郭廣宇，陳青山，高宏

（北京信息科技大學 儀器科學與光電工程學院, 北京 100192）

飛行器在軍事領域中有著舉足輕重的作用。為了在復雜多變的戰(zhàn)場中靈活地穿梭，飛行器需要根據(jù)實時飛行環(huán)境調整自身飛行狀態(tài)，傳統(tǒng)機翼已經(jīng)難以滿足需求[1]。而變形機翼綜合應用了新材料和運動驅動機構，可以通過內部驅動機構柔順、平滑地自主改變整體或局部外形，以此適應復雜多變的外部環(huán)境，保持優(yōu)秀高效的飛行性能[2-3]。在眾多變形機翼方案中，變彎度機翼通過改變機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，因而成為了變形機翼領域研究的熱點[4-7]。

1985—1988 年期間，美國任務自適應機翼項目，通過光滑連續(xù)的變彎度后緣提升了飛機的巡航和機動性能[8]。但受限于當時的材料技術水平，變彎度機翼重量過大，實用性不強。2003 年，Elzey 等利用記憶金屬設計了一款記憶合金材料控制的鉸鏈變彎度機翼[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，楊媛等設計了分段式變后緣變彎度機翼結構，后緣最大變形12°[10]。2016 年，Previtali 等研究了一款可代替副翼的“增強褶皺蒙皮”機翼，在通電后，后緣的褶皺蒙皮可進行伸縮變形并推動尾部彎度變化，但彎度變化范圍較小，升力改進有限[11]。

因此，變彎度機翼技術尚未在飛行器上得到真正的推廣使用。本文研究了一種機翼后緣變形方案，采用多級連桿串聯(lián)驅動結構實現(xiàn)機翼的大角度變形。連桿機構相比于柔性結構有更高的結構強度和系統(tǒng)可靠性，可以實現(xiàn)大角度變形。該方案可以實現(xiàn)機翼后緣±25°的偏轉，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翼的結構完整性，采用運動學分析和樣機實驗驗證了變形方案的角度變化范圍。

1 變彎度機翼構成及原理

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

圖1 變彎度機翼構成Fig.1 Composition of variable camber wing

蒙皮影響機翼的變形能力。優(yōu)質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，蒙皮需要強大的承載能力以承受氣動載荷，通過調整蒙皮的材料和結構可以有效地提升蒙皮剛度。常用的變形機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，蒙皮結構包括波紋結構、蜂窩結構等[13-17]。聚合碳纖維材料具有更高的拉伸強度但是價格更加昂貴。蜂窩結構具有零泊松比的特點，但是加工工藝復雜。根據(jù)機翼性能指標，合理地選擇蒙皮摻雜材料和結構鋪層可以得到性價比更高的蒙皮。變形機翼蒙皮常見材料與結構性能參數(shù)如表1 所示。

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

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

變彎度機翼通過變化自身翼型控制機翼上下表面氣流動壓以獲得升力。當機翼發(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）表達升力，氣流動壓和機翼面積之間的關系CL可表示為

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

式中Г為環(huán)量，其表達式為

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

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

表2 機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，結合表1 數(shù)據(jù)，可選擇蜂窩結構的聚合碳纖維材料作為機翼的蒙皮。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。為使機翼后緣角度滿足彎曲范圍，同時保證驅動機構整體強度，研究了基于多級連桿串聯(lián)驅動機構控制機翼實現(xiàn)變形。

2 變彎度機翼驅動結構

為使機翼可在±25°范圍內光滑、連續(xù)地彎曲變形，沿垂直于翼梁方向將部分機翼中段不變形區(qū)域和后緣變形區(qū)域分為兩個單元，如圖2 所示，這兩單元的內部驅動機構擁有相同的運動原理。通過兩組電機分別控制第一和第二單元彎曲變形，可實現(xiàn)機翼后緣的光滑彎曲變形。

圖2 機翼驅動機構Fig.2 Driving mechanisms of wing

第一驅動單元內部結構的布置主要考慮曲柄與連桿之間的幾何尺寸關系對機翼運動學性能的影響。通過控制各個連桿機構的長度和相對位置關系，獲得滿足方案要求的輸出角度。

第二驅動單元內部結構的布置主要考慮機翼后緣內部可供使用空間大小，根據(jù)翼展方向最小截面尺寸對驅動結構進行優(yōu)化。為了保證機翼運動的同步性，第二驅動單元各個部件的長度比例與第一驅動單元相應部件相同。

機翼的彎度變化通過機構綜合的方式實現(xiàn)，驅動機構中各個連桿的關系如圖3 所示。通過步進電機控制曲柄轉動，帶動連桿和搖桿依次傳動，將運動和力傳遞給輸出搖桿，實現(xiàn)輸出搖桿繞基座輸出軸運動。

圖3 驅動機構原理Fig.3 Principle of driving mechanisms

第一單元中作為機構骨架的機架部分與不變形的機翼中段相連，第二單元的機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架中的相應位置，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。曲柄與連桿機構通過銷軸彼此連接并固定在機架的指定位置上。這種設計可以有效減少系統(tǒng)運動時軸向受力，并提高致動器力矩沿機構運動方向的傳遞效率。

圖4 驅動機構Fig.4 Driving mechanisms

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

圖5 驅動機構整體布局Fig.5 Overall layout of a driving mechanism

3 變彎度機翼完整性分析

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

3.1 流體力學分析

用Ansys Work Bench 的Fluent 模塊對變彎度機翼的空氣動力學性能進行仿真分析。設空氣為流速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翼進行求解，計算過程忽略熱傳遞。

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

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

仿真結果表明，變彎度機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 靜力學分析

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

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

圖7 驅動機構應力分布Fig.7 Stress distribution of a driving mechanism

3.3 運動學分析

驅動機構需要在曲柄旋轉一周內實現(xiàn)機翼后緣±25°變形。用Creo Parametric 軟件的機構分析功能對驅動機構的運動情況進行分析。各個機構之間，機構與機架之間的裝配關系定義為銷連接，在輸入軸添加一個電動機，為曲柄提供10 rad/s 的輸入角速度。用電機控制曲柄轉動60 s（曲柄旋轉一周），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)結果如圖8 所示。在機翼曲柄繞輸入軸旋轉一周內，機翼驅動機構繞輸出軸轉動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 輸出軸轉動角度Fig.8 Rotation angle of output shaft

4 變彎度機翼性能試驗

依據(jù)方案設計并組裝了試驗用變彎度機翼樣機，對方案中的機翼進行了運動學性能試驗，實驗樣機如圖9 所示。

圖9 實驗樣機模型Fig.9 Experimental prototype model

上位機設定電機轉速值并發(fā)送控制指令給ARM 處理器。經(jīng)過功率驅動后，步進電機根據(jù)該指令驅動機構運動，實現(xiàn)機翼后緣彎曲變形，系統(tǒng)如圖10 所示。

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

樣機可以實現(xiàn)60 s 內從初始位置到達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翼變形角度數(shù)據(jù)表明，機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)與仿真結果吻合良好，證明了變彎度機翼方案在實現(xiàn)機翼大角度變形的可行性。

圖11 變彎度機翼偏轉角度Fig.11 Deformation angle of variable camber wing

5 結論

研究用于飛行器連續(xù)變彎度機翼的多級連桿驅動機構，實現(xiàn)了機翼上下極限位置之間的彎度連續(xù)變化，可用于復雜的飛行環(huán)境。驅動機構具有可靠的結構強度，確保了飛行器工作安全。相比于傳統(tǒng)固定翼機翼，變彎度機翼可以提供更大的升力。變彎度機翼系統(tǒng)可控性良好，在大型飛行器機翼設計制造領域有廣闊的應用前景。