崔云濤 張偉李亞南

（北京工業(yè)大學(xué)機(jī)電學(xué)院，機(jī)械結(jié)構(gòu)非線性振動與強(qiáng)度北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100124）

伸縮機(jī)翼動力學(xué)實(shí)驗(yàn)研究*

崔云濤 張偉?李亞南

（北京工業(yè)大學(xué)機(jī)電學(xué)院，機(jī)械結(jié)構(gòu)非線性振動與強(qiáng)度北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100124）

伸縮機(jī)翼作為一種可變形翼，變形過程中，由于其結(jié)構(gòu)時變特性嚴(yán)重且具有柔性體特點(diǎn)，翼面橫向振動特性實(shí)時變化從而影響飛行性能.基于伸縮機(jī)翼實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，分別開展了伸縮機(jī)翼模態(tài)實(shí)驗(yàn)研究和振動實(shí)驗(yàn)研究，即通過PLC控制系統(tǒng)控制伺服電機(jī)轉(zhuǎn)速及轉(zhuǎn)向，進(jìn)而改變活動機(jī)翼外伸長度及伸縮速度，一方面利用錘擊法獲得五種活動機(jī)翼外伸長度下前三階模態(tài)參數(shù)；另一方面利用ICP加速度傳感器、LMS數(shù)據(jù)采集分析系統(tǒng)采集并處理活動機(jī)翼伸縮過程中橫向振動加速度信號，獲得伸縮速度與最大振動幅值、最大響應(yīng)頻率之間關(guān)系.結(jié)果表明，活動機(jī)翼外伸長度增加，結(jié)構(gòu)固有頻率值減??；伸縮速度作為參數(shù)激勵，其等效激勵與活動機(jī)翼某一外伸長度下某一階固有頻率值相近而導(dǎo)致顫振.為伸縮機(jī)翼翼面振動控制和伸縮速度合理選擇提供理論依據(jù)和技術(shù)支持.

可變形翼， 伸縮機(jī)翼， 模態(tài)實(shí)驗(yàn)， 振動實(shí)驗(yàn)

引言

常規(guī)固定機(jī)翼飛行器幾何外形通常只針對飛行高度、航程、馬赫數(shù)等指標(biāo)選取其中一種或兩種進(jìn)行最優(yōu)設(shè)計，而對其它指標(biāo)進(jìn)行折衷處理.由于在飛行任務(wù)過程中，不同飛行階段飛行參數(shù)不斷變化，常規(guī)固定機(jī)翼飛行器則無法獲得理想飛行性能.與常規(guī)固定機(jī)翼飛行器不同，變形機(jī)翼飛行器可在飛行過程中通過改變機(jī)翼參數(shù)進(jìn)而改變其結(jié)構(gòu)，以最優(yōu)氣動特性滿足不同飛行狀態(tài)對于飛行動力學(xué)要求，極大提高飛行器適用性和利用率［1-3］.伸縮機(jī)翼可通過調(diào)整翼展長度改變機(jī)翼面積、展弦比等，滿足多任務(wù)點(diǎn)設(shè)計要求.如亞音速巡航任務(wù)階段翼展長度增長，展弦比增大，誘導(dǎo)阻力降低，升阻比減小，航程明顯增長；超音速攻擊任務(wù)階段翼展長度縮短，展弦比減小，波阻降低，升阻比增大，機(jī)動性能顯著提高.

Blondeau等［4-5］基于充氣伸縮梁概念研制充氣伸縮機(jī)翼并開展低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，研究結(jié)果表明相較于固定機(jī)翼其氣動特性更為優(yōu)越.Mestrinho等［6-7］進(jìn)行了伸縮機(jī)翼非對稱翼展長度滾轉(zhuǎn)率研究分析并開展機(jī)翼彎曲測試，研究表明非對稱翼展長度伸縮機(jī)翼可代替副翼實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)控制.Vocke等［8］利用零泊松比蜂窩結(jié)構(gòu)和纖維增強(qiáng)柔性復(fù)合材料蒙皮制作了伸縮機(jī)翼模型，風(fēng)洞試驗(yàn)研究表明其翼展變形量可達(dá)100%.Krvvokhattko等［9］開展了伸縮機(jī)翼無人機(jī)氣動特性實(shí)驗(yàn)研究，研究表明當(dāng)伸縮機(jī)翼活動翼弦長與固定翼弦長之比不小于0. 86時，關(guān)節(jié)渦流相較于翼尖渦流可忽略不計.張偉等［10］利用ANSYS對不同翼展長度伸縮機(jī)翼進(jìn)行了有限元仿真，證明所設(shè)計傳動系統(tǒng)可作為伸縮式變形翼飛行器的變形方案.陳亞楠和余本嵩等［11］研究發(fā)現(xiàn)機(jī)翼伸展過程中升阻系數(shù)改變，飛行器將發(fā)生變速沉浮運(yùn)動.李士途和李軍府等［12］采用氣動力計算、風(fēng)洞試驗(yàn)、縮比飛行模型研究等手段對機(jī)翼展開與收縮等不同狀態(tài)的氣動特性進(jìn)行了分析，驗(yàn)證了其伸縮機(jī)翼變體飛機(jī)氣動布局方案可行.李聞和宋筆鋒等［13］基于鋼索絞盤傳動機(jī)構(gòu)研制飛翼布局變形機(jī)翼并進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和外場飛行試驗(yàn)，結(jié)果表明通過實(shí)時控制機(jī)翼氣動外形可保持較高氣動效率.李偉和熊克等［14］設(shè)計了一種用于變體翼梢小翼的伸縮柵格，并采用計算流體力學(xué)與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)相結(jié)合方法分析了變體翼梢小翼高度變化對機(jī)翼翼尖尾渦流動結(jié)構(gòu)和升阻特性影響，結(jié)果表明增大翼梢小翼高度可顯著降低翼尖尾渦強(qiáng)度、阻力系數(shù).

本文基于伸縮機(jī)翼實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，利用加速度傳感器、移動式?shù)據(jù)采集前端、軟件分析系統(tǒng)等搭建實(shí)驗(yàn)平臺，分別開展伸縮機(jī)翼模態(tài)實(shí)驗(yàn)研究和振動實(shí)驗(yàn)研究，探討活動機(jī)翼不同外伸長度下模態(tài)參數(shù)變化規(guī)律及伸縮速度和翼面振動特性之間關(guān)系.

1 伸縮機(jī)翼實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

伸縮機(jī)翼實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1，主要由固定機(jī)翼、活動機(jī)翼、傳動系統(tǒng)、安裝平臺及PLC控制系統(tǒng)五部分組成.

圖1 伸縮機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Experimentalmodel of telescoping wing

固定機(jī)翼和活動機(jī)翼均由前緣、盒式梁、翼肋、后緣、蒙皮、桁條組成，材質(zhì)為航空鋁7075，其翼展長度及翼肋基本參數(shù)如表1.

表1 基本參數(shù)Table 1 Basic parameters

傳動系統(tǒng)由電機(jī)、錐齒輪、滾珠絲杠組成.伺服電機(jī)型號為Panasonic-MSMD042P1U交流伺服電機(jī)；錐齒輪傳動比為2∶1，齒輪模數(shù)1，大錐直齒輪齒數(shù)40，小錐直齒輪齒數(shù)20；滾珠絲杠為雙頭螺紋、直徑20mm、螺距5mm.

伸縮機(jī)翼實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ凸ぷ髟頌镻LC控制系統(tǒng)控制伺服電機(jī)旋轉(zhuǎn)速度及旋轉(zhuǎn)方向，電機(jī)與小錐齒輪通過鍵連接同步轉(zhuǎn)動，將電機(jī)轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)換為與其垂直安置左右兩個大錐齒輪轉(zhuǎn)動，大錐齒輪與絲杠通過鍵連接同步轉(zhuǎn)動，絲杠螺母與活動機(jī)翼通過螺栓固定，絲杠轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)換為活動機(jī)翼收縮運(yùn)動進(jìn)而實(shí)時改變活動機(jī)翼外伸長度.

2 模態(tài)實(shí)驗(yàn)研究

伸縮機(jī)翼一般可簡化為可伸縮梁模型進(jìn)行理論研究，而梁、板等結(jié)構(gòu)的各種理論研究離不開動力學(xué)實(shí)驗(yàn)研究給予驗(yàn)證.在本實(shí)驗(yàn)中，采用錘擊法對伸縮機(jī)翼實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行模態(tài)實(shí)驗(yàn)，研究活動機(jī)翼外伸0mm、外伸200mm、外伸400mm、外伸600mm、外伸800mm五種長度實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驼裥秃凸逃蓄l率變化規(guī)律，模態(tài)實(shí)驗(yàn)設(shè)備和測試系統(tǒng)如圖2，實(shí)驗(yàn)流程示意圖如圖3.

圖2 實(shí)驗(yàn)設(shè)備和測試系統(tǒng)Fig.2 Experimental devices and measurement system

圖3 實(shí)驗(yàn)流程Fig.3 Experimental flowchart

利用移動激勵點(diǎn)、固定響應(yīng)點(diǎn)錘擊法開展模態(tài)實(shí)驗(yàn)研究.首先，確定測點(diǎn)位置并粘貼ICP加速度傳感器（B＆K4517型），測點(diǎn)布置應(yīng)遵循：反映實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ突就庑魏吞卣?；非對稱布置；避開振型節(jié)點(diǎn)位置.其次，通過線纜連接力錘（聯(lián)能LC-02A型）、傳感器、數(shù)據(jù)采集前端（LMSSCADASMobile SCM01移動式）、計算機(jī).再次，在Impact Testing模塊中標(biāo)定傳感器靈敏度值，建立幾何模型并將實(shí)際測點(diǎn)與幾何模型對應(yīng)點(diǎn)進(jìn)行關(guān)聯(lián)，設(shè)置相關(guān)參數(shù)（通道設(shè)置、采樣參數(shù)及窗函數(shù)等），控制錘擊力度以微小振幅激勵實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停ㄟ^力傳感器（聯(lián)能CL-YD-312型）和加速度傳感器，同步通過數(shù)據(jù)采集前端，采集脈沖激勵和加速度響應(yīng)信號.最后，在Modal Analysis模塊中處理脈沖激勵和加速度響應(yīng)信號，采用Poly-MAX模態(tài)參數(shù)識別法進(jìn)行模態(tài)參數(shù)識別.活動機(jī)翼五種外伸長度實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ颓?階固有頻率如表2.

表2 活動機(jī)翼五種外伸長度前3階固有頻率Table 2 Initial third order natural frequency of active wing in five conditions

由表2可知，隨著活動機(jī)翼外伸長度增加，各階模態(tài)對應(yīng)固有頻率值隨之降低，即結(jié)構(gòu)越長振動頻率越小.

活動機(jī)翼外伸400mm前三階振型如圖4.

圖4 外伸400mm前三階振型Fig.4 Initial third order vibration modal for extended 400mm

由圖4可知活動機(jī)翼外伸400mm第一階模態(tài)振型為彎曲振動，第二階模態(tài)振型為扭轉(zhuǎn)振動，第三階模態(tài)振型為扭轉(zhuǎn)振動.

活動機(jī)翼外伸800mm前三階振型如圖5.

圖5 外伸800mm前三階振型Fig.5 Initial third order vibration modal for extended 800mm

由圖5可知活動機(jī)翼外伸800mm第一階模態(tài)振型為彎曲振動，第二階模態(tài)振型為彎扭耦合振動，第三階模態(tài)振型為扭轉(zhuǎn)振動.由此可見，結(jié)構(gòu)模態(tài)隨著活動機(jī)翼外伸長度增加，第一階模態(tài)振型一致，一階以上各階模態(tài)振型不再一致.

3 振動實(shí)驗(yàn)研究

通過增大伸縮速度從而減少變形所需時間，將顯著提高伸縮式變形機(jī)翼飛行器在不同飛行環(huán)境下適應(yīng)能力.但伸縮速度作為參數(shù)激勵，當(dāng)其與伸縮機(jī)翼某一階固有頻率相接近時會導(dǎo)致顫振產(chǎn)生，嚴(yán)重影響飛行器飛行性能.

為了研究伸縮速度與翼面振動響應(yīng)之間關(guān)系，確定伸縮速度為控制因素進(jìn)行振動實(shí)驗(yàn)研究.首先，確定固定機(jī)翼最外端和活動機(jī)翼最外端兩點(diǎn)為測點(diǎn)并粘貼ICP加速度傳感器（B＆K 4517型）.其次，通過線纜連接傳感器、數(shù)據(jù)采集前端（LMS SCADASMobile SCM01移動式）、計算機(jī).再次，在Signature Testing模塊中標(biāo)定傳感器靈敏度值，設(shè)置相關(guān)參數(shù)（通道設(shè)置、采樣參數(shù)及觸發(fā)方式選擇等），改變活動機(jī)翼伸縮速度即速度以4mm/s為單位從70mm/s逐漸增加至142mm/s，傳感器通過數(shù)據(jù)采集前端采集加速度響應(yīng)信號.最后，在Signature Testing模塊中對加速度振動信號進(jìn)行去直流分量、重采樣、濾波、積分、傅里葉變換等處理分別獲得位移時間歷程圖、頻譜圖.對位移時間歷程圖進(jìn)行分析處理可得，外伸速度與最大振動幅值關(guān)系如圖6，收縮速度與最大振動幅值關(guān)系如圖7.

圖6 外伸速度與最大振動幅值關(guān)系Fig.6 Relationship between extended velocity and maximum vibration amplitude

圖7 收縮速度與最大振動幅值關(guān)系Fig.7 Relationship between retracted velocity and maximum vibration amplitude

由圖6、圖7可知：

1）活動機(jī)翼外伸狀態(tài)振動曲線變化趨勢與收縮狀態(tài)一致，活動機(jī)翼振動幅值較固定翼大；

2）伸縮速度在70mm/s至78mm/s和102mm/s至134mm/s兩段區(qū)間，隨著速度增加，翼面最大振動幅值呈現(xiàn)增大趨勢；

3）當(dāng)速度分別增至78mm/s和134mm/s時，橫向振動十分劇烈，振動幅值達(dá)到最大；

4）速度在78mm/s至102mm/s和134mm/s至142mm/s兩段區(qū)間，隨著速度增加，翼面最大振動幅值呈現(xiàn)減小趨勢；

5）當(dāng)速度為102mm/s時，橫向振動幅值相比于其它速度為最小.

對頻譜圖進(jìn)行分析處理可得，外伸速度與最大響應(yīng)頻率值之間關(guān)系如圖8，收縮速度與最大響應(yīng)頻率值之間關(guān)系如圖9.

圖8 外伸速度與最大響應(yīng)頻率關(guān)系Fig.8 Relationship between extended velocity and maximum response frequency

圖9 收縮速度與最大響應(yīng)頻率關(guān)系Fig.9 Relationship between retracted velocity and maximum response frequency

由圖8、圖9可知：

1）活動機(jī)翼外伸狀態(tài)響應(yīng)頻率曲線變化趨勢與收縮狀態(tài)基本一致，速度增大，最大響應(yīng)頻率隨之增大，呈線性變化趨勢；

2）當(dāng)伸縮速度增至78mm/s時，外伸狀態(tài)和收縮狀態(tài)對應(yīng)最大響應(yīng)頻率值分別為7.86Hz和7.99Hz，與模態(tài)實(shí)驗(yàn)活動機(jī)翼外伸400mm時一階彎曲固有頻率值7.77Hz相近，表明此刻速度對機(jī)翼激勵頻率與該階固有頻率相近而達(dá)到共振，導(dǎo)致顫振產(chǎn)生；

3）當(dāng)電機(jī)轉(zhuǎn)速增至134mm/s時，外伸狀態(tài)和收縮狀態(tài)對應(yīng)最大響應(yīng)頻率值分別為13.15Hz和13.41Hz，與模態(tài)實(shí)驗(yàn)活動機(jī)翼外伸800mm時二階彎扭耦合固有頻率值12.98Hz相近，表明此刻速度對機(jī)翼激勵頻率與該階固有頻率相近而達(dá)到共振，導(dǎo)致顫振產(chǎn)生.

4 小結(jié)

本文以伸縮機(jī)翼實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑檠芯繉ο?，采用錘擊法開展了伸縮機(jī)翼模態(tài)實(shí)驗(yàn)研究，分別獲取活動機(jī)翼不同外伸長度即0mm，200mm，400mm，600mm，800mm結(jié)構(gòu)前三階固有頻率和振型，發(fā)現(xiàn)隨著外伸長度增加，各階對應(yīng)固有頻率呈現(xiàn)遞減趨勢.此外，第一階模態(tài)振型均為彎曲振動，而一階以上各階對應(yīng)模態(tài)振型不同.

完成了伸縮機(jī)翼振動實(shí)驗(yàn)研究.分析表明，活動機(jī)翼外伸狀態(tài)振動曲線變化趨勢與收縮狀態(tài)一致，且活動機(jī)翼振動幅值較固定翼大.當(dāng)伸縮速度分別為78mm/s、134mm/s等效激勵與活動機(jī)翼外伸長度分別為400mm一階固有頻率、800mm二階固有頻率相近而達(dá)到共振，導(dǎo)致顫振產(chǎn)生.伸縮速度自70mm/s至78mm/s和102mm/s至134mm/s，隨著速度增大，翼面振動幅值呈現(xiàn)增大趨勢.伸縮速度自78mm/s至102mm/s和134mm/s至142mm/s，隨著速度增大，翼面振動幅值呈現(xiàn)減小趨勢.伸縮速度為102mm/s，翼面橫向振動幅值相較于其他速度為最小.文章為伸縮式可變體飛行器活動機(jī)翼伸縮速度合理選擇和翼面振動控制提供重要參考依據(jù).

1 Bae JS，Seigler TM，Inman D J.Aerodynamic and static aeroelastic characteristics of a variable-span morphing wing.Journal of Aircraft，2005，42（2）：528～534

2 Neal D，Good M，Johnston C，etal.Design and wind-tunnel analysis of a fully adaptive aircraft configuration.In：45th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics and Materials Conference，Palm Springs，California，AIAA 2004～1727

3 Bubert E A，Woods B K S，Lee K，etal.Design and fabrication of a passive 1D morphing aircraft skin.Journal of IntelligentMaterial Systems and Structures，2010，21（17）：1699～1717

4 Blondeau JE，Richeson J，Pines D J.Design，development and testing of a morphing aspect ratio wing using an inflatable telescopic spar.In：44th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics and Materials Conference，Norfolk，Virginia，AIAA 2003～1717

5 Blondeau JE，Pines D J.Design and testing of a pneumatic telescopic wing for unmanned aerial vehicles.Journal of Aircraft，2007，44（4）：1088～1099

6 Mestrinho JR C，F(xiàn)elicio JM I，Santos PD，etal.Design Optimizatiion of a variable～span morphing wing.In：2nd International Conference on Engineering Optimization，Lisbon，Portugal，2010：1～11

7 Mestrinho J，Gamboa P，Santos P.Design optimization of a variable-span morphing wing for a small UAV.In：52nd AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures，Structural Dynamics and Materials Conference，Denver，Colorado，AIAA 2011～2025

8 Vocke R D，Kothera C S，Woods B K S，et al.Development and testing of a span-extendingmorphing wing.Journal of Intelligent Material Systems and Structures，2011，22（9）：879～890

9 Kryvokhatko IS，Sukhov V V.Experimental investigation of aerodynamic performance of a small UAV with a telescopic wing.In：The 2013 IEEE 2nd International Conference“Actual Problems of Unmanned Air Vehicles Developments”Proceedings，2013：17～20

10 Zhang W，Jia P.FEM analysis of telescoped morphing wing.In：The 3nd International Conference on Mechanic Automation and Control Engineering，2012：516～520

11陳亞楠，余本嵩，金棟平.機(jī)翼伸展對低速飛行狀態(tài)的影響.動力學(xué)與控制學(xué)報，2014，12（1）：44～49（Chen Y N，Yu B S，Jin D P.The effect ofwingspan change on low speed flight of amorphing aircraft.Journal of Dynamics and Control，2014，12（1）：44～49（in Chinese））

12李士途，艾俊強(qiáng)，李軍府等.伸縮機(jī)翼變體飛機(jī)氣動布局初步研究.航空科學(xué)技術(shù)，2014，25（1）：25～28（Li S T，Ai JQ，Li J F，et al.Aerodynamic configuration re-search of variable-span wing morphing aircraft.Aeronautical Science＆Technology，2014，25（1）：25～28（in Chinese））

13李聞，宋筆鋒，張煒.飛翼布局無人機(jī)變形機(jī)翼設(shè)計與模型驗(yàn)證研究.飛行力學(xué)，2010，28（4）：17～20（LiW，Song B F，ZhangW.Configuration design and experiment study of an adaptive wing for UAV.Flight Dynamics， 2010，28（4）：17～20（in Chinese））

14李偉，熊克，陳宏等.用于變體翼梢小翼的伸縮柵格研究.航空學(xué)報，2011，32（10）：1796～1805（LiW，Xiong K，Chen H，et al.Research of retractable grid applied to morphing winglet.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2011，32（10）：1796～1805（in Chinese） ）

EXPERIMENTAL RESEARCH ON DYNAM ICSOF TELESCOPICW ING*

Cui Yuntao Zhang Wei?Li Yanan
（Beijing Key Laboratory of Nonlinear Vibrations and Strength of Mechanical Structures，College of Electrical Engineering，Beijing University of Technology，Beijing 100124，China）

As telescopic wing is a kind ofmorphingwing，due to the characteristics of the time-varying and flexible body of the structure，its flight performance is influenced by the time-varying transverse vibration in the process ofmorphing.In this paper，modal experiment and vibration experiment of telescopic wingswere completed，where the active wing at different positions and with different velocity is determined by the rotational speed and the direction of the servomotor，and the rational speed and direction is controlled by the PLC control system. On the one hand，modal experiment of active wing in five conditions is carried out using the hammeringmethod，and the initial third order nature frequency andmodal shape is obtained.On the other hand，the transverse vibration of active wing in the process ofmorphing is investigated and collected by the ICP acceleration sensor aswell as the LMSdata acquisition and analysis system.The relationship between velocity andmaximum vibration amplitude，and the relationship between velocity and maximum response frequency are obtained.The analysis results show that the longer the length of activewing is，the lower the nature frequency is.As the velocity is a parametric excitation，when the equivalent excitation of the velocity equals to the specific nature frequency of active wing in specific conditions，the structure resonance occurs.The studies in this paper can provide theoretical basis and technical support in investigating the vibration control and the reasonable velocity of the wing.

morphing wing， telescopic wing， modal experiment， vibration experiment

10.6052/1672-6553-2016-028

2016-02-24收到第1稿，2016-03-29收到修改稿.

*國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（11290152，11272016）

?通訊作者E-mail：sandyzhang0＠yahoo.com，cyt1053284151＠126.com

Received 24 February 2016，revised 29 March 2016.

*The project supported by the National Natural Science Foundation of China（11290152，11272016）

?Corresponding author E-mail：sandyzhang0＠yahoo.com，cyt1053284151＠126.com