郭廣宇，陳青山，高宏

（北京信息科技大學(xué) 儀器科學(xué)與光電工程學(xué)院, 北京 100192）

飛行器在軍事領(lǐng)域中有著舉足輕重的作用。為了在復(fù)雜多變的戰(zhàn)場中靈活地穿梭，飛行器需要根據(jù)實時飛行環(huán)境調(diào)整自身飛行狀態(tài)，傳統(tǒng)機(jī)翼已經(jīng)難以滿足需求[1]。而變形機(jī)翼綜合應(yīng)用了新材料和運(yùn)動驅(qū)動機(jī)構(gòu)，可以通過內(nèi)部驅(qū)動機(jī)構(gòu)柔順、平滑地自主改變整體或局部外形，以此適應(yīng)復(fù)雜多變的外部環(huán)境，保持優(yōu)秀高效的飛行性能[2-3]。在眾多變形機(jī)翼方案中，變彎度機(jī)翼通過改變機(jī)翼前后緣彎度提高飛行器升力，可以顯著改善飛行器氣動特性、提升飛行效率，因而成為了變形機(jī)翼領(lǐng)域研究的熱點[4-7]。

1985—1988 年期間，美國任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼項目，通過光滑連續(xù)的變彎度后緣提升了飛機(jī)的巡航和機(jī)動性能[8]。但受限于當(dāng)時的材料技術(shù)水平，變彎度機(jī)翼重量過大，實用性不強(qiáng)。2003 年，Elzey 等利用記憶金屬設(shè)計了一款記憶合金材料控制的鉸鏈變彎度機(jī)翼[9]，由于形狀記憶合金的變形受溫度的影響，且變形速度慢，其工作頻率和控制精度難以滿足現(xiàn)實環(huán)境需求，可靠性有待提高。2010 年，楊媛等設(shè)計了分段式變后緣變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)，后緣最大變形12°[10]。2016 年，Previtali 等研究了一款可代替副翼的“增強(qiáng)褶皺蒙皮”機(jī)翼，在通電后，后緣的褶皺蒙皮可進(jìn)行伸縮變形并推動尾部彎度變化，但彎度變化范圍較小，升力改進(jìn)有限[11]。

因此，變彎度機(jī)翼技術(shù)尚未在飛行器上得到真正的推廣使用。本文研究了一種機(jī)翼后緣變形方案，采用多級連桿串聯(lián)驅(qū)動結(jié)構(gòu)實現(xiàn)機(jī)翼的大角度變形。連桿機(jī)構(gòu)相比于柔性結(jié)構(gòu)有更高的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和系統(tǒng)可靠性，可以實現(xiàn)大角度變形。該方案可以實現(xiàn)機(jī)翼后緣±25°的偏轉(zhuǎn)，滿足大型飛行器對升力的需求。采用有限元分析驗證這種機(jī)翼的結(jié)構(gòu)完整性，采用運(yùn)動學(xué)分析和樣機(jī)實驗驗證了變形方案的角度變化范圍。

1 變彎度機(jī)翼構(gòu)成及原理

變彎度機(jī)翼主要通過驅(qū)動機(jī)構(gòu)帶動蒙皮彎曲偏轉(zhuǎn)實現(xiàn)機(jī)翼外形的變化，基本結(jié)構(gòu)如圖1 所示。機(jī)翼前緣或后緣的箱體內(nèi)配置有驅(qū)動機(jī)構(gòu)，通過改變驅(qū)動機(jī)構(gòu)的形態(tài)或相對位置可使機(jī)翼前緣或后緣變形[12]。機(jī)翼外表面覆有柔性材料構(gòu)成的蒙皮，可隨驅(qū)動機(jī)構(gòu)的形態(tài)拉伸彎曲，以此實現(xiàn)形態(tài)的改變。

圖1 變彎度機(jī)翼構(gòu)成Fig.1 Composition of variable camber wing

蒙皮影響機(jī)翼的變形能力。優(yōu)質(zhì)的蒙皮在保證自己法向剛度的同時也要兼具縱向的韌性，可以隨機(jī)翼的外形發(fā)生光滑的大角度變形。在飛行器工作過程中，蒙皮需要強(qiáng)大的承載能力以承受氣動載荷，通過調(diào)整蒙皮的材料和結(jié)構(gòu)可以有效地提升蒙皮剛度。常用的變形機(jī)翼蒙皮材料包括硅橡膠材料、聚合碳纖維材料、聚合環(huán)氧樹脂材料等，蒙皮結(jié)構(gòu)包括波紋結(jié)構(gòu)、蜂窩結(jié)構(gòu)等[13-17]。聚合碳纖維材料具有更高的拉伸強(qiáng)度但是價格更加昂貴。蜂窩結(jié)構(gòu)具有零泊松比的特點，但是加工工藝復(fù)雜。根據(jù)機(jī)翼性能指標(biāo)，合理地選擇蒙皮摻雜材料和結(jié)構(gòu)鋪層可以得到性價比更高的蒙皮。變形機(jī)翼蒙皮常見材料與結(jié)構(gòu)性能參數(shù)如表1 所示。

表1 變形機(jī)翼蒙皮常見材料與結(jié)構(gòu)性能參數(shù)Tab.1 Common materials and structural performance parameters of deformed wing skin

驅(qū)動機(jī)構(gòu)負(fù)責(zé)控制變彎度機(jī)翼的變形范圍，可以是氣囊加壓驅(qū)動結(jié)構(gòu)、柔性肋結(jié)構(gòu)、魚骨式彎曲結(jié)構(gòu)、記憶合金結(jié)構(gòu)、連桿驅(qū)動結(jié)構(gòu)等[18-20]，對變彎度機(jī)翼的性能有最為直接的影響。例如，柔性肋結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的變形最為光滑連續(xù)，但機(jī)翼可彎曲角度范圍偏小，多用于驅(qū)動機(jī)翼前緣變形；記憶合金材料和氣囊加壓結(jié)構(gòu)的驅(qū)動速度相對較慢；魚骨式結(jié)構(gòu)與連桿結(jié)構(gòu)可以完成大角度變形，但機(jī)翼變形曲線光滑度相對較差。選擇變彎度機(jī)翼的驅(qū)動機(jī)構(gòu)需要綜合考慮飛行器的尺寸大小及飛行環(huán)境等因素。

變彎度機(jī)翼通過變化自身翼型控制機(jī)翼上下表面氣流動壓以獲得升力。當(dāng)機(jī)翼發(fā)生彎曲變形時，其獲得的升力也隨之增大，飛行器的飛行性能也將得到顯著提升。通常用升力系數(shù)（CL）表達(dá)升力，氣流動壓和機(jī)翼面積之間的關(guān)系CL可表示為

式中： ρ為氣體密度；V為氣體流速；l為機(jī)翼表面尺寸特征；L為升力，其表達(dá)式為

式中Г為環(huán)量，其表達(dá)式為

將速度V沿坐標(biāo)軸分解為3 個方向的分量u、v和w，則升力系數(shù)表達(dá)式可化簡為

變彎度機(jī)翼應(yīng)用于中大型飛行器，旨在為飛行器起降或應(yīng)對特殊工況時提供必要的升力支持。為提高飛行性能，變彎度機(jī)翼CL≥1.2。為達(dá)到這一指標(biāo)，機(jī)翼彎曲角度應(yīng)不小于25°。同時，制定變形機(jī)翼方案時需考慮機(jī)翼的極限載荷，并保證驅(qū)動機(jī)構(gòu)在極限載荷條件下不產(chǎn)生影響飛行安全的有害變形，變形機(jī)翼的參數(shù)指標(biāo)如表2 所示。

表2 機(jī)翼極限載荷條件及幾何參數(shù)Tab.2 Limit load conditions and geometric parameters of wing

考慮飛行器整體尺寸和載荷，為滿足最大CL的需要，結(jié)合表1 數(shù)據(jù)，可選擇蜂窩結(jié)構(gòu)的聚合碳纖維材料作為機(jī)翼的蒙皮。這種材料在縱向有良好的形變量，滿足飛行器蒙皮對延展性的需求。同時，該材料強(qiáng)度優(yōu)秀，保證蒙皮在極限載荷下不會發(fā)生塑性形變。為使機(jī)翼后緣角度滿足彎曲范圍，同時保證驅(qū)動機(jī)構(gòu)整體強(qiáng)度，研究了基于多級連桿串聯(lián)驅(qū)動機(jī)構(gòu)控制機(jī)翼實現(xiàn)變形。

2 變彎度機(jī)翼驅(qū)動結(jié)構(gòu)

為使機(jī)翼可在±25°范圍內(nèi)光滑、連續(xù)地彎曲變形，沿垂直于翼梁方向?qū)⒉糠謾C(jī)翼中段不變形區(qū)域和后緣變形區(qū)域分為兩個單元，如圖2 所示，這兩單元的內(nèi)部驅(qū)動機(jī)構(gòu)擁有相同的運(yùn)動原理。通過兩組電機(jī)分別控制第一和第二單元彎曲變形，可實現(xiàn)機(jī)翼后緣的光滑彎曲變形。

圖2 機(jī)翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)Fig.2 Driving mechanisms of wing

第一驅(qū)動單元內(nèi)部結(jié)構(gòu)的布置主要考慮曲柄與連桿之間的幾何尺寸關(guān)系對機(jī)翼運(yùn)動學(xué)性能的影響。通過控制各個連桿機(jī)構(gòu)的長度和相對位置關(guān)系，獲得滿足方案要求的輸出角度。

第二驅(qū)動單元內(nèi)部結(jié)構(gòu)的布置主要考慮機(jī)翼后緣內(nèi)部可供使用空間大小，根據(jù)翼展方向最小截面尺寸對驅(qū)動結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化。為了保證機(jī)翼運(yùn)動的同步性，第二驅(qū)動單元各個部件的長度比例與第一驅(qū)動單元相應(yīng)部件相同。

機(jī)翼的彎度變化通過機(jī)構(gòu)綜合的方式實現(xiàn)，驅(qū)動機(jī)構(gòu)中各個連桿的關(guān)系如圖3 所示。通過步進(jìn)電機(jī)控制曲柄轉(zhuǎn)動，帶動連桿和搖桿依次傳動，將運(yùn)動和力傳遞給輸出搖桿，實現(xiàn)輸出搖桿繞基座輸出軸運(yùn)動。

圖3 驅(qū)動機(jī)構(gòu)原理Fig.3 Principle of driving mechanisms

第一單元中作為機(jī)構(gòu)骨架的機(jī)架部分與不變形的機(jī)翼中段相連，第二單元的機(jī)架與第一單元的輸出搖桿相連。曲柄、丁字搖桿、叉形搖桿和輸出搖桿約束在機(jī)架中的相應(yīng)位置，通過一字左連桿，一字右連桿和雙向連桿相互連接，如圖4 所示。曲柄與連桿機(jī)構(gòu)通過銷軸彼此連接并固定在機(jī)架的指定位置上。這種設(shè)計可以有效減少系統(tǒng)運(yùn)動時軸向受力，并提高致動器力矩沿機(jī)構(gòu)運(yùn)動方向的傳遞效率。

圖4 驅(qū)動機(jī)構(gòu)Fig.4 Driving mechanisms

驅(qū)動機(jī)構(gòu)的布置需要考慮機(jī)翼本身的幾何尺寸和空間結(jié)構(gòu)，盡可能地利用機(jī)翼內(nèi)部有限的空間。根據(jù)已知的機(jī)翼參數(shù)，合理利用機(jī)翼中段及后緣空間，研究的機(jī)翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)排布方式如圖5 所示。

圖5 驅(qū)動機(jī)構(gòu)整體布局Fig.5 Overall layout of a driving mechanism

3 變彎度機(jī)翼完整性分析

變彎度機(jī)翼需要適應(yīng)各種復(fù)雜的工況，在飛行過程中展示出良好的氣動性能和穩(wěn)定性。為了驗證方案中機(jī)翼的完整性，分別對機(jī)翼的空氣動力學(xué)性能、靜力學(xué)性能和運(yùn)動學(xué)性能進(jìn)行精確可靠的仿真分析。

3.1 流體力學(xué)分析

用Ansys Work Bench 的Fluent 模塊對變彎度機(jī)翼的空氣動力學(xué)性能進(jìn)行仿真分析。設(shè)空氣為流速0.25 Ma，密度1.225 kg/m3的不可壓縮氣體，大氣壓強(qiáng)1.013 25×105Pa，氣體黏稠度1.789 4×10-5kg/（m·s），用基于RNGκ-ε模型的壓力求解器對機(jī)翼進(jìn)行求解，計算過程忽略熱傳遞。

對變彎度機(jī)翼極限彎曲角度情況進(jìn)行壓力仿真分析，圖6 為壓力場分布。當(dāng)機(jī)翼后緣向下彎曲達(dá)到25°時，機(jī)翼受到最大壓力來自機(jī)翼后緣彎曲部分，達(dá)到1.078×103Pa，小于下表面最大壓強(qiáng)4.916×103Pa。當(dāng)機(jī)翼向下彎曲變形時，機(jī)翼上表面氣流流速大于下表面流速，由伯努利原理可知，氣流在機(jī)翼上下表面形成壓力差，為機(jī)翼飛行提供升力。機(jī)翼在仿真環(huán)境中獲得升力系數(shù)CL=1.4。

圖6 變彎度機(jī)翼壓力場分布Fig.6 Pressure field distribution of variable camber wing

仿真結(jié)果表明，變彎度機(jī)翼所獲得的升力可以滿足中大型飛行器在起降過程中的飛行需求，并在湍流等特殊環(huán)境中為飛行器安全平穩(wěn)飛行提供升力支持。

3.2 靜力學(xué)分析

變彎度機(jī)翼的驅(qū)動核心在于多級連桿串聯(lián)機(jī)構(gòu)。對驅(qū)動機(jī)構(gòu)進(jìn)行有限元分析，以驗證極限載荷條件下各連桿的形變情況。用Ansys Work Bench中的靜力學(xué)模塊對機(jī)構(gòu)進(jìn)行有限元分析。在軟件中生成驅(qū)動機(jī)構(gòu)的3D 模型，用六面體單元和四面體單元對模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分。采用非線性求解器SOL 400 Nastran 進(jìn)行求解，其可以在計算大角度旋轉(zhuǎn)時及時更新剛度矩陣。各連桿機(jī)構(gòu)之間的連接關(guān)系定義為轉(zhuǎn)動約束，機(jī)構(gòu)7 與機(jī)架之間為固定約束，在曲柄機(jī)構(gòu)1 施加200 Nm 的扭矩，并在機(jī)構(gòu)7施加反向的位移以模擬極限載荷下驅(qū)動機(jī)構(gòu)的受力情況。

極限載荷條件下驅(qū)動機(jī)構(gòu)的應(yīng)力分布如圖7 所示。驅(qū)動機(jī)構(gòu)所受應(yīng)力最大值約為37.3 MPa，出現(xiàn)在叉形搖桿5 與機(jī)架的連接部分，小于該結(jié)構(gòu)的屈服強(qiáng)度55.2 MPa。所有其他鋁制部件所受應(yīng)力均小于AL6061 鋁合金的屈服強(qiáng)度。仿真結(jié)果證明了在極限載荷條件下，各個機(jī)構(gòu)均未發(fā)生塑性形變。驅(qū)動機(jī)構(gòu)可以支持極限載荷下變彎度機(jī)翼的安全飛行。

圖7 驅(qū)動機(jī)構(gòu)應(yīng)力分布Fig.7 Stress distribution of a driving mechanism

3.3 運(yùn)動學(xué)分析

驅(qū)動機(jī)構(gòu)需要在曲柄旋轉(zhuǎn)一周內(nèi)實現(xiàn)機(jī)翼后緣±25°變形。用Creo Parametric 軟件的機(jī)構(gòu)分析功能對驅(qū)動機(jī)構(gòu)的運(yùn)動情況進(jìn)行分析。各個機(jī)構(gòu)之間，機(jī)構(gòu)與機(jī)架之間的裝配關(guān)系定義為銷連接，在輸入軸添加一個電動機(jī)，為曲柄提供10 rad/s 的輸入角速度。用電機(jī)控制曲柄轉(zhuǎn)動60 s（曲柄旋轉(zhuǎn)一周），每2 s 采集一次數(shù)據(jù)，共采集30 組，仿真分析得到數(shù)據(jù)結(jié)果如圖8 所示。在機(jī)翼曲柄繞輸入軸旋轉(zhuǎn)一周內(nèi)，機(jī)翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)繞輸出軸轉(zhuǎn)動60.33°，其中向上極限彎曲角度為30.16°，向下極限彎曲角度為30.17°，輸出曲線光滑連續(xù)，表明可以彎曲變形角度范圍優(yōu)于所需±25°。

圖8 輸出軸轉(zhuǎn)動角度Fig.8 Rotation angle of output shaft

4 變彎度機(jī)翼性能試驗

依據(jù)方案設(shè)計并組裝了試驗用變彎度機(jī)翼樣機(jī)，對方案中的機(jī)翼進(jìn)行了運(yùn)動學(xué)性能試驗，實驗樣機(jī)如圖9 所示。

圖9 實驗樣機(jī)模型Fig.9 Experimental prototype model

上位機(jī)設(shè)定電機(jī)轉(zhuǎn)速值并發(fā)送控制指令給ARM 處理器。經(jīng)過功率驅(qū)動后，步進(jìn)電機(jī)根據(jù)該指令驅(qū)動機(jī)構(gòu)運(yùn)動，實現(xiàn)機(jī)翼后緣彎曲變形，系統(tǒng)如圖10 所示。

圖10 變彎度機(jī)翼控制系統(tǒng)示意Fig.10 Schematic diagram of variable camber wing control system

樣機(jī)可以實現(xiàn)60 s 內(nèi)從初始位置到達(dá)最大外傾角位置的連續(xù)彎曲變形。如圖11 所示，通過角度傳感器采集機(jī)翼變形角度數(shù)據(jù)表明，機(jī)翼向下最大偏擺角為30.12°，向上最大偏擺角為30.06°。試驗數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果吻合良好，證明了變彎度機(jī)翼方案在實現(xiàn)機(jī)翼大角度變形的可行性。

圖11 變彎度機(jī)翼偏轉(zhuǎn)角度Fig.11 Deformation angle of variable camber wing

5 結(jié)論

研究用于飛行器連續(xù)變彎度機(jī)翼的多級連桿驅(qū)動機(jī)構(gòu)，實現(xiàn)了機(jī)翼上下極限位置之間的彎度連續(xù)變化，可用于復(fù)雜的飛行環(huán)境。驅(qū)動機(jī)構(gòu)具有可靠的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，確保了飛行器工作安全。相比于傳統(tǒng)固定翼機(jī)翼，變彎度機(jī)翼可以提供更大的升力。變彎度機(jī)翼系統(tǒng)可控性良好，在大型飛行器機(jī)翼設(shè)計制造領(lǐng)域有廣闊的應(yīng)用前景。