張付祥 ，張 諾

（1.河北科技大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，石家莊 050018；2.河北工程技術(shù)學(xué)院經(jīng)濟(jì)管理學(xué)院，石家莊 050091）

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)模式的發(fā)展，對(duì)飛行器能夠高效地完成多任務(wù)的要求越來(lái)越強(qiáng)烈[1]。多任務(wù)就意味著飛機(jī)既要有良好的低速巡航飛行能力，又要有優(yōu)秀的高速?zèng)_刺能力。然而飛機(jī)設(shè)計(jì)中低速和高速是兩個(gè)相互沖突的設(shè)計(jì)模式。為了能兼顧低速和高速設(shè)計(jì)上的矛盾，美國(guó)洛克希德·馬?。↙ockheed Martin）公司在美國(guó)國(guó)防預(yù)研計(jì)劃局（DARPA）的變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)項(xiàng)目（MAS）的指導(dǎo)下，提出了折疊翼飛機(jī)方案[2]，該方案可以較好地解決飛機(jī)在不同任務(wù)階段對(duì)飛行速度需求的矛盾。國(guó)外對(duì)這一新概念飛行器的氣動(dòng)特性[3-4]與顫振特性[5-6]進(jìn)行了較為豐富的研究，國(guó)內(nèi)也利用準(zhǔn)靜態(tài)分析的方法對(duì)機(jī)翼顫振特性展開(kāi)研究[7]，并且提出了一些實(shí)用的折疊機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)[8]，以色列埃爾比特公司研制的海鷗（Seagull）就是這樣一種小型折疊翼變體無(wú)人機(jī)[9]?，F(xiàn)役小型無(wú)人機(jī)大多采用拆解后運(yùn)輸?shù)姆绞?，雖然運(yùn)輸體積較小，但部件零散，需要起飛前現(xiàn)場(chǎng)組裝調(diào)試，準(zhǔn)備時(shí)間長(zhǎng)，不能適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)快節(jié)奏的特點(diǎn)。因此，需要設(shè)計(jì)一款運(yùn)輸體積小，并且可以快速發(fā)射部署的新型折疊翼戰(zhàn)術(shù)無(wú)人機(jī)系統(tǒng)。

1 折疊方案設(shè)計(jì)

1.1 折疊翼氣動(dòng)布局分析

折疊翼氣動(dòng)布局方案有如圖1所示的幾種形式。

（1）常規(guī)布局方案。機(jī)翼和尾翼靠軸和軸承與機(jī)身中部連接，主翼為一整片矩形翼，可繞位于機(jī)翼中點(diǎn)處的軸旋轉(zhuǎn)，折疊后與機(jī)身上表面重合，尾翼則繞位于翼根處的軸向前旋轉(zhuǎn)，與機(jī)身下表面重合。

（2）簡(jiǎn)單串列翼布局方案。前翼和后翼均由兩片矩形翼組成，由位于翼根處的軸和軸承與機(jī)身端部連接。折疊時(shí)，前翼向后折疊于機(jī)身下側(cè)，后翼向前折疊于機(jī)身上側(cè)。

圖1 折疊翼氣動(dòng)布局方案Fig.1 Aerodynamic layout programs of folding-wing

（3）鴨翼-前掠翼布局方案。主翼和鴨翼由位于翼根處的軸和軸承與機(jī)身端部連接，主翼展開(kāi)時(shí)與機(jī)身呈前掠角，向前旋轉(zhuǎn)可以折疊于機(jī)身上側(cè)，兩片鴨翼則分別向后折疊于機(jī)身下側(cè)。

（4）鉆石背布局方案。前翼由位于翼根處的軸和軸承與機(jī)身前部連接，后翼由位于翼根處的軸和軸承與滑塊連接，滑塊則套在與機(jī)身固定的滑軌上，后翼翼尖與前翼翼稍處通過(guò)軸和軸承連在一起。展開(kāi)時(shí)，前翼后掠，后翼前掠。折疊時(shí)，滑塊向前平移，帶動(dòng)前后翼向后折疊于機(jī)身上側(cè)。

（5）折扇翼布局方案。前剛性翼由位于翼根處的軸和軸承與機(jī)身前部連接，后緣與折扇翼前緣相連，折扇翼可以像折扇一樣繞軸折疊。展開(kāi)時(shí)，前翼后掠，折扇翼張開(kāi)，共同構(gòu)成大面積機(jī)翼；折疊時(shí)，前翼可以向后折疊于機(jī)翼下側(cè)，同時(shí)帶動(dòng)折扇翼折疊于兩翼內(nèi)側(cè)。

（6）Z形翼布局方案是本課題組根據(jù)現(xiàn)有折疊翼布局方案獨(dú)立提出的新型方案。英國(guó)專利GB2434783發(fā)明了一款前翼為上下折疊但尾翼定的布局方案，如圖2所示[10]，由于尾翼不能折疊，其折疊后體積偏大。美國(guó)高級(jí)產(chǎn)品開(kāi)發(fā)有限公司威廉·蘭道爾·麥克唐奈申請(qǐng)的中國(guó)發(fā)明專利200880105018.0發(fā)明了一種酷似Z形翼布局的飛翼式飛機(jī)，如圖3所示[11]，屬于固定翼飛機(jī)，其外形給發(fā)明Z形翼布局的折疊翼飛機(jī)提供了參考。本課題設(shè)計(jì)的Z形翼布局方案由左前翼和右后翼構(gòu)成，機(jī)翼在翼根處通過(guò)軸和軸承與機(jī)身端部連接，展開(kāi)時(shí)整機(jī)呈不對(duì)稱的Z形狀態(tài)，折疊時(shí)，前翼向后，后翼向前，折疊于機(jī)身上下兩側(cè)。

1.2 Z形翼折疊方案的受力分析

對(duì)該構(gòu)型進(jìn)行受力分析，主要結(jié)果如下。

（1）理想情況下的受力，即飛機(jī)在無(wú)上反角、無(wú)傾角狀態(tài)下飛行時(shí)，飛機(jī)不受滾轉(zhuǎn)力矩。

（2）側(cè)傾時(shí)的受力，即無(wú)上反、有傾角狀態(tài)下，飛機(jī)也不受滾轉(zhuǎn)力矩。

（3）有上反角時(shí)的受力，飛機(jī)存在向右滾轉(zhuǎn)的趨勢(shì)。

圖2 前翼折疊無(wú)人機(jī)Fig.2 Folded front-wing UAV

圖3 斜置翼身融合飛機(jī)Fig.3 Canted blended wing body (BWB) UAV

（4）既有上反又有傾角時(shí)的受力，飛機(jī)受滾轉(zhuǎn)力矩M與傾角α、上反角θ的關(guān)系為：

式中，機(jī)翼升力大小為F，升力作用點(diǎn)到翼根的距離為L(zhǎng)，翼根到重心高度差為H，飛機(jī)自重為G。飛機(jī)所受的滾轉(zhuǎn)力矩隨機(jī)翼升力大小、上反角、高度差以及飛機(jī)傾角的增大而增大。

控制機(jī)翼高度差與上反角的大小對(duì)抑制飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)十分有益，并且應(yīng)使飛機(jī)盡量在小傾角狀態(tài)下平穩(wěn)飛行。驗(yàn)證機(jī)的試飛證明Z形翼布局飛機(jī)可以實(shí)現(xiàn)受控穩(wěn)定的飛行。

1.3 折疊翼方案的原理驗(yàn)證

課題組對(duì)列舉的所有方案進(jìn)行了大量原理驗(yàn)證機(jī)的制作試飛工作，其中就包括簡(jiǎn)單串列翼布局飛機(jī)（簡(jiǎn)稱“工”字機(jī)）和Z形翼布局飛機(jī)（簡(jiǎn)稱“Z”字機(jī)）。

通過(guò)大量的試飛研究，重點(diǎn)比較了“工”字機(jī)和“Z”字機(jī)的一些特性。發(fā)現(xiàn)“工”字機(jī)翼面積很大，翼載荷小，起飛速度低，但后翼效率遠(yuǎn)低于前翼效率，致使重心必須非?？壳安拍軐w機(jī)配平，并且當(dāng)機(jī)翼攻角小于某個(gè)負(fù)值后，飛機(jī)俯仰特性將是發(fā)散的，因而“工”字機(jī)不能可控地完成俯沖動(dòng)作。“Z”字機(jī)氣動(dòng)外形雖然是不對(duì)稱結(jié)構(gòu)，但實(shí)際飛行試驗(yàn)表明，“Z”字機(jī)可以穩(wěn)定可控地飛行，在氣動(dòng)舵面與接收機(jī)之間引入陀螺儀的負(fù)反饋信號(hào)，形成半閉環(huán)控制系統(tǒng)后，飛行穩(wěn)定性又可成倍提高。由于翼面積只有“工”字機(jī)的一半，因而起飛速度較快，翼載荷較“工”字機(jī)的大。

通過(guò)以上對(duì)比，結(jié)合過(guò)去的研究基礎(chǔ)，考慮簡(jiǎn)化展開(kāi)機(jī)構(gòu)、保留大的有效載荷艙體積的設(shè)計(jì)要求，最終決定采用Z形翼布局。

2 折疊展開(kāi)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

機(jī)翼折疊展開(kāi)機(jī)構(gòu)是Z字型折疊翼飛機(jī)的關(guān)鍵性部件，連接機(jī)翼與機(jī)身，集中承受飛行時(shí)機(jī)翼所受的載荷，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼折疊狀態(tài)時(shí)的收納、彈射時(shí)的快速展開(kāi)以及展開(kāi)位置時(shí)的鎖定。

折疊展開(kāi)機(jī)構(gòu)的工作原理如圖4（a）所示?；瑒?dòng)軸的初始位置為1位置，此時(shí)機(jī)翼為折疊狀態(tài)，并且由于壓力角為90°，實(shí)現(xiàn)自鎖。展開(kāi)時(shí)，在外力推動(dòng)下，滑動(dòng)軸由1位置運(yùn)動(dòng)到2位置，推動(dòng)轉(zhuǎn)板Omnofg逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)解鎖。運(yùn)動(dòng)至3位置時(shí)，與f'點(diǎn)相切，壓力角又達(dá)到最大90°，繼續(xù)運(yùn)動(dòng)至4位置，實(shí)現(xiàn)可靠自鎖。對(duì)折疊展開(kāi)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了具體設(shè)計(jì)，三維模型如圖4（b）所示,并制作了實(shí)物模型，期間針對(duì)發(fā)現(xiàn)的問(wèn)題對(duì)設(shè)計(jì)進(jìn)行了改進(jìn)。

3 系統(tǒng)總成設(shè)計(jì)

Z字型小型多用途折疊翼無(wú)人機(jī)的總體結(jié)構(gòu)如圖5所示。由機(jī)身、動(dòng)力系統(tǒng)、折疊展開(kāi)機(jī)構(gòu)、機(jī)翼、垂尾及控制系統(tǒng)等組成。發(fā)射過(guò)程為：在控制系統(tǒng)控制下，飛機(jī)被貯藏發(fā)射筒彈射出筒；延時(shí)0.5s，折疊展開(kāi)機(jī)構(gòu)1和2同時(shí)動(dòng)作，帶動(dòng)機(jī)翼1由后向前、機(jī)翼2由前向后同時(shí)展開(kāi)；再延時(shí)0.5s，折疊展開(kāi)機(jī)構(gòu)3和4同時(shí)動(dòng)作，帶動(dòng)垂尾1和2由后向前同時(shí)；再延時(shí)0.5s，動(dòng)力系統(tǒng)開(kāi)始工作，進(jìn)入正常飛行狀態(tài)。最終所有設(shè)計(jì)內(nèi)容均實(shí)現(xiàn)模型制作和試飛，多次試飛效果證明設(shè)計(jì)是成功的。

4 結(jié)論

（1）分析了“Z”字機(jī)的受力情況，確定從理論上這種非對(duì)稱構(gòu)型可以平穩(wěn)飛行，進(jìn)行了原理驗(yàn)證機(jī)的制作試飛，掌握了“Z”字機(jī)的一些飛行特性，證實(shí)了理論分析的正確性。

（2）設(shè)計(jì)了一款基于滑動(dòng)擺桿機(jī)構(gòu)的具有自鎖功能的折疊展開(kāi)機(jī)構(gòu)，進(jìn)行加工、試驗(yàn)，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)的合理性。

圖4 折疊展開(kāi)機(jī)構(gòu)Fig.4 Folding-unfolding mechanism

圖5 Z字型折疊飛機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.5 Structure of the Z-shaped folding-wing UAV

[1]遲圣威, 趙永輝.可折疊機(jī)翼顫振分析[J].江蘇航空,2010(S2):2-4.

CHI Shengwei, ZHAO Yonghui.Flutter analysis of the folding wing[J].Jiangsu Aviation, 2010(S2):2-4.

[2]LOVE M H, ZINK P S, STROUD R L, et al.Impact of actuation concepts on morphing aircraft structures[R].AIAA 2004-1724.2004.

[3]LIU Y, KAPANIA R K, GERN F H, et al.Equivalent plate modeling of arbitrary planform wings[C]//Proceedings of International Conference on Computational Engeineering and Sciences.Los Angeles,2000：21-25.

[4]GERN F H, INMAN D J, KAPANIA R K.Strctural and aeroelastic modeling of general planform UCAV wings with morphing airfoils[R].AIAA-2001-1369,2001.

[5]RAKESH K K, YOUHUA L.Static and vibration analyses of general wing structures using equivalent plate models[R].AIAA-2000-1434, 2000.

[6]JOSHI S P, TIDWELL Z, WILLIAM A C, et al.Comparison of morphing wing strategies based upon aircraft performance Impacts[C]//Proceedings of 45th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics & Materials Conference California,2004.

[7]李毅, 楊智春.翼飛行器機(jī)翼折疊過(guò)程的顫振仿真分析[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào), 2009, 21(22)：7069-7072.

LI Yi, YANG Zhichun.Simulation and flutter analysis of wing folding process of folding wing aircraft[J].Journal of System Simulation, 2009,21(22): 7069-7072.

[8]董文俊,孫秦.折疊翼變體飛機(jī)的傳動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)和驅(qū)動(dòng)方式優(yōu)化分析[J].航空工程進(jìn)展,2011,2(2): 84-88.

DONG Wenjun, SUN Qin.The transmission design and driving optimization of folding wing aircraft[J].Dvances in Aeronautical Science and Engineering, 2011,2(2): 84-88.

[9]張愛(ài)華, 秦武.以色列軍用小型無(wú)人機(jī)發(fā)展概覽[J].飛航導(dǎo)彈, 2010(2): 19-23.

ZHANG Aihua, QIN Wu.Review of American mini-UAVs[J].Aerodynamic Missiles Journal, 2010(2): 19-23.

[10]Proctor Sam.Aircraft with folding wings:GB2434783[P].2007-08-08.

[11]威廉·蘭道爾·麥克唐奈.斜置翼身融合飛機(jī):200880105018.0[P], 2008-08-29.

MCDONNELL W R.Canted Blended wing body (BWB)UAV:200880105018.0[P].2008-08-29.