周 超，吳江浩

（北京航空航天大學(xué)交通科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

1 引 言

上世紀九十年代美國國防預(yù)先研究計劃局（DAPRA）首次提出了微型飛行器（Micro Air Vehicle，MAV）［1］的概念。MAV體積小，重量輕，具有良好的隱蔽性和機動性，適于在較小的空間范圍內(nèi)飛行，并可在某些惡劣環(huán)境條件下完成偵察、通訊、勘探、協(xié)助救援等任務(wù)，因此在軍用及民用領(lǐng)域有諸多廣泛應(yīng)用。發(fā)展微型飛行器對未來國家安全和國民經(jīng)濟建設(shè)等方面將起到非常重要的作用，其概念一經(jīng)提出便得到了世界上許多國家的極大關(guān)注，并成為國際上的研究熱點。

過去的二十年間MAV得到了飛速的發(fā)展，諸多MAV飛行器原理樣機相繼問世。國內(nèi)外各大科研機構(gòu)通過對微型飛行器本體及其子系統(tǒng)研究，提出了多種氣動布局概念。根據(jù)機翼布局形式及運動特點的差別，大部分MAV可以歸為三種類型［2］：固定翼MAV、旋翼MAV以及撲翼MAV。三種典型MAV布局形式特點鮮明，其中固定翼MAV盡管航速高、航程遠，但不能懸停，且在低雷諾數(shù)飛行條件下，其升力的產(chǎn)生和飛行器控制方面的缺點顯著；旋翼MAV和撲翼MAV被證明具有良好的氣動效率［3］，但旋翼低雷諾數(shù)下氣動性能惡化顯著，撲翼運動機理復(fù)雜、機構(gòu)實現(xiàn)困難。當(dāng)前，借鑒不同MAV氣動布局的飛行原理，通過設(shè)計復(fù)合式氣動布局充分發(fā)揮不同布局的氣動優(yōu)勢也成為MAV設(shè)計的方法之一?；诖怂悸?，近年來提出了微型撲旋翼氣動布局。

本文對過去十年國內(nèi)外微型撲旋翼懸停飛行的空氣動力學(xué)方向的研究進行綜述，著重介紹撲旋翼的概念及其發(fā)展，撲旋翼空氣動力學(xué)研究的相關(guān)成果，并對未來發(fā)展撲旋翼MAV所需要著重解決的問題進行展望。

2 微型撲旋翼的概念及發(fā)展

2.1 微型撲旋翼概念

自然條件下蜻蜓前飛時，如圖1（a），其一對豎直撲翅除產(chǎn)生豎直方向的升力平衡身體重力外，還產(chǎn)生沿前進方向的推力以克服前飛阻力，如圖1（b）。受此啟發(fā)，如果我們將蜻蜓一對翅由平面對稱分布變?yōu)檩S對稱布置，如圖1（c），此時蜻蜓的一對翅仍能產(chǎn)生豎直方向的升力，但兩個翅所產(chǎn)生的推力不再是同向而變?yōu)榉聪?，從而形成繞身體縱向軸的旋轉(zhuǎn)力矩，該情況下蜻蜓及其一對翅在此旋轉(zhuǎn)力矩的作用下將實現(xiàn)繞身體縱軸旋轉(zhuǎn)，上述推斷意味著可以通過對系統(tǒng)輸入拍動運動而收獲旋轉(zhuǎn)運動。上述仿生原理啟示我們，可以利用拍動產(chǎn)生的推力驅(qū)動翼旋轉(zhuǎn)，實現(xiàn)主動拍動、被動旋轉(zhuǎn)的翼形式，該布局既保留了低雷諾數(shù)下?lián)湟磔^優(yōu)的氣動特性，又可以利用旋翼氣動效率較高的氣動優(yōu)勢。

基于上述思路，英國克蘭菲爾德大學(xué)郭士均等［4］結(jié)合撲翼MAV和旋翼MAV的特點，提出了撲旋翼MAV的概念。撲旋翼的運動原理和空氣動力學(xué)原理是：一對翼中心對稱安裝在一根豎直振蕩軸上，翼不僅可上下拍動，又可繞振蕩軸水平旋轉(zhuǎn)。工作時，電機帶動振蕩軸往復(fù)振蕩，驅(qū)動雙翼上下?lián)鋭樱藭r在對稱雙翼上產(chǎn)生水平對稱推力和部分豎直升力；作用在雙翼上的推力形成旋轉(zhuǎn)力矩，驅(qū)使雙翼繞中心軸同向旋轉(zhuǎn)，翼初始安裝時設(shè)置一定的攻角，旋轉(zhuǎn)的同時翼還可進一步產(chǎn)生升力。撲旋翼融合了撲翼和旋翼的特點，在該布局上昆蟲翅拍動產(chǎn)生高升力以及翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力的原理均得到應(yīng)用，但與旋翼不同的是，撲旋翼的旋轉(zhuǎn)運動是由翼拍動過程中產(chǎn)生的氣動推力矩驅(qū)動的，該力矩相對模型是外力矩，這大大降低了撲旋翼反扭矩配平要求。同撲翼與旋翼MAV一樣，撲旋翼MAV也具有垂直起降和空中懸停飛行能力，同樣可在小空間內(nèi)使用。

圖1 撲旋翼概念來源及其原理樣機Fig.1 Flapping rotary wing concept and a flapping rotary wing protocol

2.2 撲旋翼飛行器發(fā)展過程

利用撲旋翼的概念，國內(nèi)外相關(guān)研究機構(gòu)設(shè)計和制作了多種形式的撲旋翼MAV模型［4-7］，圖2給出了撲旋翼MAV的發(fā)展過程。

自從Vandenberghe等［8］發(fā)現(xiàn)通過翼拍動可以產(chǎn)生推力驅(qū)動翼旋轉(zhuǎn)后，美國Maryland大學(xué)Brandon Fitchett等［7］便加工制作了一金屬機械模型“Flotor”。該機械模型上裝配兩個電機，兩個電機分別驅(qū)動翼的拍動運動和旋轉(zhuǎn)運動。當(dāng)該機械模型僅驅(qū)動拍動的電機工作時，翼便主動拍動、被動旋轉(zhuǎn)。在撲旋翼的概念提出之前，人們普遍關(guān)注撲翼拍動產(chǎn)生推力這一物理現(xiàn)象，并不關(guān)注該概念飛行器的氣動特性及應(yīng)用前景。郭士均等［4］提出撲旋翼概念后，利用壓電材料制作了原理驗證機［5］，該模型較小的拍動幅度與旋轉(zhuǎn)速度使得該壓電模型平均升力極低，但盡管如此該原理驗證機升力測試實驗證實了撲旋翼布局用于MAV設(shè)計的可行性。

壓電式撲旋翼模型運動需要較高的驅(qū)動電壓，這對外部能量供應(yīng)提出了較高的要求，據(jù)此研制可飛的模型顯然不現(xiàn)實，因此國內(nèi)外眾多研究機構(gòu)又相繼開展了機械式撲旋翼模型的研究。北京航空航天大學(xué)吳江浩等［6，9］研制了曲柄滑塊驅(qū)動的機械式撲旋翼模型，北京理工大學(xué)王正杰［10］、賀媛媛等、西北工業(yè)大學(xué)李占科等［11］也分別進行了撲旋翼機構(gòu)設(shè)計的研究。2014年，Cranfield大學(xué)、北京航空航天大學(xué)以及北京理工大學(xué)的撲旋翼研究團隊合作制作了一個3.5g左右的機械式撲旋翼（圖3），并實現(xiàn)了該類布局飛行器的首次垂直起降飛行［12］。2015年，北京航空航天大學(xué)李道春等［13］又設(shè)計制作了首個可帶動力飛行的撲旋翼模型。

圖3 可垂直起降飛行的微型撲旋翼模型Fig.3 The micro flapping rotary wing model achieving vertically take-off flight

3 微型撲旋翼飛行器懸停的空氣動力學(xué)

圖2 撲旋翼MAV發(fā)展歷程Fig.2 The development history of flapping rotary wing MAV

自撲旋翼的概念提出后，撲旋翼布局用于MAV設(shè)計的可行性很快通過實驗得到證實［4-6］。之后的研究著重解決撲旋翼懸停飛行的空氣動力學(xué)原理以完善飛行器研制的氣動理論。這一方向的研究主要集中在獲取撲旋翼的運動規(guī)律，探究撲旋翼基本氣動特性［6，9，14-18］，揭示撲旋翼流動機理［16-17］、探究撲旋翼相對其他氣動布局的氣動優(yōu)勢［12，17-18］以及增升控制［19］等。上述研究工作對理解撲旋翼的氣動特性，弄清其中的物理機制起到了重要的作用，有力的推動了撲旋翼MAV的發(fā)展。

3.1 撲旋翼運動規(guī)律

撲旋翼運動規(guī)律是研究撲旋翼氣動特性的基礎(chǔ)，因此研究者首先測量了撲旋翼的運動及變形規(guī)律。

在早期的研究中，撲旋翼的振蕩頻率及旋轉(zhuǎn)速度通過對激光位移傳感器［9］（圖4）獲得。激光位移傳感器測量難以得到撲旋翼的拍動及俯仰運動規(guī)律，因此，能夠獲得各瞬時撲旋翼運動變形圖像的高速攝像方法在之后的運動規(guī)律測量中得到了應(yīng)用。通過單臺相機拍攝撲旋翼運動圖像，結(jié)合圖像中撲旋翼的投影關(guān)系，郭士均等［12］獲得了多個周期內(nèi)撲旋翼的拍動運動規(guī)律及攻角變化規(guī)律（圖5）。單臺相機無可避免的存在相機畸變，同時由于撲旋翼是旋轉(zhuǎn)的，在某些特殊情況下（如翼尖連線平行于相機軸時）撲旋翼的拍動運動和俯仰運動測量便存在較大的誤差。為避免上述問題，吳江浩等［20-21］發(fā)展了基于多臺高速攝像機的撲旋翼運動測量裝置（圖4），利用三臺高速攝像機對預(yù)先涂有標(biāo)記點的撲旋翼進行同步拍攝，通過圖像處理、標(biāo)記點識別和三維空間重構(gòu)，準確獲取各個標(biāo)記點的三維位置坐標(biāo)，據(jù)此他們準確獲得了撲旋翼的三維角運動及變形運動規(guī)律。這一規(guī)律的提取，為分析撲旋翼的運動特點，進而為探究撲旋翼的氣動機理提供了運動輸入和依據(jù)。

圖4 撲旋翼運動測量裝置Fig.4 Setups used for kinematic measurement of flapping rotary wing

圖5 基于單相機拍攝圖像的撲旋翼運動規(guī)律測量Fig.5 Flapping rotary wing kinematic measurement based on images from single high-speed camera

邱健等［21］測量特定的撲旋翼模型運動規(guī)律發(fā)現(xiàn)，旋轉(zhuǎn)角隨時間呈線性增加，拍動角隨時間的變化規(guī)律近似于三角波，且在下拍/上拍中存在高頻波動。在一個拍動周期內(nèi)，俯仰角隨時間在初始攻角附近發(fā)生劇烈變化，出現(xiàn)多個峰值。改變拍動頻率對于拍動角的影響較小，但會使拍動幅度增加的趨勢明顯。拍動頻率不變，增加初始攻角會帶來拍動幅度和轉(zhuǎn)速的減小，但俯仰運動受初始攻角的變化影響較小。總體而言，初始攻角對翼運動的影響小于拍動頻率。他們將拍動頻率和轉(zhuǎn)速無量綱化，發(fā)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)Re與拍動雷諾數(shù)Ref呈線性關(guān)系（如圖6所示），而與初始攻角無關(guān)。

3.2 撲旋翼基本氣動特性

撲旋翼懸停狀態(tài)下基本氣動特性研究主要是明確撲旋翼設(shè)計參數(shù)對其氣動力的影響規(guī)律。撲旋翼的設(shè)計參數(shù)主要有運動參數(shù)和幾何參數(shù)，前者包括拍動頻率、初始攻角及旋轉(zhuǎn)速度，后者主要包括翼的展弦比、根梢比及面積二階矩位置等。

圖6 撲旋翼運動規(guī)律Fig.6 Kinematics of flapping rotary wing

基于機械撲旋翼模型，周超等［6，9］實驗測量了撲旋翼升力、被動旋轉(zhuǎn)速度與撲翼拍動頻率及初始安裝攻角之間的關(guān)系（見圖7）。研究表明，特定初始攻角下，初始階段增加拍動頻率可提高撲旋翼轉(zhuǎn)速，但一旦拍動頻率超過特定值，撲旋翼轉(zhuǎn)速反而保持不變，增加拍動頻率會使翼平均升力隨之線性增加。撲旋翼最大平均升力值在15o～20o的初始攻角條件下取得，當(dāng)初始攻角大于失速攻角時，撲旋翼升力可以在較大的攻角范圍維持較高值而不顯著降低，這表明撲旋翼具有良好的失速特性。

吳江浩等［16，21］采用CFD方法又進一步系統(tǒng)研究了Re、運動參數(shù)及幾何參數(shù)對撲旋翼氣動特性的影響。研究發(fā)現(xiàn)，增加拍動幅度和旋轉(zhuǎn)速度的比值雖然會增加撲旋翼平均旋轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，但也使翼平均升力系數(shù)降低，增加初始攻角的影響與增加拍動幅度和旋轉(zhuǎn)速度比值的影響相反，增加俯仰幅度或Re能夠同時增加翼平均升力系數(shù)和旋轉(zhuǎn)力矩系數(shù)。改變翼的幾何參數(shù)（如二階矩半徑、扭轉(zhuǎn)角及展弦比）會改變翼氣動力，采用中等大小面積二階矩、稍帶扭轉(zhuǎn)的中等展弦比撲旋翼可獲得較高升力。

圖7 撲旋翼升力隨拍動頻率及攻角變化Fig.7 Lift of a flapping rotary wing varied with flapping frequency and wing angle of attack

實驗研究與數(shù)值仿真研究均表明撲旋翼的俯仰運動可以顯著影響撲旋翼的升力?？紤]到實驗研究中機械模型可實現(xiàn)的俯仰幅度較小，而數(shù)值仿真模型又未考慮翼旋轉(zhuǎn)速度穩(wěn)定的狀態(tài)，因此李豪［14］、周超等［18］均采用數(shù)值仿真的方法從更寬的俯仰運動參數(shù)空間來探究撲旋翼轉(zhuǎn)速平衡狀態(tài)下的氣動特性，分別如圖8及圖9所示。研究發(fā)現(xiàn)平衡轉(zhuǎn)速隨初始攻角增加大致線性減小，但隨俯仰幅度的減小，平衡轉(zhuǎn)速隨初始攻角的梯度顯著增加，且平衡轉(zhuǎn)速對初始攻角的敏感程度不同，俯仰幅度越小，平衡轉(zhuǎn)速對初始攻角的變化越敏感，因此如果希望獲得較快的旋轉(zhuǎn)速度，應(yīng)該盡量使用較小的俯仰幅度。不同俯仰幅度下，升力系數(shù)隨平均攻角的變化近似呈現(xiàn)拋物線型，且升力峰值在15o～20o取得。結(jié)合先前機械模型測力實驗結(jié)果［13］，因此若撲旋翼要獲得高升力，撲旋翼初始攻角應(yīng)取15o～20o。俯仰幅度的減小在帶來平衡轉(zhuǎn)速增加的同時，也使得撲旋翼的升力大幅提高。但需要注意的是，由于在較小的俯仰運動幅度下攻角變化會導(dǎo)致翼升力發(fā)生顯著波動，這會使微型飛行器的攻角選擇和結(jié)構(gòu)設(shè)計面臨極大的困難，因此也需在設(shè)計時著重予以關(guān)注。

圖8 撲旋翼升力、功耗及效率隨攻角變化規(guī)律Fig.8 Lift，power consumption and efficiency of a flapping rotary wing varied with wing angle of attack

圖9 不同俯仰運動條件下的平衡轉(zhuǎn)速和平均升力Fig.9 Rotating Speed and mean lift at torque-balanced status varied with pitching kinematics

在明確了撲旋翼基本氣動特性的基礎(chǔ)上，研究通過對撲旋翼周圍流場結(jié)構(gòu)演變的細致分析進一步揭示撲旋翼氣動力產(chǎn)生原理。吳江浩、王逗等［16］采用數(shù)值仿真方法計算了撲旋翼周圍流場演變，研究表明隨著撲旋翼的上下拍，其周圍渦有規(guī)律的生成和脫落，下拍生成緊致的前緣渦是導(dǎo)致?lián)湫懋a(chǎn)生高升力的主要因素。為了進一步探究撲旋翼中旋轉(zhuǎn)運動與拍動運動的耦合影響，吳江浩、周超等［17］又進一步計算并對比了撲旋翼與單純豎直撲翼的氣動力及周圍的流場結(jié)構(gòu)，研究發(fā)現(xiàn)相比豎直撲翼，撲旋翼上拍有效攻角為正值，上拍時前緣渦在上翼面形成，因而撲旋翼上拍過程反而產(chǎn)生了正升力，而這是導(dǎo)致?lián)湫硐啾蓉Q直撲翼升力增加的主要原因。鑒于撲旋翼運動是旋轉(zhuǎn)、拍動及俯仰運動的耦合，為了明確各種運動影響，吳江浩、陳隆等［22-23］又進一步研究了旋轉(zhuǎn)-拍動-俯仰耦合運動下翼的氣動特性，研究發(fā)現(xiàn)在旋轉(zhuǎn)的基礎(chǔ)上耦合拍動運動可以顯著減小翼的阻力，且阻力減小的程度與St數(shù)密切相關(guān)。在旋轉(zhuǎn)-拍動運動的基礎(chǔ)上增加俯仰運動會進一步減小翼的阻力矩，當(dāng)翼的平均攻角大于0o時，翼的升力也可以進一步的增加。造成這一現(xiàn)象的主要原因在于俯仰運動引起前緣渦強度的增加且使得氣動力向升力方向更多投影（圖10）。

3.3 與其它可懸停飛行器氣動特性對比

當(dāng)前可用于微型飛行器設(shè)計的氣動布局形式眾多，在飛行器初始設(shè)計階段如何進行布局形式選擇尚缺乏統(tǒng)一的指導(dǎo)。撲旋翼作為一種新型微型飛行器設(shè)計布局形式，其相對其他氣動布局的氣動優(yōu)勢也尚不清楚，這也使得我們在發(fā)展撲旋翼飛行器時并不清楚如何發(fā)揮其氣動優(yōu)勢。因此，過去還著重對比了撲旋翼氣動特性與其他可懸停氣動布局性能。

圖10 旋轉(zhuǎn)-拍動-俯仰耦合運動的翼氣動力及流場變化Fig.10 Wing aerodynamic forces and flow structures of pitching-flapping-perturbed revolving wing

撲旋翼提出不久，其升力產(chǎn)生能力是研究者關(guān)注的主要問題之一。撲旋翼中拍動與旋轉(zhuǎn)的耦合運動是否能夠為撲旋翼帶來升力產(chǎn)生上的優(yōu)勢并不明確。為此，基于實驗測量結(jié)果（圖11），周超等［9］對比了撲旋翼和同轉(zhuǎn)速旋翼之間的升力發(fā)現(xiàn)，當(dāng)斯托羅哈爾數(shù)超過一定值，也就是拍動產(chǎn)生的非定常效應(yīng)較強時，撲旋翼便能夠產(chǎn)生高于旋翼的氣動升力。明確了撲旋翼的該特征后，后續(xù)研究關(guān)注的問題便是撲旋翼是否相對其他懸停氣動布局，如撲翼和旋翼，在升力、氣動效率方面存在優(yōu)勢。

圖11 撲旋翼與同轉(zhuǎn)速旋翼升力系數(shù)對比Fig.11 Lift coefficient comparison between flapping rotary wing and rotary wing with same rotating speed

對比各MAV氣動布局氣動性能通常采用兩種對比基準及對應(yīng)的性能評價指標(biāo)。一是取各氣動布局的翼尖Re作為對比基準，在此基礎(chǔ)上比較各種氣動布局的平均升力系數(shù)、平均功率系數(shù)以及功率因子等。保持Re相同是多數(shù)文獻［3，24-26］比較多種氣動布局氣動性能時通常采用的基準條件。功率因子衡量的是翼產(chǎn)生相同平均升力系數(shù)時所付出的消耗。功率因子值越大，表示翼在產(chǎn)生相同平均升力系數(shù)時效率越高。二是取各氣動布局產(chǎn)生特定的升力作為對比基準，在此基礎(chǔ)上比較各種氣動布局的功率消耗。

在相同Re的基準條件下，李豪等［14］采用準定常方法，周超等［17-18］采用CFD計算方法同時對比了四種布局（旋翼、水平撲翼、豎直撲翼以及撲旋翼）不同攻角條件下的氣動力及升力效率（圖12、圖13），發(fā)現(xiàn)撲旋翼相比旋翼、水平撲翼、豎直撲翼存在兩方面的氣動優(yōu)勢：一是在相同的Re條件下，它能產(chǎn)生比旋翼、水平撲翼、豎直撲翼更高的升力，因而在設(shè)計大載荷MAV時撲旋翼可以成為一種更優(yōu)的氣動布局形式；二是撲旋翼高升力的產(chǎn)生狀態(tài)也是其氣動效率較高的狀態(tài)，這意味著撲旋翼能夠以較高的氣動效率產(chǎn)生高升力。

之后，周超等［18］又在升力固定的前提下系統(tǒng)的對比了撲旋翼、撲翼和旋翼的能耗情況。在相同目標(biāo)升力條件下，他們分析了兩種攻角狀態(tài)，即升力系數(shù)最大的攻角狀態(tài)及氣動效率最高的攻角狀態(tài)。對比發(fā)現(xiàn)，旋翼采用效率最高的攻角狀態(tài)產(chǎn)生升力時其氣動功耗最少，撲旋翼次之，最后是水平撲翼。

圖12 四種布局功率因子隨升力變化Fig.12 Power factor changing with lift of four MAV wing layouts in hovering flight

圖13 撲旋翼、昆蟲撲翼及旋翼氣動效率及升力變化Fig.13 Power efficiency versus lift of flapping rotary wing, insect-like flapping wing and rotary wing

3.4 撲旋翼增升控制技術(shù)

圖14 開孔翼設(shè)計方案Fig.14 Intact wing and perforated wing

由于微型飛行器尺寸小、重量輕，撲旋翼MAV使用的動力裝置及其輸出功率也極大受限，因此減重增升設(shè)計始終是撲旋翼設(shè)計的重點工作。撲旋翼下拍產(chǎn)生較大的正升力，但是上拍也產(chǎn)生明顯負升力，如果能減小上拍負升力而保持下拍正升力不變，那便可顯著增加撲旋翼升力。諸多撲旋翼增升控制方案都基于這一思路開展，但解決方案稍有區(qū)別。陳隆等［19］基于這一想法設(shè)計了開孔撲旋翼（圖14），該翼上開孔并覆蓋膜，上拍時孔打開卸載，下拍時孔關(guān)閉，升力維持。他們采用實驗方法研究了開孔撲旋翼的基本氣動特性，研究發(fā)現(xiàn)（圖15），初始攻角存在一個臨界值，當(dāng)初始攻角小于該臨界值時，開孔翼可以增加升力，升力最大增幅約35%，但當(dāng)初始攻角大于該臨界值時開孔翼平均升力反而比傳統(tǒng)非開孔翼要小。之后通過優(yōu)化開孔位置、開孔大小，研究進一步獲得了使升力最大化的開孔設(shè)計方案。賀媛媛等［27］提出了弓形機翼的方案，初始狀態(tài)下機翼在繩的牽引下呈弓形，在下拍過程中受繩的拉拽，機翼承受氣動載荷，產(chǎn)生較大升力，而在上拍過程中，機翼后緣在氣動載荷的作用下向下變形，實現(xiàn)卸載，減小上拍的氣動載荷，以此實現(xiàn)整個周期內(nèi)的氣動升力增加。據(jù)悉，相關(guān)研究仍在進行中。

4 研究展望

過去的研究針對懸停狀態(tài)撲旋翼等的氣動特性展開，有利支持了可懸停的微型撲旋翼飛行器的研制。展望未來的研究，為實現(xiàn)真正工程可應(yīng)用的微型撲旋翼飛行器，仍需要在撲旋翼前飛的空氣動力學(xué)、撲旋翼飛行器動穩(wěn)定性及飛行控制方面開展深入的研究工作。

4.1 撲旋翼前飛的空氣動力學(xué)研究

撲旋翼前飛是撲旋翼重要的飛行狀態(tài)之一，也是其完成任務(wù)必須經(jīng)歷的飛行狀態(tài)。撲旋翼本身是拍動-俯仰-旋轉(zhuǎn)運動的耦合，其懸停狀態(tài)下的空氣動力學(xué)問題本身就相當(dāng)復(fù)雜，而在前飛時，受前飛來流條件的影響，其上行和下行氣流的影響會使得氣動力進一步產(chǎn)生不對稱特性，這使得撲旋翼前飛空氣動力學(xué)問題相比懸停時更為復(fù)雜。因此，探究撲旋翼前飛空氣動力學(xué)問題，應(yīng)在過去研究旋翼和撲翼前飛氣動特性的基礎(chǔ)上，著重關(guān)注前飛狀態(tài)撲旋翼的氣動力及氣動力矩變化規(guī)律并揭示其氣動力產(chǎn)生原理，并基于此提取用于前飛飛行控制參數(shù)和飛行控制策略。

4.2 撲旋翼飛行器動穩(wěn)定性及飛行控制問題研究

圖15 開孔翼與普通翼升力及旋轉(zhuǎn)速度對比Fig.15 Comparison of lift and rotating speed between perforated wing and intact wing

自然界中的昆蟲飛行是動不穩(wěn)定的，其穩(wěn)定飛行需時刻進行增穩(wěn)控制。撲旋翼結(jié)合了自然界中昆蟲撲動與旋翼轉(zhuǎn)動，其本體穩(wěn)定性尚不清楚，因此需對其本體穩(wěn)定性進行探究以為撲旋翼控制策略研究奠定基礎(chǔ)。在弄清其穩(wěn)定性之后，應(yīng)結(jié)合撲旋翼懸停及前飛空氣動力學(xué)原理開展飛行控制方法、控制策略的研究工作，明確用于飛行姿態(tài)控制的變量，并計算控制量變化對控制力矩的影響規(guī)律，最終據(jù)此設(shè)計控制率。最后還需通過機構(gòu)實現(xiàn)上述控制運動，并開展試飛驗證工作。

5 結(jié)束語

微型撲旋翼是近年來提出的一種新型仿生微型飛行器氣動布局。該氣動布局包含一對可繞中心軸旋轉(zhuǎn)的撲翼，翼上下拍動產(chǎn)生的水平力矩驅(qū)動翼被動旋轉(zhuǎn)，在翼拍動和旋轉(zhuǎn)的過程中產(chǎn)生克服重力的升力。過去的十年間，學(xué)術(shù)界針對微型撲旋翼懸停狀態(tài)下空氣動力學(xué)開展了一系列研究，取得了一定的成果，為實現(xiàn)此類布局微型飛行器的成功飛行創(chuàng)造了條件。

過去的研究首先通過激光位移測量、高速攝像及空間重構(gòu)技術(shù)獲得了撲旋翼的運動及變形規(guī)律，從而為研究微型撲旋翼飛行器的基本氣動特性并揭示其氣動機理創(chuàng)造了條件。借助實驗測量和數(shù)值仿真手段研究總結(jié)了微型撲旋翼飛行器拍動頻率、初始攻角及旋轉(zhuǎn)速度對撲旋翼升力及氣動能耗的影響規(guī)律，從渦的演變機制上解釋了撲旋翼氣動力產(chǎn)生特點。上述原理的揭示為指導(dǎo)微型撲旋翼飛行器設(shè)計提供了一定的指導(dǎo)。為解決仿生微型飛行器初始設(shè)計階段氣動選型，并挖掘撲旋翼氣動優(yōu)勢，系統(tǒng)對比了旋翼、撲翼及撲旋翼三類氣動布局在升力產(chǎn)生及氣動效率方面的差別，并明確了不同氣動布局氣動優(yōu)勢的設(shè)計參數(shù)范圍。為進一步增加撲旋翼的升力，研究還探索了機翼開孔等多種撲旋翼設(shè)計方案。

未來仍需要進一步開展微型撲旋翼前飛狀態(tài)的空氣動力學(xué)研究以及飛行控制研究，為實現(xiàn)工程可應(yīng)用的微型撲旋翼飛行器創(chuàng)造條件。