控制模块控制初始角变化至固定角，即三角式固定轴10底部绕箱体9旋转至三角式固定轴10的连接轴16能够沿着大齿轮面上的滑槽18滑动，此时轴孔(连接轴16与配合孔)开始配合。
然后，状态校验模块检测轴孔是否成功配合，机翼幅度测算模块测量机翼角度并判断其是否与接收到的转换角度相符合，如果配合成功，驱动电机控制模块控制驱动电机3迅速停止运转，完成转换。
配合成功包括下述三种情况：
若如图2所示，当三角式固定轴固定至配合孔11a所示位置时，机翼角度固定约为30°，轴孔配合成功，达到锁定大齿轮2的目的。
若如图3所示，当三角式固定轴固定至配合孔11b所示位置时，机翼角度固定约为-5°，轴孔配合成功，达到锁定大齿轮2的目的。
若如图4所示，当三角式固定轴固定至配合孔11c所示位置时，机翼角度固定约为-15°，轴孔配合成功，达到锁定大齿轮2的目的。
如果配合不成功，控制信号返回至固定轴孔配合控制模块，按原有流程继续操作，直至轴孔配合成功。
降落阶段，控制系统接收到的信号为固定翼转换为扑翼模式信号，固定轴孔配合控制模块首先通过控制固定角变化至初始角，来取消连接轴16与配合孔的配合；具体执行方式为：三角式固定轴10底端绕着箱体9转动至三角式固定轴10两连接轴16与大齿轮2厚度相同，以此来取消连接轴16与配合孔的配合。
然后，状态校验模块检测轴孔是否成功释放，如果释放成功，驱动电机控制迅速启动驱动电机3，小齿轮与大齿轮2作啮合运动，大齿轮2带动曲柄4a(4b)作圆周周转运动，进而带动传动摇杆5a(5b)摆动；传动摇杆5a(5b)通过转动轴承7a(7b)带动机翼主翼梁6a(6b)绕转动基座8a(8b)上下扑打，完成转换。
如果释放不成功，控制信号返回至固定轴孔配合控制模块，按原有流程继续操作，直至轴孔释放成功。
本申请能够实现扑翼起飞、固定翼巡航，以达到在小场地、复杂条件下快速起降，摆脱对专用起降跑道的依赖，另外在巡航阶段又兼具固定翼飞机的优势，即效率高，巡航速度快；同时能够在巡航阶段灵活地改变固定翼的角度以适应不同的飞行环境和完成不同的飞行任务。
以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。