李銘 李鑫松 鄭會龍 周洪 李明記

摘 要：通過建立一種可變后掠翼結(jié)構(gòu)，采用預(yù)緊力扭簧作為展開動力，并結(jié)合電磁銷鎖緊、擋塊機構(gòu)緩沖、圓盤和彈簧銷實現(xiàn)后續(xù)連桿機構(gòu)的變后掠過程。該串聯(lián)翼結(jié)構(gòu)能在發(fā)射箱內(nèi)實現(xiàn)機翼的瞬間展開和后續(xù)穩(wěn)定變后掠飛行。通過理論計算驗證了整體結(jié)構(gòu)的可行性，扭簧逆推線徑在3.019～5.000 mm范圍內(nèi)。運動仿真模擬結(jié)果顯示，在0.1 s內(nèi)機翼展開到指定位置時，扭簧最佳預(yù)緊力為205 N，上翼前緣最大速度達27.914 2 m/s，最大加速度為20 843.951 3 m/s2，最危險點發(fā)生在0.100 0 s，整個展開過程在0.930 0 s停止。根據(jù)這項研究，這種結(jié)構(gòu)在導(dǎo)彈的發(fā)射和飛行方面具有實際應(yīng)用潛力，可以在現(xiàn)有技術(shù)的基礎(chǔ)上明顯提升儲運效率，并增強其適應(yīng)復(fù)雜飛行環(huán)境的能力。

關(guān)鍵詞：可變后掠翼;扭簧;動力學(xué)仿真;電磁銷;預(yù)緊力

中圖分類號：V224? ? 文獻標志碼：A? ? 文章編號：1671-0797（2024）13-0041-05

DOI：10.19514/j.cnki.cn32-1628/tm.2024.13.010

0? ? 引言

隨著航空領(lǐng)域的不斷發(fā)展和進步，對于更高效、更靈活的飛行器設(shè)計需求日益增長。其中，掠彈射式串聯(lián)翼機構(gòu)作為一種新型的飛行器結(jié)構(gòu)，吸引了廣泛的關(guān)注。首先，在待飛狀態(tài)下，機器人的體積可以減小，有助于機器人的運輸和儲存。這不僅可以防止翼展過大導(dǎo)致運輸儲存過程中的意外磕碰，還能夠在有限的空間內(nèi)大大增加儲存飛行機器人的數(shù)量。其次，折疊機翼可以通過筒狀發(fā)射器發(fā)射，為實現(xiàn)利用現(xiàn)有發(fā)射炮彈系統(tǒng)發(fā)射無人機提供了技術(shù)基礎(chǔ)。為了更好地改進飛行器折疊翼機構(gòu)設(shè)計，有必要對折疊翼機構(gòu)進行動力學(xué)仿真分析和理論計算驗證機構(gòu)的可靠性[1]。

近年來，折疊機翼越來越多地見諸于各類無人機的設(shè)計方案中，變掠翼技術(shù)是導(dǎo)彈的最新技術(shù)之一，2014年11月，中國航天科技集團展示了WS-43彈射折疊式巡飛彈系統(tǒng)，采用V型折疊翼和十字尾翼，大展弦比提高升阻比，增加巡航時間。WS-43可折疊存放于發(fā)射箱內(nèi)，通過小型渦噴發(fā)動機射程達60 km，快速進入戰(zhàn)區(qū)在上空巡航超30 min，有效載荷20 kg，包含探測系統(tǒng)和戰(zhàn)斗部，實現(xiàn)對反斜面和時間敏感目標的探測、定位和打擊任務(wù)，展示了卓越性能和多任務(wù)執(zhí)行能力。另外，諾斯羅普·格魯曼公司研制的X-47B[2]無人艦載戰(zhàn)斗機采用鉸鏈多連桿形式的折疊機構(gòu)，在機庫儲存和艦上?？繒r將機翼向上折疊130°，有效節(jié)省了艦載空間?！磅忯~”（Shark）無人機的優(yōu)勢主要體現(xiàn)在緊湊的折疊設(shè)計上，其能夠有效地儲存于直徑130 mm的筒內(nèi)，方便攜帶和發(fā)射;此外，采用超級壓縮成型（SCM）技術(shù)，使得機翼保持高強度的同時還較薄，有效減輕了機身重量，提升了飛行性能[3]。這種設(shè)計不僅為機器人提供了強大的功能，同時注重輕量化和靈活性，使其在多種應(yīng)用場景中表現(xiàn)卓越?？傮w而言，可變后掠翼技術(shù)作為一項關(guān)鍵的航空技術(shù)，不僅在軍用領(lǐng)域為飛行器的作戰(zhàn)和偵察任務(wù)提供了更靈活的解決方案，也在民用航空、研究衛(wèi)星等領(lǐng)域展現(xiàn)出豐富的應(yīng)用潛力。

1? ? 可變后掠翼機構(gòu)設(shè)計原理

1.1? ? 可變后掠翼的研究對象

可變后掠翼作為研究對象，是航空領(lǐng)域的重要研究方向之一，其設(shè)計和應(yīng)用涉及飛行器的氣動性能優(yōu)化、飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計以及飛行效率的提高等關(guān)鍵問題。通過對可變后掠翼的深入研究，可以有效改善飛行器的飛行性能，提高其適應(yīng)不同飛行任務(wù)的能力，從而推動航空技術(shù)的發(fā)展與進步。本結(jié)構(gòu)是通過扭簧裝置進行展開，采用連桿機構(gòu)控制變后掠，在變后掠過程中可以實現(xiàn)5°～30°、每5°一個間隔的變角度調(diào)節(jié)飛行。其變后掠連接機構(gòu)效果圖如圖1所示。

通過變后掠結(jié)構(gòu)實現(xiàn)最佳飛行性能和操作靈活性，是現(xiàn)代航空技術(shù)領(lǐng)域的關(guān)鍵挑戰(zhàn)之一。這種結(jié)構(gòu)的靈活性和可調(diào)性，使得飛行器可以根據(jù)不同的飛行階段和任務(wù)需求進行實時調(diào)整，從而實現(xiàn)最優(yōu)化的氣動性能和機動性。

1.2? ? 可變后掠翼結(jié)構(gòu)的工作原理

可變后掠翼作為一種創(chuàng)新的機翼設(shè)計，其工作原理可分為兩個主要部分：展開過程和變后掠過程。在展開過程中，涉及多個關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，包括翼面、驅(qū)動能源、展開機構(gòu)、限位緩沖機構(gòu)以及鎖定機構(gòu)[4]。通過橫向折疊式設(shè)計，有效減小橫向尺寸，提升儲運效率，并增加運載能力。該技術(shù)運用扭桿、扭簧等作為動力源，在中小型彈翼中得到廣泛應(yīng)用。其展開狀態(tài)不占用彈內(nèi)空間，呈現(xiàn)出較為緊湊的設(shè)計特點[5-8]。本設(shè)計采用了一種上下連接機構(gòu)的折疊翼展開機構(gòu)，具體結(jié)構(gòu)如圖2所示。

在飛行準備階段，機體在發(fā)射箱內(nèi)處于完全折疊狀態(tài)。機體展開過程中，利用提前施加預(yù)緊力的扭簧作為動力源，以確保展開過程的可靠性和有效性。所設(shè)計的機翼展開角度為90°，展開到位后通過電磁銷來實現(xiàn)在水平位置下的鎖定。同時，在上下連接處設(shè)置了緩沖的擋塊結(jié)構(gòu)，以有效減緩機翼展開過程中的沖擊力。

在變后掠過程中，采用電機推動連桿結(jié)構(gòu)進行變后掠。當機翼展開至水平位置時，通過上下連接處都設(shè)有的圓盤狀導(dǎo)軌結(jié)構(gòu)（圖3），以實現(xiàn)在展開到位時彈簧銷能夠使得上下連接圓盤與連桿機構(gòu)進行鎖緊。隨后，通過控制推桿的往復(fù)運動，實現(xiàn)連桿機構(gòu)控制機體的變后掠運動。

整個結(jié)構(gòu)的連桿裝置采用圖4所示的Y形連桿裝置。在機翼展開時，下連接采用類似撞針的裝置，使得連桿1與機翼固定連接。通過控制電動缸驅(qū)動推桿進行直線運動，使得推桿離開帶動連桿2進行轉(zhuǎn)動，然后與鎖緊銷發(fā)生碰撞被鎖住。連桿與彈翼相結(jié)合，形成翼擺組合體[9]，帶動連桿1進行定軸轉(zhuǎn)動，從而實現(xiàn)機翼的轉(zhuǎn)動，進而實現(xiàn)變后掠過程。

1.3? ? 可變后掠翼機構(gòu)的性能要求

可變后掠翼的展開性能直接關(guān)系著無人機在發(fā)射后是否能夠順利實現(xiàn)正常飛行，這一性能特征成為設(shè)計折疊展開機構(gòu)的關(guān)鍵指標，因為它影響了無人機在發(fā)射階段的空氣動力學(xué)表現(xiàn)、飛行穩(wěn)定性和機動性能。因此，可變后掠翼的有效展開是確保無人機飛行任務(wù)成功執(zhí)行的重要前提。

可變后掠翼的折疊展開機構(gòu)在設(shè)計中具有明確的性能要求。首先，展開速度必須快，應(yīng)在1 s內(nèi)完成。其次，機翼在到位后的定位與鎖定機構(gòu)必須準確可靠，確保機翼穩(wěn)固地鎖定在展開位置，且在此過程中避免大振動與沖擊載荷，迅速且穩(wěn)定地完成鎖定。最后，在變后掠飛行時，應(yīng)能夠?qū)崿F(xiàn)后掠角從0°到30°每5°的變角度飛行。如圖5所示，變后掠機構(gòu)簡圖展示了這一設(shè)計。同時，機構(gòu)的設(shè)計要求結(jié)構(gòu)簡單、安裝使用方便，展開過程中各部件不發(fā)生相互干涉，以確保高可靠性和穩(wěn)定性。這些要求直接關(guān)系著無人機發(fā)射后的飛行性能和安全性，同時也考慮了機構(gòu)設(shè)計的簡便性和可操作性。

2? ? 可變后掠翼展開的數(shù)學(xué)模型

首先基于CATIA對可變后掠翼進行三維建模，之后提前對扭簧施加預(yù)緊力直到機翼處于折疊狀態(tài)，再控制電磁銷頂起實現(xiàn)鎖緊，如圖6所示。機體發(fā)射出去后控制電磁銷收縮釋放扭簧的預(yù)緊力，在達到水平位置時通過另一個電磁銷進行鎖定，如圖7所示。

因此，整個機翼展開的過程可以通過對三維模型進行簡化處理，等效為數(shù)學(xué)模型，為簡化模型，通過使用質(zhì)量點和等效變截面，以簡單的方式逼近翼片結(jié)構(gòu)，同時在初始設(shè)計中忽略海拔高度對重力加速度的影響，可變后掠翼的數(shù)學(xué)模型如圖8所示。

整個可變后掠翼展開機構(gòu)的數(shù)學(xué)模型建立如下：

J

=Mn+Mω+Mq-Mf，

J=m1x1 2+m2x2 2+m3x3 3，

Mn=Mk（βn-θ），

Mω=（m1+m2+m3）ω2（L0sin θ）L0cos θ，

Mq=F1L0sin2θ，

Mf=[（m1+m2+m3）g+F2]fL2（1）

式中：J為翼片相對于翼軸的轉(zhuǎn)動慣量;θ為翼片從折疊狀態(tài)開始轉(zhuǎn)動的角度;Mn為扭簧產(chǎn)生的扭矩;Mω為翼片在轉(zhuǎn)速下產(chǎn)生的力矩;Mq為翼片沿可變后掠翼軸線方向產(chǎn)生氣動力引起的力矩;Mf為摩擦力產(chǎn)生的力矩;將整個機翼等效成一塊具有質(zhì)量的平板，將整個機翼平分為三段同時每塊機翼的質(zhì)心選定在這一塊的中心軸線上，分別到連接處的位置為x1、x2、x3;這三塊的質(zhì)量分別為m1、m2、m3;Mk為扭簧的剛度;βn為扭簧的預(yù)扭角;ω為制導(dǎo)炮彈轉(zhuǎn)速角速度;L0為翼片相對于翼軸的質(zhì)心距離;F1為零攻角狀態(tài)下翼片沿制導(dǎo)炮彈軸線方向的氣動力;F2為繞制導(dǎo)炮彈軸線轉(zhuǎn)動時，受到垂直于翼面的氣動阻力;f為翼片和翼片座的摩擦系數(shù);L2為摩擦力矩的作用力臂。

3? ? 可變后掠翼展開機構(gòu)運動仿真分析

在通過CATIA設(shè)計的可變后掠翼模型的基礎(chǔ)上初步建立一個外殼對可變后掠翼進行定位固定，之后導(dǎo)入ADAMS多體動力學(xué)仿真軟件中。通過對模型的三維導(dǎo)入，在ADAMS中對各構(gòu)件進行約束和負載的設(shè)置，并詳細配置求解參數(shù)，從而能夠在仿真環(huán)境中準確模擬可變后掠翼的展開過程。

3.1? ? 添加約束和載荷

在ADAMS中，首先為每個部件分配相應(yīng)的材料屬性，如表1所示。然后，分別對兩個機翼、機翼內(nèi)部的梁以及機翼連接處進行布爾操作。接著，將機體與地面固定，并對機翼施加旋轉(zhuǎn)副約束，以實現(xiàn)機翼繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)。隨后，建立不同的接觸實現(xiàn)后續(xù)展開碰撞，并施加上下連接處產(chǎn)生的摩擦力。在重力場的情況下進行仿真，扭簧施加的預(yù)緊力通過創(chuàng)建扭轉(zhuǎn)彈簧阻尼器來等效代替扭簧施加在上下連接處。建立測量點以便于后續(xù)數(shù)據(jù)的后處理，然后設(shè)置步數(shù)與時間進行仿真。

3.2? ? 動力學(xué)仿真后處理與結(jié)果

以扭簧的預(yù)緊力作為自變量參數(shù)，通過施加不同扭簧的扭力，來選定合適的扭簧預(yù)緊力，采用扭簧預(yù)緊力作為自變量，在兩個擋塊的位置設(shè)有碰撞傳感器，碰撞時整個模型停止，來判斷機翼在何時能實現(xiàn)展開，先初步設(shè)置扭簧的預(yù)緊力為300 N，判斷出在0.082 6 s時模型展開到位，根據(jù)要求機翼能在0.1 s內(nèi)展開到指定位置，因此可以以20 N的力為間隔來判斷出合適的扭力。根據(jù)不同的扭力能夠判斷出所需的展開時間，如表2所示，從而判斷出所需扭力在200～220 N，再進一步通過二分法判斷出最合適的扭力為205 N，在0.100 0 s時進行碰撞。因此在205 N預(yù)緊力的前提下繼續(xù)后處理過程。

先在機翼上選取兩個點位，在地面上選取一個點位，之后設(shè)置一個傳感器，以記錄整個模型在機翼展開過程中的角度變化。圖9為3組不同的預(yù)緊力在機翼展開過程中的轉(zhuǎn)角變化曲線，可以看出機翼能夠?qū)崿F(xiàn)展開到位，同時當機翼的擋塊碰撞時會發(fā)生回彈現(xiàn)象。另外，機翼擋塊位置采用緩沖結(jié)構(gòu)可以實現(xiàn)小角度的余量變形，來實現(xiàn)整個結(jié)構(gòu)的緩沖。

在上翼前緣位置設(shè)置MARKER點作為運動參數(shù)的捕捉點，如圖10所示，后處理的過程根據(jù)MARKER115這個點的運動軌跡進行具體分析。在運動仿真后，選取此點能夠判斷出機翼的展開速度如圖11所示，機翼的加速度如圖12所示。

可以看出，在205 N的預(yù)緊力下，扭簧在展開過程中最大的速度為27.914 2 m/s，加速度最大值為20 843.951 3 m/s2，最大危險點在0.100 0 s時出現(xiàn)，第二次回彈碰撞發(fā)生在0.228 9 s時，之后兩個機翼進行小幅擺動，在0.930 0 s時整個機翼展開過程停止。

在扭簧初始預(yù)緊力為205 N的情況下，根據(jù)扭簧的預(yù)緊力以及模型允許的扭簧范圍的最大直徑5 mm，扭轉(zhuǎn)彈簧的設(shè)計公式如下：

K=（E×d4）/（3 667×Dm×Nc）（2）

式中：K為扭轉(zhuǎn)彈簧常數(shù)，表示當彈簧被扭轉(zhuǎn)時，每增加1°扭轉(zhuǎn)角的負荷;E為線材的彈性模量;d為彈簧線徑;Dm為彈簧中徑;Nc為有效圈數(shù)，Nc=N-2，N為總?cè)?shù)[10]。

扭轉(zhuǎn)彈簧材料采用錳鋼，彈簧參數(shù)為：線徑取1～5 mm，有效圈數(shù)取1，中徑取40 mm，預(yù)緊轉(zhuǎn)角為90°。因此，可以判斷出在不同線徑下的扭力大小，如表3所示。

可以通過表3判斷出，當線徑大于3 mm時，扭簧結(jié)構(gòu)不會失效，再進一步通過扭簧扭力來判斷出逆推線徑為3.019 mm，從而確定出所需的扭簧實際線徑應(yīng)在3.019～5.000 mm范圍之內(nèi)。

4? ? 結(jié)論

1）本文建立了一種新型的可變后掠翼結(jié)構(gòu)，采用提前施加預(yù)緊力的扭簧作為展開動力，通過兩個對稱的電磁銷實現(xiàn)鎖緊，安裝擋塊機構(gòu)實現(xiàn)緩沖，通過圓盤和彈簧銷來實現(xiàn)后續(xù)連桿機構(gòu)變后掠的過程。串聯(lián)翼結(jié)構(gòu)可以實現(xiàn)在發(fā)射箱內(nèi)發(fā)射，同時可以滿足機翼在飛行時瞬間展開的要求，且在后續(xù)飛行過程中能實現(xiàn)穩(wěn)定的變后掠飛行。

2）通過理論計算整個模型的展開過程，來驗證整個結(jié)構(gòu)展開的可行性，通過扭簧逆推實際的線徑應(yīng)在3.019～5.000 mm范圍之內(nèi)。

3）通過運動仿真來模擬整個模型的展開過程，可以得到機翼展開的預(yù)緊力采用205 N，在展開過程中最大速度為27.914 2 m/s，加速度最大值為20 843.951 3 m/s2，最大危險點在0.100 0 s時出現(xiàn)，展開過程在0.930 0 s時停止。

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作者簡介：李銘（1986—），男，遼寧瓦房店人，博士，副教授，研究方向：航空齒輪裝備可靠性技術(shù)。

通信作者：鄭會龍（1975—），男，河北張家口人，博士，研究員，研究方向：微重力燃燒、航空航天精密機械制造。