本发明公开了一种扑翼装置参数化设计方法，属于航空航天领域，包括确定所设计的扑翼机构的拍动幅度；根据曲柄滑块机构、过渡机构和摆动导杆机构中各杆与角度之间的关系，确立曲柄滑块机构中曲柄<Image  he="52"  wi="31"  file="ZY_1.GIF"  imgContent="drawing"  imgFormat="GIF"  orientation="portrait"  inline="yes"  />绕圆心转动的角速度<Image  he="68"  wi="70"  file="ZY_2.GIF"  imgContent="drawing"  imgFormat="GIF"  orientation="portrait"  inline="yes"  />与摆动导杆机构中第一导杆<Image  he="24"  wi="19"  file="ZY_3.GIF"  imgContent="drawing"  imgFormat="GIF"  orientation="portrait"  inline="yes"  />摆动的角速度<Image  he="72"  wi="76"  file="ZY_4.GIF"  imgContent="drawing"  imgFormat="GIF"  orientation="portrait"  inline="yes"  />的关系；通过机构的上极限位置、中间位置和下极限位置得到各机构的杆长。本发明提供的一种扑翼装置参数化设计方法，通过几何尺寸与运动学之间的规律推导得到扑翼机构，可实现较大的拍动幅度，为扑翼机构的设计提供思路。