付鵬, 宋筆鋒, 梁少然, 楊文青

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

撲翼的推力特性與功率特性的實(shí)驗(yàn)研究

付鵬, 宋筆鋒, 梁少然, 楊文青

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

針對(duì)撲翼實(shí)驗(yàn)動(dòng)態(tài)特性強(qiáng)、測(cè)控變量多的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了一種實(shí)驗(yàn)專用的撲動(dòng)機(jī)構(gòu)，在實(shí)現(xiàn)對(duì)撲動(dòng)頻率和撲動(dòng)幅度精確調(diào)控的同時(shí)，集成了對(duì)瞬時(shí)撲動(dòng)角度和輸入功率的測(cè)量功能，建立了一套適用于撲翼風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的測(cè)控系統(tǒng)，能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力、撲動(dòng)角度、撲動(dòng)翼輸入功率等量的實(shí)時(shí)同步測(cè)量；在此基礎(chǔ)上針對(duì)撲翼的推力特性和功率特性進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，著重分析了在不同撲動(dòng)頻率和不同撲動(dòng)幅度情況下?lián)湟淼耐屏εc功率特性；實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在研究的范疇內(nèi)，撲動(dòng)頻率和撲動(dòng)幅度的增大都有利于推力的產(chǎn)生，但都會(huì)增大對(duì)應(yīng)的功耗；推力和功耗都隨St的增大呈“J”型曲線增長，當(dāng)St小于0.25時(shí)，推力和功耗的增長趨勢(shì)較緩，隨著St的增大，尤其當(dāng)St大于0.3時(shí)，推力和功耗將大幅增大。

微型撲翼飛行器；推力特性；功率特性；風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)；測(cè)控系統(tǒng)

近年來，由于撲動(dòng)飛行方式在微型飛行器范疇內(nèi)具有的獨(dú)特優(yōu)勢(shì)，已有多個(gè)研究機(jī)構(gòu)將研究方向轉(zhuǎn)向了微型撲翼飛行器。對(duì)于微型撲翼飛行器，撲動(dòng)翼產(chǎn)生的推力和功率消耗直接決定了飛行器的機(jī)動(dòng)能力和續(xù)航時(shí)間，因而研究撲翼的推力特性和功率特性對(duì)提高飛行器的性能起著重要作用。

撲翼獨(dú)特的非定常運(yùn)動(dòng)方式使其研究難度遠(yuǎn)大于對(duì)常規(guī)固定翼的研究[1]。在通常的研究方法中，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)由于其直觀可靠的特點(diǎn)，一直是撲翼研究中的一種重要手段。在國內(nèi)的研究中，西北工業(yè)大學(xué)的邵利民等[2]較早地利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了撲翼的氣動(dòng)特性，探究了不同外形的撲動(dòng)翼的氣動(dòng)規(guī)律；隨后南京航空航天大學(xué)的段文博等[3]在開口風(fēng)洞中研究了主動(dòng)變形撲動(dòng)翼的氣動(dòng)特性；以上研究主要側(cè)重于對(duì)撲動(dòng)翼平均氣動(dòng)力和功率的研究，未對(duì)撲動(dòng)翼在撲動(dòng)過程中的瞬時(shí)氣動(dòng)力和瞬時(shí)功率進(jìn)行深入分析。在國外的研究中，弗羅里達(dá)大學(xué)的Pin Wu等[4]通過高速攝像系統(tǒng)研究在懸停狀態(tài)下?lián)湟淼娜嵝宰冃闻c推力的關(guān)系；而亞利桑那大學(xué)的Sergey Shkarayev等[5]在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中通過定頻率和定功率的方法研究了撲動(dòng)翼平均推力的變化特性。

在以往的撲翼實(shí)驗(yàn)研究中，受限于當(dāng)時(shí)的實(shí)驗(yàn)手段，往往更注重對(duì)撲動(dòng)翼的平均氣動(dòng)力進(jìn)行研究，而忽略撲翼在撲動(dòng)過程中的瞬態(tài)氣動(dòng)特性；此外，即便有些研究中涉及到了撲動(dòng)翼的功率特性，但其測(cè)量的功率中包含了驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)消耗的功率，并未直接得到撲動(dòng)翼的輸入功率。撲翼飛行器是一種動(dòng)態(tài)的飛行方式，撲動(dòng)翼產(chǎn)生的推力和功率消耗都呈現(xiàn)強(qiáng)烈的非定常特性，只有分析撲動(dòng)過程中的瞬時(shí)特性才能逐漸認(rèn)識(shí)撲翼飛行的本質(zhì)，而僅對(duì)平均特性的研究則無法達(dá)到這種效果。基于此，論文設(shè)計(jì)了一套能夠直接測(cè)量撲動(dòng)翼的瞬時(shí)氣動(dòng)特性和瞬時(shí)功率特性的實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，并在該系統(tǒng)的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)了對(duì)撲翼推力特性和功率特性的研究。

1 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)裝置并不能滿足本次實(shí)驗(yàn)的要求，論文針對(duì)本次實(shí)驗(yàn)對(duì)撲動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了重新設(shè)計(jì)，并利用新的測(cè)控終端和驅(qū)動(dòng)軟件建立了全新的實(shí)驗(yàn)測(cè)控系統(tǒng)，使其在功能和精度上都有較大提升。

1.1 實(shí)驗(yàn)風(fēng)洞

實(shí)驗(yàn)風(fēng)洞為西北工業(yè)大學(xué)的低湍流度風(fēng)洞(如圖1所示)，該風(fēng)洞為直流吸式閉口風(fēng)洞，風(fēng)洞的特殊設(shè)計(jì)能夠?qū)⒃囼?yàn)段的湍流度降至接近大氣中湍流度的水平。其具體參數(shù)如表1所示：

圖1 西北工業(yè)大學(xué)低湍流度風(fēng)洞

項(xiàng)目參數(shù)風(fēng)洞全長/m39.5試驗(yàn)段尺寸/m2.8×1.2×1.05試驗(yàn)段風(fēng)速范圍/(m·s-1)3～22湍流度/%≤0.02迎角變化范圍/(°)-10～36

1.2 測(cè)力天平

為滿足撲翼測(cè)力的要求，實(shí)驗(yàn)選擇了美國ATI公司的Nano SI-12-0.12多軸力/力矩傳感器作為撲翼實(shí)驗(yàn)的測(cè)力天平。該天平能夠兼顧量程合適、體積小、靈敏度高、響應(yīng)速度快等優(yōu)點(diǎn)，非常適合微型撲翼飛行器的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。天平參數(shù)如表2所示。

表2 天平性能參數(shù)

1.3 撲動(dòng)機(jī)構(gòu)

撲動(dòng)機(jī)構(gòu)是撲翼實(shí)驗(yàn)的關(guān)鍵部件之一，論文為此次實(shí)驗(yàn)研制了專用的撲動(dòng)機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)除了具有驅(qū)動(dòng)撲動(dòng)翼運(yùn)動(dòng)的功能外，同時(shí)還集成了多個(gè)測(cè)控裝置。如圖2所示，撲動(dòng)機(jī)構(gòu)基于四連桿原理進(jìn)行設(shè)計(jì)，驅(qū)動(dòng)電機(jī)通過輸出盤和連桿的傳動(dòng)，將電機(jī)的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換為左右2個(gè)搖臂的往復(fù)撲動(dòng)，該撲動(dòng)機(jī)構(gòu)具有以下特點(diǎn)：

1) 驅(qū)動(dòng)電機(jī)采用Faulhaber伺服電機(jī)，具有控制響應(yīng)快和控制精度高的特點(diǎn)，實(shí)驗(yàn)中對(duì)撲動(dòng)頻率的控制精度能夠達(dá)到0.01 Hz；

2) 機(jī)構(gòu)采用輸出盤代替常規(guī)四連桿機(jī)構(gòu)中的曲柄，輸出盤上分布有多個(gè)螺紋調(diào)節(jié)孔，每個(gè)調(diào)節(jié)孔距輸出盤中心的距離各不相同，當(dāng)連桿與不同的調(diào)節(jié)孔相連時(shí)，搖臂具有不同的撲動(dòng)幅度，實(shí)驗(yàn)中能夠分別實(shí)現(xiàn)35.2°、47.7°、54.2°、61.0°、68.3°和76.1° 6種撲動(dòng)幅度；3) 左右2個(gè)搖臂之間通過齒輪嚙合，能夠保證左右搖臂的完全對(duì)稱撲動(dòng)，且搖臂上下表面分別粘貼了2片半導(dǎo)體電阻應(yīng)變片，4片應(yīng)變片以惠斯通電橋的形式連接構(gòu)成力矩傳感器，能夠測(cè)量搖臂的輸出力矩；4) 在左搖臂的轉(zhuǎn)動(dòng)軸上集成了基于霍爾效應(yīng)的非接觸式角度傳感器，該傳感器的動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間小于0.6 ms，角度分辨率小于0.09°，能夠較準(zhǔn)確地測(cè)量搖臂的瞬時(shí)撲動(dòng)位置，并能夠通過差分運(yùn)算獲得搖臂的瞬時(shí)撲動(dòng)角速度和角加速度。

圖2 撲動(dòng)機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)圖

1.4 測(cè)控設(shè)備

整個(gè)系統(tǒng)通過NI公司的CompactDAQ-9188測(cè)控終端完成硬件集成，如圖3所示。

圖3 測(cè)控系統(tǒng)的集成

系統(tǒng)以基于虛擬儀器的LabVIEW軟件進(jìn)行硬件驅(qū)動(dòng)，在實(shí)現(xiàn)軟硬件無縫連接的同時(shí)，能夠獲得良好的人機(jī)交互。通過硬件和軟件的集成，系統(tǒng)能夠?qū)崟r(shí)測(cè)量實(shí)驗(yàn)中的升力、推力、力矩、撲動(dòng)角度、搖臂輸出轉(zhuǎn)矩、功率等量。

1.5 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

實(shí)驗(yàn)選擇課題組研制的撲翼飛行器所用的撲動(dòng)翼作為實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停鐖D4所示。該撲動(dòng)模型由碳纖維剛性骨架和柔性聚酯薄膜構(gòu)成。模型的翼展為600 mm，弦長為100 mm，且在弦向有6%的彎度。

圖4 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

2 數(shù)據(jù)處理方法

2.1 濾波處理方法

在動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)中，由于結(jié)構(gòu)的振動(dòng)及電磁干擾的影響，測(cè)量數(shù)據(jù)中會(huì)摻雜多種高頻雜波[8]。為去除這些高頻雜波的影響，實(shí)驗(yàn)采用3階Butterworth低通數(shù)字濾波器對(duì)采集數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理，考慮到實(shí)驗(yàn)中的撲動(dòng)頻率小于10 Hz，因而選擇20 Hz作為濾波器的截止頻率，圖5為撲動(dòng)頻率為6 Hz時(shí)濾波前后的升力波形曲線。

圖5 濾波前后的升力波形曲線

由圖可知，這種濾波方式能夠有效去除雜波干擾，但會(huì)產(chǎn)生一定的相位移動(dòng)；如果同時(shí)對(duì)所有測(cè)量量進(jìn)行相同的濾波處理，各量由于產(chǎn)生了相同的相位偏移量，因而不會(huì)改變他們之間的相位關(guān)系。

2.2 慣性力的去除方法

實(shí)驗(yàn)中測(cè)得的力包含真實(shí)氣動(dòng)力和撲動(dòng)翼運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的慣性力，實(shí)驗(yàn)在已知撲動(dòng)翼質(zhì)量分布和運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的條件下采用數(shù)值算法分別計(jì)算撲動(dòng)翼在每個(gè)時(shí)刻的慣性力并去除。撲動(dòng)翼的慣性力Fine可以由公式(1)計(jì)算得到

(1)

圖6 慣性力去除前后的升力曲線

2.3 撲動(dòng)翼輸入功率的計(jì)算方法

撲動(dòng)翼的輸入功率P即搖臂的輸出功率,該功率可以由公式(2)計(jì)算得到

(2)

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

由于無法將撲動(dòng)翼的真實(shí)推力和阻力分離,實(shí)驗(yàn)測(cè)得的推力為真實(shí)推力和阻力的合力。為避免驅(qū)動(dòng)電機(jī)和撲動(dòng)機(jī)構(gòu)對(duì)撲動(dòng)翼輸入功率的影響,實(shí)驗(yàn)通過公式(2)直接得出撲動(dòng)翼的輸入功率。

3.1 撲動(dòng)頻率的影響

1) 撲動(dòng)頻率對(duì)瞬時(shí)推力和瞬時(shí)功率的影響

撲動(dòng)頻率表征撲動(dòng)翼運(yùn)動(dòng)的快慢程度。圖7為撲動(dòng)幅度為35.2°,風(fēng)速為8 m/s,撲動(dòng)頻率分別為4 Hz、6 Hz和8 Hz時(shí)的推力在2個(gè)撲動(dòng)周期內(nèi)的瞬時(shí)變化曲線。由圖可知,推力在一個(gè)撲動(dòng)周期內(nèi)會(huì)出現(xiàn)2個(gè)波峰和2個(gè)波谷。由于撲動(dòng)翼在0°撲動(dòng)角度附近的撲動(dòng)速度最快,此時(shí)推力達(dá)到峰值;而2個(gè)峰值的不同則是由于撲動(dòng)翼的彎度使其在上撲和下?lián)溥^程中的剛度不同所引起的;當(dāng)撲動(dòng)翼分別運(yùn)動(dòng)到最高點(diǎn)和最低點(diǎn)時(shí),撲動(dòng)翼的撲動(dòng)速度接近為0,因而在這2個(gè)位置,推力的瞬時(shí)值最小。撲動(dòng)頻率的增大意味著撲動(dòng)翼的運(yùn)動(dòng)速度的增大,此時(shí)撲動(dòng)翼的推力也會(huì)隨之增大,由圖7可知,撲動(dòng)頻率增大時(shí),撲動(dòng)翼瞬時(shí)推力的波動(dòng)幅度也會(huì)增大;當(dāng)撲動(dòng)頻率為8 Hz時(shí),其推力的變化幅度幾乎為撲動(dòng)頻率為4 Hz時(shí)推力波動(dòng)幅度的3倍左右。

圖7 不同撲動(dòng)頻率下的瞬時(shí)推力曲線

圖8為撲動(dòng)幅度為35.2°,風(fēng)速為8 m/s,撲動(dòng)頻率分別為4 Hz、6 Hz和8 Hz時(shí)撲動(dòng)翼的輸入功率在2個(gè)撲動(dòng)周期內(nèi)的瞬時(shí)變化曲線。

圖8 不同撲動(dòng)頻率下的瞬時(shí)功率曲線

由圖8可知功率在一個(gè)撲動(dòng)周期內(nèi)的瞬時(shí)變化曲線也出現(xiàn)了2個(gè)波峰和2個(gè)波谷。兩個(gè)波峰分別出現(xiàn)在撲動(dòng)翼上撲和下?lián)鋾r(shí)的0°撲動(dòng)角度位置附近,因?yàn)榇藭r(shí)撲動(dòng)翼上的氣動(dòng)載荷最大,瞬時(shí)功率消耗最大;2個(gè)波谷則分別出現(xiàn)在撲動(dòng)翼運(yùn)動(dòng)的最高點(diǎn)和最低點(diǎn),在這2個(gè)位置撲動(dòng)翼的撲動(dòng)速度最小,氣動(dòng)載荷也最小,所以瞬時(shí)功率消耗最小。和圖7相比,瞬時(shí)功率的變化曲線和瞬時(shí)推力的變化曲線的變化規(guī)律類似,但出現(xiàn)了少量的相位偏差,這是由撲動(dòng)翼在撲動(dòng)過程中的慣性力消耗的功率所引起的。

2) 撲動(dòng)頻率對(duì)平均推力和平均功率的影響

圖9為撲動(dòng)幅度為35.2°風(fēng)速為8 m/s時(shí)平均推力和平均功率隨撲動(dòng)頻率的變化曲線。圖9的曲線表明,當(dāng)撲動(dòng)頻率增/大時(shí),撲動(dòng)翼在一個(gè)撲動(dòng)周期內(nèi)的平均推力和平均功率消耗也會(huì)隨之增大,當(dāng)撲動(dòng)頻率由4 Hz增大到8 Hz時(shí),推力增大了近8 g;而平均功率也由0.37 W增大到1.78 W,增大了近4倍。

圖9 平均推力和功率隨撲動(dòng)頻率的變化曲線

3.2 撲動(dòng)幅度的影響

1) 撲動(dòng)幅度對(duì)瞬時(shí)推力和瞬時(shí)功率的影響

圖10和圖11分別為撲動(dòng)翼在撲動(dòng)頻率為8 Hz,風(fēng)速為8 m/s,撲動(dòng)幅度分別為35.2°、47.7°、54.2°和61.0°時(shí)2個(gè)撲動(dòng)周期內(nèi)的瞬時(shí)推力和瞬時(shí)功率曲線。撲動(dòng)幅度的增大顯著增大了推力曲線的波動(dòng)幅度;同時(shí)功率曲線的波動(dòng)幅度也會(huì)隨著撲動(dòng)幅度的增大而增大;這種變化特性與撲動(dòng)頻率的影響比較類似。

圖10 不同撲動(dòng)幅度下的瞬時(shí)推力曲線

圖11 不同撲動(dòng)幅度下的瞬時(shí)功率曲線

2) 撲動(dòng)幅度對(duì)平均推力和平均功率的影響

圖12為撲動(dòng)翼在撲動(dòng)頻率為8 Hz,風(fēng)速為8 m/s時(shí)撲動(dòng)幅度對(duì)平均推力和平均功率的影響。

圖12 平均功率隨撲動(dòng)幅度的變化曲線

和瞬時(shí)的幅值變化類似,當(dāng)撲動(dòng)幅度增大時(shí),平均推力和平均功率也隨之增大,且和撲動(dòng)幅度近似呈線性變化的關(guān)系。撲動(dòng)幅度為61.0°時(shí)的推力較撲動(dòng)幅度為35.2°時(shí)的推力增大了20 g左右,而平均功率則由增大了約4倍。由此可見增大撲動(dòng)幅度在增大推力的同時(shí),也增加了功率的消耗。

3.3 斯特勞哈爾數(shù)(St)的影響

撲翼的斯特勞哈爾數(shù)可以表示為

(3)

式中,f為撲動(dòng)頻率,A=bsin(φ/2),b為撲動(dòng)翼的展長,φ為撲動(dòng)幅度,v為來流速度[6]。由于實(shí)驗(yàn)中的風(fēng)速并非撲翼在巡航飛行狀態(tài)下的實(shí)際空速,因此論文以相同風(fēng)速下的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)來說明St的影響。

圖13為撲動(dòng)翼在風(fēng)速為6 m/s時(shí)的平均推力和平均功率消耗隨St的變化?？傮w上撲動(dòng)翼的平均推力和平均功率消耗都隨著St的增大呈“J”型曲線增長;當(dāng)St小于0.25時(shí),平均推力和平均功率的增長趨勢(shì)較緩,隨著St的增大,尤其是當(dāng)St大于0.3時(shí),平均推力和平均功率將大幅增大。

圖13 平均推力隨St的變化

4 結(jié) 論

在傳統(tǒng)的撲翼實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上,對(duì)撲動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了重新設(shè)計(jì),不但能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)撲動(dòng)幅度和撲動(dòng)頻率的精確控制,同時(shí)還集成了多種傳感器,實(shí)現(xiàn)了對(duì)撲動(dòng)角度以及撲動(dòng)翼輸入功率等量的實(shí)時(shí)測(cè)量。通過cDAQ-9188測(cè)控終端和LabVIEW驅(qū)動(dòng)軟件完成對(duì)整個(gè)系統(tǒng)的整合,建立了一套功能完備的撲翼風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測(cè)控系統(tǒng)。利用該系統(tǒng),研究了撲動(dòng)翼在不同撲動(dòng)幅度和不同撲動(dòng)頻率的推力特性和功率特性,實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明:

1) 增大撲動(dòng)翼的撲動(dòng)頻率能夠顯著增大撲動(dòng)翼產(chǎn)生的推力,但會(huì)造成撲動(dòng)翼的輸入功率的增大;

2) 撲動(dòng)幅度的增大有利于推力的產(chǎn)生,且推力隨撲動(dòng)幅度的增大呈線性增長,但較大的撲動(dòng)幅度也會(huì)帶來較大的功率消耗,且功率消耗也隨撲動(dòng)幅度的增大近似線性增長;

3) 斯特勞哈爾數(shù)是撲動(dòng)頻率和撲動(dòng)幅度的綜合體現(xiàn),撲動(dòng)翼的推力和功率消耗都會(huì)隨St的增大而呈“J”型曲線增長,當(dāng)St小于0.25時(shí),推力和功耗的增長趨勢(shì)較緩,隨著St的增大,尤其是當(dāng)St大于0.3時(shí),推力和功耗將大幅增大。

[1] Darryll J Pines, Felipe Bohorquez. Challenges Facing Future Micro-Air-Vehicle Development[J]. Journal of Aircraft, 2006, 43(2): 290-305

[2] 邵立民，宋筆鋒，熊超，楊淑利. 微型撲翼飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)初步研究[J]. 航空學(xué)報(bào)，2007, 28(2): 275-280 Shao Limin, Song Bifeng, Xiong Chao, Yang Shuli. Experimental Investigation of Flapping-Wing MAV in Wind Tunnel[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2007, 28(2): 275-280 (in Chinese)

[3] 段文博，昂海松，肖天航. 主動(dòng)變形撲翼飛行器的設(shè)計(jì)和風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)研究[J]. 航空學(xué)報(bào)，2013, 34(3): 474-486 Duan Wenbo, Ang Haisong, Xiao Tianhang. Design and Wind Tunnel Test of an Active Morphing Wing Ornithopter[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2013, 34(3): 474-486 (in Chinese)

[4] Pin Wu, Peter Ifju, Bret Stanford. Flapping Wing Structural Deformation and Thrust Correlation Study with Flexible Membrane Wings[J]. AIAA Journal, 2010, 48(9): 2111-2122

[5] Sergey Shkarayev, Dmytro Silin. Applications of Actuator Disk Theory to Membrane Flapping Wings[J]. AIAA Journal, 2010, 48(10): 2227-2234

[6] Graham K Taylor, Robert L Nudds, Adrian L R. Thomas. Flying and Swimming Animals Cruise at a Strouhal Number Tuned for High Power Efficiency[J]. Nature, 2003,425: 707-710

An Experimental Research about the Characteristics of Thrust and Power of FMAV

Fu Peng, Song Bifeng, Liang Shaoran, Yang Wenqing

(School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi′an 710072, China)

Aiming at the characteristics of flapping-wing MAV (FMAV) wind tunnel experiment which has more variables to be controlled and measured in a dynamic testing environment, a flapping machine is designed for the experiment especially. Beyond the accurate control of flapping amplitude and flapping frequency, the flapping machine also integrates the measurements of instantaneous flapping angle and input power. With the flapping machine, a set of control and measure system to FMAV wind tunnel experiment was built, which realizes the measurement functions of aerodynamic forces flapping angle and input power etc. Based on the system, an experiment about the research of thrust and power characteristics of FMAV is carried on, in which the thrust and power characteristics at different flapping frequencies and different flapping amplitudes are mainly focused on. Within the scope of this study, the experiment result shows increasing flapping frequency and flapping amplitude has a good advantage to thrust generating, but that comes at the price of a higher power consumption; as St increasing, the thrust and power grow as a J-shaped curve, which means the higher the St is, the faster the thrust and power increase.

flapping-wing MAV; thrust characteristic; power characteristic; wind tunnel experiment; measure & control system

V211.7

A

1000-2758(2016)06-0976-06