胡冰蕊　張欣宇　付裕

摘要：? ? ? 智能微型導(dǎo)彈可以通過(guò)控制可變形智能彈翼結(jié)構(gòu)改變飛行狀態(tài)， 滿足作戰(zhàn)需求。 針對(duì)此類(lèi)可變形智能小翼結(jié)構(gòu)， 本文以壓電纖維復(fù)合材料（Macro Fiber Composite， MFC）作為驅(qū)動(dòng)器， 通過(guò)使用MFC碳纖維復(fù)合材料懸臂梁仿真和試驗(yàn)相結(jié)合的方法驗(yàn)證壓電復(fù)合材料的驅(qū)動(dòng)性能。 隨后， 設(shè)計(jì)了MFC復(fù)合材料小翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)并進(jìn)行驅(qū)動(dòng)試驗(yàn)， 驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)的MFC驅(qū)動(dòng)智能小翼變形方案的可行性。 在此基礎(chǔ)上， 研究了智能小翼復(fù)合材料蒙皮鋪層設(shè)計(jì)對(duì)小翼壓電驅(qū)動(dòng)性能的影響。 結(jié)果表明， 增大智能小翼蒙皮45°鋪層占比、 減小0°鋪層占比， 或?qū)?5°鋪層置于蒙皮表層、 0°鋪層置于蒙皮芯層時(shí)， 有利于智能小翼驅(qū)動(dòng)性能提升。

關(guān)鍵詞：? ? ?智能小翼； 壓電纖維； 壓電驅(qū)動(dòng)； 小翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)； 復(fù)合材料中圖分類(lèi)號(hào)：? ? ?TJ760； V257

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：? ? A文章編號(hào)：? ? ?1673-5048（2023）02-0053-06

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0260

0引言

近年來(lái)， 隨著智能材料技術(shù)、 微機(jī)電技術(shù)、 傳感器技術(shù)的不斷突破， 為導(dǎo)彈的智能化、 微型化提供了可能性［1］。 微型化導(dǎo)彈具有隱蔽性好、 不易攔截、 精度高等特點(diǎn)， 能夠?qū)崿F(xiàn)真正意義上的精確毀傷［2］， 勢(shì)必成為未來(lái)軍事領(lǐng)域的重要研究方向。 目前， 公開(kāi)的國(guó)內(nèi)外微型導(dǎo)彈如圖1所示。

隨著智能材料的不斷發(fā)展， 可變形智能結(jié)構(gòu)成為兵器科學(xué)領(lǐng)域的一個(gè)研究重點(diǎn)， 通過(guò)配備合適的智能結(jié)構(gòu)， 能夠有效實(shí)現(xiàn)彈翼變形來(lái)調(diào)整導(dǎo)彈飛行狀態(tài)， 進(jìn)而滿足作戰(zhàn)需求［4］。 壓電材料作為一種典型的智能材料， 通過(guò)正逆壓電效應(yīng)實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的主動(dòng)驅(qū)動(dòng)與傳感功能， 具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、 帶寬大、 響應(yīng)速度快等優(yōu)點(diǎn)， 被認(rèn)為是微型智能導(dǎo)彈智能驅(qū)動(dòng)器較好的選擇［5］。 美國(guó)自1995年開(kāi)始了壓電材料驅(qū)動(dòng)器在智能導(dǎo)彈上的應(yīng)用研究［6］。 針對(duì)智能導(dǎo)彈翼面， 2007年， Vos等［7］提出了一種基于后屈曲預(yù)壓縮的壓電元件新型飛行驅(qū)動(dòng)器。 在后續(xù)研究工作中， Barrett等［8］將研發(fā)的壓電驅(qū)動(dòng)器安裝在15.2 cm、 250磅的跨音速導(dǎo)彈彈翼中， 如圖2所示。 相較于傳統(tǒng)的伺服驅(qū)動(dòng)器， 壓電驅(qū)動(dòng)器減少了驅(qū)動(dòng)器數(shù)量級(jí)， 同時(shí)減輕了結(jié)構(gòu)重量， 實(shí)現(xiàn)了彈翼±7°偏轉(zhuǎn)角。

2014年， Mudupu等［9］將壓電雙晶片用于驅(qū)動(dòng)智能彈翼， 如圖3所示。 在此基礎(chǔ)上， 實(shí)現(xiàn)彈翼的角度控制， 并通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證所設(shè)計(jì)的自適應(yīng)控制器可以實(shí)現(xiàn)對(duì)彈翼的控制。

已有研究表明， 針對(duì)可變形彈翼的智能導(dǎo)彈， 國(guó)內(nèi)外學(xué)者已經(jīng)將壓電材料制成智能導(dǎo)彈的翼面， 并通過(guò)直接控制壓電材料的變形來(lái)調(diào)整飛行器的飛行狀態(tài)。 為此， 針對(duì)此類(lèi)可變形智能小翼結(jié)構(gòu)， 本文利用應(yīng)用前景較廣泛的MFC薄片型壓電驅(qū)動(dòng)器， 開(kāi)展MFC壓電復(fù)合材料智能小翼驅(qū)動(dòng)性能研究。 由于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的可設(shè)計(jì)性， 通過(guò)調(diào)整鋪層厚度、 鋪層順序和鋪層比例等實(shí)現(xiàn)智能小翼性能的有效改善。 為了進(jìn)一步深入探究復(fù)合材料結(jié)構(gòu)鋪層對(duì)于MFC壓電片驅(qū)動(dòng)性能的影響， 設(shè)計(jì)了含MFC壓電層的智能小翼結(jié)構(gòu)， 通過(guò)仿真和試驗(yàn)分析了智能小翼的驅(qū)動(dòng)性能。 在此基礎(chǔ)上， 利用有限元法建立真實(shí)的復(fù)合材料智能小翼模型， 并討論了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)鋪層設(shè)計(jì)對(duì)智能小翼驅(qū)動(dòng)性能的影響， 為將來(lái)的MFC驅(qū)動(dòng)類(lèi)似的智能小翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究提供參考。

1MFC驅(qū)動(dòng)性能分析

首先選用MFC壓電纖維復(fù)合材料［10］作為驅(qū)動(dòng)器， 并通過(guò)對(duì)粘貼有MFC驅(qū)動(dòng)器的碳纖維復(fù)合材料懸臂梁進(jìn)行仿真和試驗(yàn)， 分析壓電復(fù)合材料結(jié)構(gòu)驅(qū)動(dòng)性能。

1.1MFC驅(qū)動(dòng)性能仿真

MFC復(fù)合材料懸臂梁采用樹(shù)脂將MFC驅(qū)動(dòng)器與碳纖維懸臂梁粘接在一起， 懸臂梁粘貼有MFC的一端通過(guò)夾具固支， 另一端自由懸空， 如圖4所示。

通過(guò)軟件對(duì)MFC壓電懸臂梁進(jìn)行驅(qū)動(dòng)仿真， 將MFC壓電纖維復(fù)合材料宏觀等效為均勻的壓電材料。 MFC材料參數(shù)及尺寸如表1所示， 懸臂梁采用經(jīng)過(guò)試驗(yàn)標(biāo)定的碳纖維復(fù)合材料制備， 其材料參數(shù)及尺寸如表2所示。

MFC壓電懸臂梁靠近MFC的一端為完全約束邊界條件， MFC與懸臂梁接合的表面設(shè)置恒定電壓為0 V， 另一表面依次施加-400 V， -200 V， 200 V和400 V的電壓， 通過(guò)仿真計(jì)算得到不同驅(qū)動(dòng)電壓下懸臂梁的自由端變形情況， 如表3所示。

1.2MFC驅(qū)動(dòng)性能試驗(yàn)

為驗(yàn)證本文所建立的MFC壓電懸臂梁有限元模型的準(zhǔn)確性， 對(duì)具有相同模型尺寸的MFC壓電懸臂梁進(jìn)行了相關(guān)試驗(yàn)測(cè)試。

MFC壓電懸臂梁試驗(yàn)框架如圖5所示， 試驗(yàn)儀器主要有控制平臺(tái)、 功率放大器、 MFC壓電纖維復(fù)合材料、 激光位移傳感器和計(jì)算主機(jī)等。 整個(gè)MFC壓電驅(qū)動(dòng)試驗(yàn)過(guò)程為： 控制平臺(tái)在計(jì)算機(jī)軟件平臺(tái)控制下發(fā)出信號(hào)， 通過(guò)功率放大器放大電壓以驅(qū)動(dòng)MFC壓電片產(chǎn)生變形， 進(jìn)而帶動(dòng)與其粘接的復(fù)合材料懸臂梁結(jié)構(gòu)變形； 利用激光位移傳感器測(cè)量懸臂梁自由端測(cè)點(diǎn)的位移， 將采集到的位移信號(hào)傳輸給計(jì)算機(jī)。 本試驗(yàn)在MFC表面分別施加-400 V， -200 V， 200 V和400 V的驅(qū)動(dòng)電壓。

仿真和試驗(yàn)測(cè)得的懸臂梁自由端位移對(duì)比如圖6所示， 兩者的具體結(jié)果分析如表4所示。 可以看出， 仿真與試驗(yàn)結(jié)果基本一致， 兩者誤差不超過(guò)12.7%， 這驗(yàn)證了MFC壓電懸臂梁有限元仿真模型的準(zhǔn)確性。

2智能小翼驅(qū)動(dòng)試驗(yàn)

考慮到壓電材料控制的智能彈翼屬于可變形壓電智能小翼結(jié)構(gòu)， 為了驗(yàn)證MFC驅(qū)動(dòng)此類(lèi)智能小翼結(jié)構(gòu)變形的可行性， 設(shè)計(jì)了基于MFC壓電纖維復(fù)合材料的智能小翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)， 并在此基礎(chǔ)上進(jìn)行智能小翼壓電驅(qū)動(dòng)試驗(yàn)， 為將來(lái)智能導(dǎo)彈翼面的設(shè)計(jì)研究提供參考。

考慮到智能小翼結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件加工制備與仿真分析的易操作性， 采用設(shè)計(jì)方案更為簡(jiǎn)便的翼型， 小翼有效弦長(zhǎng)為133.5 mm， 采用軟件繪制出智能小翼模擬件的模型加工圖紙， 小翼蒙皮采用1 mm碳纖維復(fù)合材料薄板， 在蒙皮外表面三等分處布置2片MFC壓電片， 實(shí)現(xiàn)對(duì)小翼的驅(qū)動(dòng)變形控制。 為保證小翼后緣偏轉(zhuǎn)方向一致， 設(shè)計(jì)了內(nèi)部骨架結(jié)構(gòu)作為限位器， 加工完成的智能小翼模擬件如圖7所示。 在前面壓電懸臂梁試驗(yàn)平臺(tái)的基礎(chǔ)上接入智能小翼模擬件， 利用激光位移測(cè)量?jī)x測(cè)量小翼后緣驅(qū)動(dòng)變形位移。

為測(cè)試小翼壓電驅(qū)動(dòng)效果， 對(duì)小翼表面粘貼的MFC施加直流電壓， MFC與小翼接觸的一側(cè)保持0 V電壓， 另一側(cè)分別施加300 V， 500 V， 700 V， 900 V， 1 200 V和1 400 V直流電壓， 通過(guò)激光位移傳感器測(cè)量小翼末梢位移， 最終小翼位移測(cè)量結(jié)果及偏轉(zhuǎn)角度如表5所示。

不同驅(qū)動(dòng)電壓與小翼偏轉(zhuǎn)角的關(guān)系如圖8所示。 可以看出， 隨著驅(qū)動(dòng)電壓的增加， 小翼偏轉(zhuǎn)角逐漸增加。 除700 V的數(shù)據(jù)點(diǎn)外， 驅(qū)動(dòng)電壓與小翼偏轉(zhuǎn)角近似成線性關(guān)系， 這符合MFC壓電驅(qū)動(dòng)變形規(guī)律［11］， 驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)的智能小翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的可行性。

3蒙皮鋪層設(shè)計(jì)對(duì)智能小翼驅(qū)動(dòng)性能的影響MFC驅(qū)動(dòng)性能仿真與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比驗(yàn)證了MFC材料參數(shù)的準(zhǔn)確性。 而且， 智能小翼驅(qū)動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果表明， MFC驅(qū)動(dòng)小翼變形具有可行性。 在此基礎(chǔ)上， 本文建立基于MFC驅(qū)動(dòng)的小翼模型， 如圖9所示， 探究小翼復(fù)合材料層合板鋪層設(shè)計(jì)對(duì)驅(qū)動(dòng)性能的影響。 小翼弦長(zhǎng)257 mm， 展長(zhǎng)658 mm， 蒙皮厚1.5 mm， 在蒙皮外表面均勻布置6片MFC壓電片， MFC有效作用面積為長(zhǎng)85 mm， 寬57 mm。

進(jìn)行MFC智能小翼靜態(tài)驅(qū)動(dòng)仿真時(shí)， 不考慮智能小翼表面復(fù)雜氣動(dòng)載荷的影響。 按照實(shí)際應(yīng)用中的情況設(shè)置智能小翼仿真邊界約束： 智能小翼兩端面與結(jié)構(gòu)主體連接的位置約束其平動(dòng)自由度； 智能小翼結(jié)構(gòu)內(nèi)部的橫梁位置約束其豎直自由度； MFC與智能小翼主體結(jié)構(gòu)使用Tie綁定約束。 MFC與智能小翼接合的表面設(shè)置恒定電壓為0 V， 另一表面施加1 500 V的驅(qū)動(dòng)電壓。

3.1智能小翼蒙皮鋪層角對(duì)驅(qū)動(dòng)性能影響

考慮到碳纖維復(fù)合材料機(jī)翼蒙皮常用的標(biāo)準(zhǔn)鋪層角度為0°， 45°和90°， 首先討論上述3種不同鋪層角對(duì)智能小翼驅(qū)動(dòng)性能的影響。 設(shè)定MFC長(zhǎng)度方向?yàn)?°鋪層方向， 對(duì)MFC外表面施加1 500 V驅(qū)動(dòng)電壓， 改變小翼復(fù)合材料蒙皮鋪層角， 選取小翼后緣5個(gè)均布點(diǎn)位置， 取其變形位移的平均值用于計(jì)算智能小翼驅(qū)動(dòng)偏轉(zhuǎn)角。

圖10給出了不同鋪層角對(duì)智能小翼在Y方向的驅(qū)動(dòng)變形影響結(jié)果（設(shè)定空間豎直方向?yàn)閅方向）， 表6為計(jì)算得到的不同鋪層角下智能小翼驅(qū)動(dòng)偏轉(zhuǎn)角。 可以看出， 90°和45°鋪層角下的智能小翼偏轉(zhuǎn)角明顯大于0°時(shí)的偏轉(zhuǎn)角。 同時(shí)， 45°鋪層時(shí)， 智能小翼壓電驅(qū)動(dòng)變形效果最好。

3.2智能小翼蒙皮鋪層比對(duì)驅(qū)動(dòng)性能影響

改變0°， 45°和90°鋪層角的比例， 探究智能小翼蒙皮不同鋪層比對(duì)驅(qū)動(dòng)性能的影響， 設(shè)計(jì)鋪層方案如表7所示。 圖11給出了不同鋪層比下智能小翼在Y方向上的驅(qū)動(dòng)變形位移結(jié)果， 表8為不同鋪層比下智能小翼驅(qū)動(dòng)偏轉(zhuǎn)角。 可以發(fā)現(xiàn)， 增大45°或90°鋪層角占比有利于提高智能小翼驅(qū)動(dòng)效果， 其中增加45°鋪層角更有利于驅(qū)動(dòng)性能的提升。 當(dāng)增大0°鋪層占比時(shí)， 智能小翼驅(qū)動(dòng)變形位移減小。

3.3智能小翼蒙皮鋪層優(yōu)選結(jié)果

基于工程上常用的碳纖維復(fù)合材料蒙皮基本鋪層設(shè)計(jì)準(zhǔn)則， 采用對(duì)稱(chēng)均衡鋪層， 主要采用0°， ±45°， 90°的標(biāo)準(zhǔn)鋪層角； 同時(shí)， 避免相同取向的鋪層疊置， 相鄰之間的鋪層角度變化一般不要超過(guò)60°， 以避免固化應(yīng)力產(chǎn)生的微觀裂紋和有利于層間剪切應(yīng)力的傳遞。 0°， ±45°， 90°四種鋪層中每一種至少要占10%， 以防止任何方向的基體直接受載， 盡量選用0°或者±45°隔開(kāi)90°的層組， 以減小層間的剪切與法向應(yīng)力［12］。

基于上述復(fù)合材料層合板鋪層原則， 本文擬在鋪層角度和鋪層比不變的前提下， 改變鋪層順序， 探究其對(duì)智能小翼壓電驅(qū)動(dòng)性能的影響， 選取的設(shè)計(jì)鋪層方案如表9所示。

圖12給出了不同鋪層順序下智能小翼驅(qū)動(dòng)變形位移結(jié)果， 表10為不同鋪層順序下智能小翼驅(qū)動(dòng)偏轉(zhuǎn)角。 通過(guò)A， B和D鋪層方案對(duì)比發(fā)現(xiàn)±45°鋪層位于復(fù)合材料蒙皮表層時(shí)， 智能小翼壓電驅(qū)動(dòng)變形效果較好。 通過(guò)C， E鋪層方案與其他方案對(duì)比可以看出， 0°鋪層置于蒙皮表層時(shí)， 會(huì)明顯減小智能小翼驅(qū)動(dòng)偏轉(zhuǎn)角， 降低智能小翼壓電驅(qū)動(dòng)性能。

4結(jié)論

本文選用MFC壓電纖維復(fù)合材料作為驅(qū)動(dòng)器， 通過(guò)MFC壓電懸臂梁驅(qū)動(dòng)仿真和試驗(yàn)相結(jié)合的方法驗(yàn)證了壓電復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)性能， 并對(duì)粘貼有MFC壓電片的智能小翼進(jìn)行了驅(qū)動(dòng)試驗(yàn)， 驗(yàn)證了MFC驅(qū)動(dòng)小翼偏轉(zhuǎn)的可行性。 在此基礎(chǔ)上， 探究了智能小翼復(fù)合材料蒙皮鋪層設(shè)計(jì)對(duì)其驅(qū)動(dòng)性能的影響， 主要結(jié)論如下：

（1） 選用45°或90°鋪層角有利于智能小翼驅(qū)動(dòng)性能提升， 0°鋪層角不利于實(shí)現(xiàn)智能小翼驅(qū)動(dòng)；

（2） 增加45°或90°鋪層的占比可提高智能小翼驅(qū)動(dòng)性能。 其中， 增加45°鋪層占比更有利于提高智能小翼驅(qū)動(dòng)性能； 相較之下， 0°鋪層占比增加會(huì)降低智能小翼驅(qū)動(dòng)性能；

（3） 45°鋪層置于智能小翼復(fù)合材料蒙皮表層時(shí)， 智能小翼驅(qū)動(dòng)效果較好； 0°鋪層置于表層時(shí)， 會(huì)減小智能小翼驅(qū)動(dòng)變形。 合理設(shè)計(jì)復(fù)合材料智能小翼蒙皮鋪層角度， 能夠在保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度可靠性的前提下， 明顯提高智能小翼的驅(qū)動(dòng)性能。

參考文獻(xiàn)：

［1］ 鄧宏彬， 王超， 趙娜， 等. 中小型智能彈藥舵機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與應(yīng)用技術(shù)［M］. 北京： 國(guó)防工業(yè)出版社， 2016： 5-8.Deng Hongbin， Wang Chao， Zhao Na， et al. Design of Small Intelligent Ammunition Sheering Gear System ［M］. Beijing： National Defense Industry Press， 2016： 5-8.（in Chinese）

［2］ 關(guān)世義， 叢敏， 林濤. 關(guān)于國(guó)外微型導(dǎo)彈發(fā)展的思考［J］. 戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù)， 2011（6）： 1-4.Guan Shiyi， Cong Min， Lin Tao. Discussion on the Development of Mini-Missile Abroad［J］. Tactical Missile Technology， 2011（6）： 1-4.（in Chinese）

［3］ 趙敏. 微型導(dǎo)彈智能化發(fā)展與研究［J］. 科學(xué)與財(cái)富， 2018（22）： 243.Zhao Min. Intelligent Development and Research of Micro-Missile［J］. Sciences & Wealth， 2018（22）： 243.（in Chinese）

［4］ 胡凱明. 基于后屈曲預(yù)壓縮壓電雙晶片的微小型舵機(jī)驅(qū)動(dòng)器研究［D］. 西安： 西北工業(yè)大學(xué)， 2015.Hu Kaiming. Research of Post-Buckled Precompressed Bimorph for Micro Rudder Actuator ［D］. Xian： Northwestern Polytechnical University， 2015. （in Chinese）

［5］ 陳文俊. 壓電材料在柔性結(jié)構(gòu)控制中的應(yīng)用——國(guó)外壓電學(xué)研究資料綜述［J］. 飛航導(dǎo)彈， 1999 （3）： 57-62.Chen Wenjun. Application of Piezoelectric Materials in Flexible Structure Control： A Review of Piezoelectric Research Data Abroad ［J］. Aerodynamic Missile Journal， 1999（3）： 57-62. （in Chinese）

［6］ Yoon B S， Park K H， Yoon K J. Application of Piezo-Composite Actuator to Control Surface of Small Missile Robot［C］∥IEEE International Conference on Robotics and Biomimetics （ROBIO）， 2007： 1591-1595.

［7］ Vos R， Barrett R， de Breuker R， et al. Post-Buckled Precompressed Elements： A New Class of Control Actuators for Morphing Wing UAVs［J］. Smart Materials and Structures， 2007， 16（3）： 919-926.

［8］ Barrett R， Vos R. Post-Buckled Precompressed Subsonic Micro-Flight Control Actuators and Surfaces［J］. Smart Materials and Structures， 2008， 17（5）： 055011.

［9］ Mudupu V， Trabia M B， Yim W， et al. GA-Based Fuzzy Logic Control for a Smart Fin of a Projectile［C］∥ ASME 2007 International Design Engineering Technical Conferences & Computers and Information in Engineering Conference， 2007.

［10］ Lu Q F， Wang P， Liu C C. An Analytical and Experimental Study on Adaptive Active Vibration Control of Sandwich Beam［J］. International Journal of Mechanical Sciences， 2022， 232： 107634.

［11］ Rao M N， Schmidt R， Schrder K U. Large Deflection Electro-Mechanical Analysis of Composite Structures Bonded with Macro-Fiber Composite Actuators Considering Thermal Loads［J］. Engineering With Computers， 2022， 38（2）： 1459-1480.

［12］ 方芳. 民用飛機(jī)復(fù)合材料層壓板鋪層設(shè)計(jì)方法研究［J］. 民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究， 2013（3）： 36-40.

Fang Fang. Study of Composite Laminates Layup Design Method for Civil Aircraft［J］. Civil Aircraft Design & Research， 2013（3）： 36-40.（in Chinese）

Study on Driving Performance of Intelligent Winglet Based on

MFC Piezoelectric Fiber Composite

Hu Bingrui Zhang Xinyu Fu Yu

（1. Chinese Aeronautical Establishment， Beijing 100020， China;

2. School of Aeronautics， Northwestern Polytechnical University， Xian 710072， China）

Abstract： By controlling deformable intelligent missile winglets， miniature missiles with smart winglets can change the flight state to meet the operational requirements. For this kind of deformable smart winglet structure， this paper takes the macro fiber composite （MFC） as the actuator to drive composite cantilever beams， and verifies the driving performance of MFC by the combination of simulation and experiment. Subsequently， the driving mechanism of composite winglet with MFC is designed and tested， which can verify the feasibility of the design scheme. On this basis， the influence of smart winglet composite skin ply design on driving capability is investigated in detail. The results show that driving capability of MFC can be improved by increasing 45° ply ratio and decreasing 0° ply ratio， or placing 45° ply on the surfaces and 0° ply in the middle plane of skin.

Key words：? intelligent small winglet; piezoelectric fiber; piezoelectric actuation; winglet structural design; composite°′″0引言