一种拍动翼微型飞行器结构的制作方法
【专利摘要】本发明公开一种拍动翼微型飞行器结构，在机架两侧的安装轴上套接摇臂，摇臂上安装拍动翼机构。通过拍动驱动机构中电机驱动弯折轴转动，使弯折轴的折弯段空间轨迹形成圆锥面，且弯折段始终套在摇臂的中空空腔里，摇臂为了满足几何上的空间约束，会往复运动，以此形成拍动机构。在拍动过程中，通过拍动幅度控制机构可控制摇臂沿安装轴轴向移动，使两翼的拍动幅度一个增加，一个减小。通过拍动平面调节机构控制摇臂绕安装轴转动，造成翼拍动平面的变化，由此产生的分力及力矩差可以用于控制前飞、后退、绕自身轴的转动。本发明的优点为：提出了新的拍动驱动方式，传动效率高；且对拍动幅度和拍动平面的控制十分方便，能够为飞行提供足够的控制力矩。
【专利说明】
一种拍动翼微型飞行器结构
技术领域
[0001] 本发明涉及微型飞行器领域，具体来说，是微型拍动翼飞行器结构。
【背景技术】
[0002] 自二十世纪九十年代以来，随着传统飞行器设计技术的不断成熟和微电子技术的 大幅进步，微型飞行器被提出并快速发展。由于微型飞行器体积小、重量轻、机动性强等特 征，在国家安全和国民经济建设方面具有广泛的应用前景，适用于复杂环境下的侦查、勘 探、协助救援等工作。
[0003] 同时，随着人们对自然生物飞行和游动机理的不断探索，仿生学设计被越来越多 的应用于微型飞行器领域，开始出现模仿昆虫飞行的拍动翼微型飞行器。
[0004] 现有拍动翼布局的机构设计，大多数采用四杆机构以实现电机旋转运动转化为拍 动运动，四杆机构不可避免的存在极位夹角，使得翼的前后拍动速度不相同，升力随时间变 化比较剧烈。同时基于四杆机构设计时需要放大机构才能满足较大的拍动幅度要求，增加 了结构的复杂度，也不利于装配。
【发明内容】
[0005] 本发明以拍动翼飞行器为设计目标，提出一种新型拍动机构和控制机构，以较简 单机构实现高效的拍动方式，提供足够的控制力矩，提出一种拍动翼微型飞行器设计方案。
[0006] -种拍动翼微型飞行器，包括机架、摇臂组件、拍动翼机构以及拍动驱动机构、拍 动幅度控制机构与拍动平面调节机构。
[0007] 摇臂组件为两套安装于机架两侧，包括摇臂安装架与摇臂；摇臂安装架套在机架 侧面上设计的圆柱形突起上。摇臂为C型结构，两端与摇臂安装架间通过转轴轴接。两套摇 臂组件中摇臂顶边通过翼安装架安装膜翼，翼安装架与膜翼构成拍动翼机构。
[0008] 拍动驱动机构为由电机驱动的弯轴;弯轴中部为连接端，贯通机架两侧设置。弯轴 两端为同相等角度弯折的驱动段，分别插入至沿摇臂轴线开设的插缝内。弯轴的转动使驱 动段具有空间圆锥面运动轨迹，带动摇臂绕摇臂两端转轴轴线转动，实现拍动翼机构的拍 动运动。
[0009] 拍动幅度控制机构为由平移驱动电磁舵机驱动的平移推杆。平移驱动电磁舵机的 输出轴与平移驱动摇臂的输入端相连。平移推杆两端开槽套在摇臂组件中摇臂安装架上设 计的连接端上。平移驱动摇臂的输出端套在平移推杆上设计的推杆上；由平移驱动电磁舵 机驱动平移推杆移动，带动平两个摇臂安装组件及拍动翼机构一同沿机架两侧面上的圆柱 形突起同相移动，实现拍动翼机构的拍动幅度调节。
[0010] 本发明的优点在于：
[0011] 1、本发明一种拍动翼微型飞行器结构，使用弯轴和摇臂结构作为驱动结构，提出 了新的拍动驱动方式，且采用齿轮组传动，传动效率高。
[0012] 2、本发明一种拍动翼微型飞行器结构，使用弯轴和摇臂结构作为驱动结构，对拍 动幅度和拍动平面的控制十分方便，能够为飞行提供足够的控制力矩。
[0013] 3、本发明一种拍动翼微型飞行器结构，结构设计简洁，材料易得，易于加工。
【附图说明】
[0014] 图1为本发明拍动翼微型飞行器结构整体示意图；
[0015] 图2为本发明拍动翼微型飞行器结构中机架结构示意图；
[0016] 图3为本发明一种拍动翼微型飞行器结构中摇臂组件结构示意图；
[0017] 图4为本发明一种拍动翼微型飞行器结构中拍动翼机构结构示意图；
[0018] 图5为本发明一种拍动翼微型飞行器结构中拍动驱动机构结构示意图；
[0019] 图6为本发明一种拍动翼微型飞行器结构中拍动幅度控制机构结构示意图；
[0020] 图7为本发明一种拍动翼微型飞行器结构中平移推杆结构示意图。
[0021] 图8为本发明一种拍动翼微型飞行器结构中拍动平面调节机构结构示意图。
[0022] 图中：
[0023] 1-机架 2-摇臂组件 3-拍动翼机构
[0024] 4-拍动驱动机构 5-拍动幅度控制机构 6-拍动平面调节机构
[0025] 101-圆柱形突起 102-齿轮安装口 103-导向柱
[0026] 104-空腔 201-摇臂安装架 202-摇臂
[0027] 201a-拍动幅度控制端 201b-拍动平面调节端 202a_插缝
[0028] 301-翼安装架 302-膜翼 303-攻角限位器
[0029] 301a-底座 301b-支撑柱 302a_翼主梁
[0030] 302b-翼短梁 302c-翼加强梁 302d_翼斜梁
[0031] 302e_翼膜 303a-档杆 303b_限位杆
[0032] 401-电机 402-弯轴 402a-连接段
[0033] 402b-驱动段 501-平移推杆 502-平移驱动电磁舵机
[0034] 503-平移驱动舵机摇臂501a-条形槽A 501b_条形槽B
[0035] 501c-推杆 503a-条形槽C 601-拍动平面调节电磁舵机
[0036] 602-平面调节舵机摇臂603-调节杆
【具体实施方式】
[0037] 下面将结合附图对本发明作进一步说明。
[0038] -种拍动翼微型飞行器，包括机架1、摇臂组件2、拍动翼机构3以及拍动驱动机构 4、拍动幅度控制机构5与拍动平面调节机构6,如图1所示。
[0039] 其中，机架1为长方体结构，采用树脂材料或者聚乳酸(pla)，通过3D打印整体成 型。如图2所示，机架1下部沿机架1长度方向设计有柱形空腔，内用来安装拍动驱动机构4中 的电机，柱形空腔直径与所选用的电机直径相同，且机架1整体长度为所选用电机总长度 (包括电机轴的外段长度)的180%。机架1左右侧面中心位置设计有圆柱形突起101，用来安 装摇臂组件；同时，机架1上设计有与柱形空腔连通的齿轮安装口 102,用于拍动驱动机构4 中减速齿轮组的安装和减重。上述机架1侧面上还设计有导向柱103,用于与拍动幅度控制 机构5配合安装。
[0040]上述机架1上左右侧面的圆柱形突起101上各安装有一套摇臂组件2,安装方式相 同。摇臂组件2包括摇臂安装架201与摇臂202,如图4所示。其中，摇臂安装架201为十字结 构，中心开孔套在圆柱形突起101上;摇臂安装架201中上下两端端部设计有轴线垂直于水 平面的摇臂安装孔，用来安装摇臂202;左右两端分别作为拍动幅度控制端201a与拍动平面 调节端201b。摇臂202为C型结构，采用聚乳酸或者尼龙材质；摇臂202两端相对位置设计有 转轴，分别通过微型轴承与摇臂安装架201上下两端设计的摇臂安装孔配合插入。上述C型 结构摇臂202上开设有贯通摇臂202内外侧壁的插缝202a，插缝202a沿摇臂202轴线设计，且 沿摇臂202侧边，并经摇臂202的两个弯折处延伸至摇臂202的顶边与底边。
[0041]机架1两侧的摇臂顶边上安装有拍动翼机构3,拍动翼机构3相互对称。拍动翼机构 3包括翼安装架301、膜翼302与攻角限位器303,如图4所示。其中，翼安装架301固定安装于 摇臂202顶边上;翼安装架301具有底座301a以及底面上设计的两个支撑柱301b，构成倒π型 结构翼安装架301。上述两个支撑柱301b上安装有微型轴承。膜翼302由翼主梁302a、翼短梁 302b、翼加强梁302c、翼斜梁302d以及翼膜302e构成；翼主梁302a、翼短梁302b、翼加强梁 302c、翼斜梁302d各一个且共面，长度比例为7:3:3.6:7.6。其中，翼短梁302b与翼主梁302a 垂直设置，始端与翼主梁302a相连，且连接点与翼主梁302a的安装端间的距离为翼主梁 302a长度的10%。翼斜梁302d位于翼主梁302a与翼短梁302b之间，始端与翼主梁302a和翼 短梁302b的连接点相连，且轴线位于翼主梁302a和翼短梁302b构成的矩形对角线上。翼加 强梁302c与翼斜梁302d垂直设置，末端与翼短梁302b末端相连，始端与翼主梁302a相连，且 翼加强梁302c与翼斜梁302d垂直点处相连。上述由翼主梁302a、翼短梁302b、翼加强梁302c 和翼斜梁302d共同构成的平面上铺设有翼膜302e。翼膜302e的材料选用厚度约为0.04mm的 双向拉伸聚丙烯薄膜、聚酯薄膜或其他薄膜。翼主梁302a与翼短梁302b均采用0.8mm直径碳 杆，翼加强梁302c、翼斜梁302d采用0.5mm直径碳杆。上述翼主梁302a的安装端与翼安装架 301中两个支撑柱301b上的轴承配合安装，可自由转动改变攻角，其攻角变化范围可通过攻 角限位器303限制，具体为:攻角限位器303由限位杆303a与限位杆303b构成；其中档杆303a 固定安装在翼安装架301上的底座301a上，轴线与翼主梁302a平行。两根限位杆303b端部相 接，形成具有开口的V型结构；两根限位杆303b与翼主梁302a垂直设置，相接处固定安装在 翼主梁302a安装端端部，且使档杆303a位于两根限位杆303b之间。由此，当拍动翼机构3转 动时，两根限位杆303b与拍动翼机构3 -同转动，通过两根限位杆303b与档杆303a间的配 合，实现拍动翼机构3转动的限位，进而对拍动翼机构3攻角变化范围进行限制。根据空气动 力学实验，拍动翼机构3攻角在50度左右会有较大的升力系数，考虑到档杆303a的直径，两 根限位杆303b开口角度为120度。
[0042] 上述机架1左右侧的摇臂组件2通过拍动驱动机构4、拍动幅度控制机构5与拍动平 面控制机构控制6,分别实现绕摇臂202端部转轴轴线的转动、同相平移以及绕机架1侧面圆 柱形突起101的转动，进而分别实现拍动翼机构3的拍动驱动、拍动幅度调节与拍动平面调 To
[0043] 所述拍动驱动机构4为由电机驱动的弯轴结构，包括电机401、减速齿轮组402与弯 轴402，如图5所示;其中，电机401采用空心杯电机，固定安装在机架1上的空腔内。减速齿轮 组402包括小齿轮与大齿轮，均位于机架1上开设的齿轮安装口 102处;小齿轮固定安装在电 机401的输出轴上；大齿轮与小齿轮啮合，固定安装于弯轴402中部。所述弯轴402中部为连 接段402a，连接段同轴设置在机架1上固定安装的金属套筒内，金属套筒与机架1侧面两个 圆柱形突起101同轴设置，且贯通两个圆柱形突起101端面。弯轴402两端为具有等角度同相 弯折的驱动段402b，分别插入两套摇臂组件2中摇臂202侧边上的插缝202a内。上述弯轴402 的驱动段402b直径小于插缝202a的宽度；由此，通过电机401输出动力，由减速齿轮组402传 递至弯轴402,带动弯轴402转动，弯轴402的驱动段402b -同转动，其转动的空间轨迹形成 一个圆锥面，由于驱动段402b始终位于摇臂202上的插缝202a内，此时摇臂202为了满足几 何上的空间约束，会绕摇臂202两端转轴轴线往复运动，由此带动拍动翼机构3进行拍动。弯 轴402每转动一圈，拍动翼机构3完成一次往复拍动。令弯轴402中连接段402a与驱动段402b 间的夹角β，弯轴402的转动角度为Θ，则拍动翼机构3拍动幅度Φ为：
[0044] φ - arc tan (sin β · sin Θ / cos2 β) t;
[0045] 所述拍动幅度控制机构5包括平移推杆501、平移驱动电磁舵机502、平移驱动舵机 摇臂503,如图6所示。其中，平移驱动电磁舵机502固定安装于机架1侧面，使平移驱动电磁 舵机502的输出轴垂直于机架1侧面。如图7所示，平移推杆501为哑铃形状的板状结构，即两 端宽度大于中部宽度；平移推杆501与机架1侧面平行设置，且平行于弯轴402的连接段 402a。在平移推杆501两端设计有垂直于平移推杆501轴线的条形槽A501a，通过将条形槽 A501a套在机架1两侧摇臂组件2中摇臂安装架201的拍动幅度控制端201a上，并在拍动幅度 控制端201a端部安装定位杆，防止平移推杆501与摇臂安装架201的滑脱。平移推杆501上位 于减速齿轮组402的位置设计为拱形结构，预留给减速齿轮组402安装空间及自身平移所需 要的空间。平移推杆501上沿轴线还开有条形槽B501b，条形槽B501b套在机架1侧面上的导 向柱103上，通过导向柱103实现平移推杆501平移运动的导向，且在导向柱103端部安装垫 片，限制平移推杆501在机架1厚度方向的位移。平移驱动舵机摇臂503的输入端固定安装在 平移驱动电磁舵机502的输出轴上，输出端设计有条形槽C503a，套在平移推杆501上设计的 垂直于机架1侧面的推杆501c上。由此，通过平移驱动电磁舵机502驱动摇臂202摆动，带动 平移推杆501水平移动，由摇臂安装架201的拍动幅度控制端201a推动两套摇臂组件2沿机 架1侧面的圆柱形突起101同相运动；由此在拍动翼机构3拍动过程中，两套摇臂组件2同相 运动时，两个拍动翼机构3中一个拍动幅度增加，另一个拍动幅度减小，由此产生的升力差 形成一个滚转力矩。
[0046]所述拍动平面控制机构6包括拍动平面调节电磁舵机601、平面调节舵机摇臂602 以及调节杆603,如图8所示；其中，平面调节电磁舵机601为两个，分别安装在机架1底面左 右两端，且输出轴相对设置。平面调节舵机摇臂602为两个，输入端分别固定安装在两个平 面调节电磁舵机601的输出轴上。调节杆603同样为两个，采用S型结构，一端分别与两个平 面调节舵机摇臂602输出端上的开孔间隙配合，另一端分别与两个摇臂组件2中摇臂安装架 201的拍动平面调节端201b上的开孔间隙配合；由此在两拍动翼机构3拍动过程中，由两个 平面调节电磁舵机601作用，使摇臂安装架201的绕机架1两侧圆柱形突起101转动，会造成 拍动翼机构3拍动平面的变化。由于两拍动翼机构3拍动产生的升力垂直于拍动平面，拍动 平面的变化会造成膜翼302力的方向变化，由此产生的分力及力矩差可以用于控制前飞、后 退、绕自身纵轴的转动。
[0047]本发明拍动翼微型飞行器结构，在飞行过程中，通过拍动驱动机构4将电机的旋转 运动转化为往复拍动运动，由此带动拍动翼机构3往复拍动;拍动过程中，膜翼302与周围空 气产生相对运动，膜翼302收到来流的气动力作用，产生翻转力矩，迫使拍动翼机构3绕着翼 主梁302a翻转，翻转到一定角度时，通过攻角限位器303的作用使拍动翼机构3不能继续翻 转，拍动翼机构3的翻转和弹性变形作用使膜翼302与来流方向形成夹角，此夹角即为拍动 翼机构3的拍动攻角。膜翼302在一定攻角下拍动产生气动力，由此产生升力，而由拍动幅度 控制机构5与拍动平面调节机构6拍动机构控制拍动翼机构3的拍动幅度与拍动平面的变 化，产生控制力矩。
[0048] 本发明拍动翼微型飞行器结构中各部件进行安装的过程为：
[0049] 1)在机架1上开孔安装金属套筒；
[0050] 2)将电机401安装入机架1上的柱形空腔内；
[00511 3)在电机401输出轴安装小齿轮；
[0052] 4)由机架1 一侧将一根直轴穿入金属套筒；
[0053] 5)调整驱动轴左右位置至超出机架1左右侧面等长后，将直轴两侧同向折弯60度， 形成弯轴402，将大齿轮与弯轴402的连接段402a紧配合固定；
[0054] 6)在机架1的左右侧壁上的圆柱形突起101上套装摇臂安装架201;
[0055] 7)在机架1的底面上安装两个拍动平面调节电磁舵机601，并安装平面调节舵机摇 臂602，安装调节杆603，至此两个拍动平面调节电磁舵机601可分别控制机架1两侧摇臂202 绕机架1侧面圆柱形突起101的转动。
[0056] 8)将平移推杆501上的条形槽B501b套在导向柱103上，左右端的条形槽A501a套在 两个摇臂安装架201的拍动幅度控制端201a上；随后在导向柱103端部安装垫片，并在拍动 幅度控制端201a端部安装定位杆。
[0057] 9)在两个摇臂安装架201上的安装孔内安装微型轴承，随后将两个摇臂202的插缝 202a套在弯轴402的驱动段402b上，并将两个摇臂202两端上的转轴分别与两个摇臂安装架 201上的安装孔内微型轴承配合安装。
[0058] 10)在翼安装架301上的两个支撑柱301b上安装微型轴承，将膜翼302中的翼主梁 302a的安装端与两个支撑柱301b上的微型轴承配合安装。
[0059] 11)在翼安装架301上安装档杆，同时在膜翼302的翼主梁302a安装端处安装限位 杆303b，至此完成拍动翼机构3的安装
[0060] 12)将步骤11安装完成的拍动翼机构3中的翼安装架301的底座301a固定安装在摇 臂202顶边上。
【主权项】
1. 一种拍动翼微型飞行器结构，包括机架、摇臂组件、拍动翼机构以及拍动驱动机构、 拍动幅度控制机构与拍动平面调节机构;其特征在于： 摇臂组件为两套安装于机架两侧，包括摇臂安装架与摇臂；摇臂安装架套在机架侧面 上设计的圆柱形突起上;摇臂为C型结构，两端与摇臂安装架间通过转轴轴接;两套摇臂组 件中摇臂顶边通过翼安装架安装膜翼，翼安装架与膜翼构成拍动翼机构； 拍动驱动机构为由电机驱动的弯轴;弯轴中部为连接端，贯通机架两侧设置;弯轴两端 为同相等角度弯折的驱动段，分别插入至沿摇臂轴线开设的插缝内；弯轴的转动使驱动段 具有空间圆锥面运动轨迹，带动摇臂绕摇臂两端转轴轴线转动，实现拍动翼机构的拍动运 动； 拍动幅度控制机构为由平移驱动电磁舵机驱动的平移推杆;平移驱动电磁舵机的输出 轴与平移驱动摇臂的输入端相连;平移推杆两端开槽套在摇臂组件中摇臂安装架上设计的 连接端上;平移驱动摇臂的输出端套在平移推杆上设计的推杆上；由平移驱动电磁舵机驱 动平移推杆移动，带动两个摇臂安装组件及拍动翼机构一同沿机架两侧面上的圆柱形突起 同相移动，实现拍动翼机构的拍动幅度调节。2. 如权利要求1所述一种拍动翼微型飞行器结构，其特征在于:拍动翼机构;其中，翼安 装架固定安装于摇臂顶边上；翼安装架具有底座以及底面上设计的两个支撑柱;上述两个 支撑柱上安装有轴承;膜翼由翼主梁、翼短梁、翼加强梁、翼斜梁以及翼膜构成;翼主梁、翼 短梁、翼加强梁、翼斜梁各一个且共面;翼短梁与翼主梁垂直设置，始端与翼主梁相连;翼斜 梁位于翼主梁与翼短梁之间，始端与翼主梁和翼短梁的连接点相连，且轴线位于翼主梁和 翼短梁构成的矩形对角线上;翼加强梁与翼斜梁垂直设置，末端与翼短梁末端相连，始端与 翼主梁相连，且翼加强梁与翼斜梁垂直点处相连;上述由翼主梁、翼短梁、翼加强梁和翼斜 梁共同构成的平面上铺设有翼膜;上述翼主梁的安装端与翼安装架中两个支撑柱上的轴承 配合安装。3. 如权利要求1所述一种拍动翼微型飞行器结构，其特征在于：拍动翼机构的攻角变化 范围通过攻角限位器限制;攻角限位器由限位杆与档杆构成;其中档杆固定安装在翼安装 架上;限位杆为V型结构安装于膜翼上;通过限位杆两端与档杆间配合，实现拍动翼机构拍 动的攻角变化范围限制。4. 如权利要求1所述一种拍动翼微型飞行器结构，其特征在于:所述V型限位杆的开口 角度为120度。
【文档编号】B64C33/02GK105857598SQ201610260699
【公开日】2016年8月17日
【申请日】2016年4月25日
【发明人】张艳来, 傅海军, 吴江浩
【申请人】北京航空航天大学