摘要 文章通過建立合理的折疊翼舵結(jié)構(gòu)模型進行動力學分析，改進結(jié)構(gòu)減小振動危害和提高飛行器的安全性。首先，通過梳理相關資料更深入地了解飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)，在此基礎上對飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)進行了動力學建模；然后從總設計流程、關鍵設計技術兩個方面進行了分析；最后，對強度和剛度計算結(jié)果進行了分析，進一步了解折疊翼舵結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢，為后續(xù)折疊翼舵結(jié)構(gòu)動力學分析奠定基礎。

關鍵詞 飛行器；折疊翼舵結(jié)構(gòu)；動力學；建模

中圖分類號 V214 文獻標識碼 A 文章編號 2096-8949（2024）22-0013-03

0 引言

在科技的不斷發(fā)展進步下，有關飛行器方面的技術也在進步，再加上現(xiàn)代社會中對于設計的要求越來越高，使得飛行器方面的技術也隨之不斷改進。就飛行器翼舵結(jié)構(gòu)來說，一般情況下均有一個固有的頻率和模型，后期進行改變會有一定的難度，固有的模型會占據(jù)較大的存放空間。在此情況下，如果能夠?qū)︼w行器翼舵結(jié)構(gòu)進行改良設計，可以達到優(yōu)化效果，以縮小存放空間。出于這樣的考慮，該文進行飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)的設計，以達到既節(jié)省空間，又能夠保證飛行器安全飛行的目的。為此，該文進行了飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)的動力學建模與模態(tài)的相關分析。

1 飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)簡介

折疊翼舵結(jié)構(gòu)允許氣動面的折疊，并設有鎖定機制以固定其展開或折疊狀態(tài)。在現(xiàn)代科技的發(fā)展下，折疊翼舵結(jié)構(gòu)應用的領域也越來越廣泛，如各種飛行器、衛(wèi)星太陽帆板展開機構(gòu)、火箭級間分離機構(gòu)、導彈折疊彈翼機構(gòu)等，具體在各種戰(zhàn)術導彈中，如地空導彈、地地導彈等都有折疊翼舵結(jié)構(gòu)[1]。折疊翼舵結(jié)構(gòu)設計旨在節(jié)省空間，但需要考慮其在飛行中的穩(wěn)定性問題。為解決這一問題，該文需要進行模態(tài)分析，以更準確地預測飛行器的運動狀態(tài)，從而確保飛行安全，更大程度地提高飛行器的飛行安全[2]。

2 飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)的動力學建模

2.1 總設計流程

折疊翼舵系統(tǒng)作為一套多功能系統(tǒng)，涉及的專業(yè)領域十分廣泛，因此其總體設計流程是多學科耦合設計的過程，具體流程如圖1所示。

2.1.1 折疊展開和解鎖/鎖緊機構(gòu)設計路線

（1）立足于飛行剖面，分析全程穩(wěn)定飛行控制的能力需求。

（2）結(jié)合掌握的控制力需求，針對性地完成翼/舵面外形的尺寸設計。

（3）翼/舵的折疊展開方向本質(zhì)上取決于發(fā)射平臺的空間包絡、翼/舵面外形尺寸等。

（4）深入分析不同折疊展開方向條件下的動翼/舵面載荷特性，為折疊展開方向設計提供有價值的參考。

（5）分析無控過程的氣動特性。

（6）在分析初始起控特性前，應率先完成無控過程的氣動特性和運動參數(shù)的分析，以完成時序的科學設計，精準把握折疊翼/舵展開的時間要求。

（7）掌握以上所有情況后，進行機構(gòu)運動和設計折疊展開，以及解鎖/鎖緊機構(gòu)的仿真分析。

（8）推敲并確定設計方案，最后對解鎖、展開、鎖緊進行試驗。

2.1.2 翼/舵面結(jié)構(gòu)設計路線

（1）立足飛行剖面完成飛行熱環(huán)境分析。

（2）掌握翼/舵面的熱環(huán)境，并分析翼/舵面三維傳熱。

（3）分析翼/舵面?zhèn)鳠岷笞们檫x擇翼/舵面的防熱形式與材料。

（4）基于以上狀況，完成翼/舵面的結(jié)構(gòu)設計、結(jié)構(gòu)強度和剛度的仿真分析，對氣動彈性也要進行仿真分析，前提是率先完成之前幾項操作。

（5）嚴格按照設計方案完成聯(lián)合試驗，包含靜熱、熱力、靜力等。

2.1.3 迭代設計過程

完成設計、分析、優(yōu)化和試驗后，掌握結(jié)果。如果結(jié)果符合要求，則接著進行氣動、氣控特性的深入詳盡分析，形成閉環(huán)設計[3]。

2.2 關鍵設計技術

立足高速飛行器折疊翼/舵在工作時序中歷經(jīng)的三個階段，將總體設計中的重要技術進行歸納：展開過程氣動載荷設計、折疊展開和解鎖/鎖緊機構(gòu)設計、翼/舵面結(jié)構(gòu)設計。

高速飛行器折疊翼/舵設計的關鍵點包括以下幾個方面：

（1）氣動載荷分析：研究展開時的氣動影響。

（2）機構(gòu)設計：研發(fā)折疊、解鎖/鎖緊機構(gòu)。

（3）結(jié)構(gòu)設計：優(yōu)化翼/舵面的結(jié)構(gòu)，以確保強度和剛度。

2.2.1 展開過程氣動載荷設計

在折疊翼舵結(jié)構(gòu)的設計中，展開過程氣動載荷設計是一項至關重要的技術。這一設計過程涉及翼舵面在展開過程中受到的各種氣動力的分析和計算，包括但不限于空氣阻力、升力、側(cè)力等。

首先，需要根據(jù)飛行器的飛行剖面，分析翼舵面在展開過程中可能遇到的各種氣流條件，包括風速、風向、空氣密度等。第二，基于這些氣流條件，通過氣動力學原理，計算翼舵面在展開過程中受到的各種氣動力。這些計算結(jié)果的準確性直接影響翼舵面結(jié)構(gòu)設計的合理性和安全性。如果計算結(jié)果不準確，可能會導致翼舵面在展開過程中受到過大的氣動載荷，從而引發(fā)結(jié)構(gòu)破壞或飛行器失控等嚴重后果。

因此，在展開過程的氣動載荷設計中，需要采用先進的計算方法和工具，如CFD（計算流體力學）仿真軟件，以精確模擬翼舵面在展開過程中的氣流場和氣動載荷分布。同時，還需要結(jié)合試驗數(shù)據(jù)，對計算結(jié)果進行驗證和修正，以確保設計的準確性和可靠性?？傮w來說，展開過程的氣動載荷設計是飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)設計中的一項關鍵技術，需要通過精確的氣動力學分析和計算，為翼舵面結(jié)構(gòu)設計提供合理的氣動載荷輸入，從而保證飛行器的安全飛行和性能穩(wěn)定。

2.2.2 折疊展開和解鎖/鎖緊機構(gòu)設計

在折疊翼/舵的解鎖、展開和鎖緊過程中，氣動力和摩擦力相互作用，這需要驅(qū)動機構(gòu)具備合理的動力，確保動翼/舵能在預定時間內(nèi)平穩(wěn)展開，同時盡量減小對定翼/舵的沖擊。因此，常采用扭簧等彈性元件或火工裝置（如小過載火工作動筒）實現(xiàn)這一目標?；鸸ぱb置中包含多項設計參數(shù)，如燃氣壓力、作動行程、工作時間等，盡可能在固定結(jié)構(gòu)空間中降低沖擊過載，將火工裝置對翼/舵的影響降到最低[6]。

2.2.3 翼/舵面結(jié)構(gòu)設計

熱防護設計和結(jié)構(gòu)優(yōu)化包含在翼/舵面的結(jié)構(gòu)設計中，結(jié)合數(shù)據(jù)來看，飛行器速度與翼/舵承受的溫度密切相關，速度為Ma5時承受的溫度為650～750℃，速度為Ma8時承受的溫度高于1 200℃，因此應對處于力熱耦合環(huán)境下的折疊翼/舵采取針對性的熱防護方案。對于熱防護方案，應從多個視角入手完成綜合評比，確保選取的方案最佳，涉及的評比內(nèi)容包括結(jié)構(gòu)重量、占用空間、工藝技術、經(jīng)濟成本等，以保證間隙熱密封和不同材料間的熱匹配，進而保證大面積和局部熱防護的熱匹配。與此同時，還應確保重量或力學特性等指標最優(yōu)的結(jié)構(gòu)優(yōu)化，一切均建立在遵循各項約束條件的前提下，陸續(xù)開展聯(lián)合試驗活動，聯(lián)合對象包括折疊翼/舵靜力試驗、靜熱、熱力等，從而完成飛行器環(huán)境適應性的評估[7]。

2.3 工作原理

折疊舵操作步驟如下：

（1）銷軸頂住解鎖銷，實現(xiàn)初始鎖緊。

（2）接收解鎖信號，銷軸解脫，退出并收回，完成初始解鎖。

（3）動舵轉(zhuǎn)動，板簧勢能釋放，解鎖銷向下運動，開始折疊展開。

（4）動舵與定舵接近時，滑鎖與動舵楔形齒面逐漸嚙合，鎖緊銷與凹槽也開始嚙合。動舵與定舵碰撞產(chǎn)生擠壓，最終完成到位鎖緊。

3 強度和剛度計算結(jié)果

通過分析折疊舵載荷的傳遞路徑便可獲悉，考核關鍵點集中在不同部位靜強度和剛度的考核上，包括定/動舵連接處、軸向滑鎖、法向鎖緊銷等。表1展示的是折疊舵的最大應力、應變及最大位移。

從表1中可以得知，在順時針的載荷作用下，定/動舵面的應力集中主要發(fā)生在定舵與滑鎖#1連接的凹槽處，應力值高達1 041 MPa，但仍小于該區(qū)域材料的屈服強度；最大等效塑性應變也位于同一位置，達到1.076%，不超出材料在該溫度下的延伸率；折疊舵的最大位移為1.06 mm，發(fā)生在舵梢的前緣。

在動舵與滑鎖#1連接處的齒槽，當施加逆時針集中載荷時，定/動舵面的最大應力達到995.8 MPa，但仍小于材料在該溫度下的屈服強度。同時，最大等效塑性應變也位于同一區(qū)域，最大值為1.194%，未超過材料的延伸率。此外，折疊舵的最大位移發(fā)生在舵梢的前緣，最大位移為0.93 mm。

順時針加載時，軸向鎖緊機構(gòu)在滑鎖#1和定舵連接的凸鍵處出現(xiàn)最大應力，達到1 027 MPa，未超過材料屈服強度。此處的最大等效塑性應變約為0，表明未發(fā)生屈服。法向鎖緊機構(gòu)的最大應力位于鎖緊銷與動舵凹槽連接的上端，為555.9 MPa，小于材料屈服強度。最大等效塑性應變?yōu)?，顯示未進入屈服狀態(tài)。

逆時針加載時，軸向機構(gòu)最大應力為1 017 MPa，發(fā)生在滑鎖#1和定舵凸鍵，未超過屈服強度，無塑性變形。法向機構(gòu)最大應力為777.4 MPa，出現(xiàn)在鎖緊銷和定舵凹槽斜面，未達到屈服強度，無塑性變形。

4 結(jié)語

在高速飛行器發(fā)展領域，折疊翼舵的設計技術一直是外界關注、討論的焦點，它的價值主要體現(xiàn)在飛行器技術指標提升、滿足飛行器功能性要求兩方面，具有不可小覷的發(fā)展前景，但其發(fā)展得越來越復雜將是必然趨勢。有關高速飛行器折疊翼舵設計技術的研究將會持續(xù)落實、推進，未來研究重點將涉及兼具折疊展開、解鎖鎖緊功能等方面，研究成果也會逐步豐富起來，研究應側(cè)重交叉、多視角和多學科，以加快其在工程中的有效應用進程。

參考文獻

[1]陳克，金玲，徐倩，等.基于高溫合金的高速飛行器折疊舵結(jié)構(gòu)設計與研究[J].航空兵器，2022（6）：71-77.

[2]張韻佳，張浩杰，崔志成.飛行器折疊翼舵結(jié)構(gòu)的動力學建模與模態(tài)分析[J].成都信息工程大學學報，2022（2）：131-137.

[3]陳克，金玲，雷豹，等.高速飛行器折疊翼/舵設計技術與進展研究[J].強度與環(huán)境，2022（1）：53-59.