小型折疊翼多用途無人機折疊方案及其展開機構(gòu)設(shè)計*

張付祥 ，張 諾

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

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭模式的發(fā)展，對飛行器能夠高效地完成多任務(wù)的要求越來越強烈[1]。多任務(wù)就意味著飛機既要有良好的低速巡航飛行能力，又要有優(yōu)秀的高速沖刺能力。然而飛機設(shè)計中低速和高速是兩個相互沖突的設(shè)計模式。為了能兼顧低速和高速設(shè)計上的矛盾，美國洛克希德·馬丁（Lockheed Martin）公司在美國國防預(yù)研計劃局（DARPA）的變體飛機結(jié)構(gòu)項目（MAS）的指導(dǎo)下，提出了折疊翼飛機方案[2]，該方案可以較好地解決飛機在不同任務(wù)階段對飛行速度需求的矛盾。國外對這一新概念飛行器的氣動特性[3-4]與顫振特性[5-6]進(jìn)行了較為豐富的研究，國內(nèi)也利用準(zhǔn)靜態(tài)分析的方法對機翼顫振特性展開研究[7]，并且提出了一些實用的折疊機構(gòu)設(shè)計[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人機[9]?，F(xiàn)役小型無人機大多采用拆解后運輸?shù)姆绞?，雖然運輸體積較小，但部件零散，需要起飛前現(xiàn)場組裝調(diào)試，準(zhǔn)備時間長，不能適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)爭快節(jié)奏的特點。因此，需要設(shè)計一款運輸體積小，并且可以快速發(fā)射部署的新型折疊翼戰(zhàn)術(shù)無人機系統(tǒng)。

1 折疊方案設(shè)計

1.1 折疊翼氣動布局分析

折疊翼氣動布局方案有如圖1所示的幾種形式。

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

（2）簡單串列翼布局方案。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身端部連接。折疊時，前翼向后折疊于機身下側(cè)，后翼向前折疊于機身上側(cè)。

圖1 折疊翼氣動布局方案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身端部連接，主翼展開時與機身呈前掠角，向前旋轉(zhuǎn)可以折疊于機身上側(cè)，兩片鴨翼則分別向后折疊于機身下側(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，滑塊則套在與機身固定的滑軌上，后翼翼尖與前翼翼稍處通過軸和軸承連在一起。展開時，前翼后掠，后翼前掠。折疊時，滑塊向前平移，帶動前后翼向后折疊于機身上側(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。展開時，前翼后掠，折扇翼張開，共同構(gòu)成大面積機翼；折疊時，前翼可以向后折疊于機翼下側(cè)，同時帶動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立提出的新型方案。英國專利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。美國高級產(chǎn)品開發(fā)有限公司威廉·蘭道爾·麥克唐奈申請的中國發(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，如圖3所示[11]，屬于固定翼飛機，其外形給發(fā)明Z形翼布局的折疊翼飛機提供了參考。本課題設(shè)計的Z形翼布局方案由左前翼和右后翼構(gòu)成，機翼在翼根處通過軸和軸承與機身端部連接，展開時整機呈不對稱的Z形狀態(tài)，折疊時，前翼向后，后翼向前，折疊于機身上下兩側(cè)。

1.2 Z形翼折疊方案的受力分析

對該構(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，即飛機在無上反角、無傾角狀態(tài)下飛行時，飛機不受滾轉(zhuǎn)力矩。

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

（3）有上反角時的受力，飛機存在向右滾轉(zhuǎn)的趨勢。

圖2 前翼折疊無人機Fig.2 Folded front-wing UAV

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

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

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

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

1.3 折疊翼方案的原理驗證

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

通過大量的試飛研究，重點比較了“工”字機和“Z”字機的一些特性。發(fā)現(xiàn)“工”字機翼面積很大，翼載荷小，起飛速度低，但后翼效率遠(yuǎn)低于前翼效率，致使重心必須非常靠前才能將飛機配平，并且當(dāng)機翼攻角小于某個負(fù)值后，飛機俯仰特性將是發(fā)散的，因而“工”字機不能可控地完成俯沖動作?！癦”字機氣動外形雖然是不對稱結(jié)構(gòu)，但實際飛行試驗表明，“Z”字機可以穩(wěn)定可控地飛行，在氣動舵面與接收機之間引入陀螺儀的負(fù)反饋信號，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”字機的一半，因而起飛速度較快，翼載荷較“工”字機的大。

通過以上對比，結(jié)合過去的研究基礎(chǔ)，考慮簡化展開機構(gòu)、保留大的有效載荷艙體積的設(shè)計要求，最終決定采用Z形翼布局。

2 折疊展開機構(gòu)設(shè)計

機翼折疊展開機構(gòu)是Z字型折疊翼飛機的關(guān)鍵性部件，連接機翼與機身，集中承受飛行時機翼所受的載荷，實現(xiàn)機翼折疊狀態(tài)時的收納、彈射時的快速展開以及展開位置時的鎖定。

折疊展開機構(gòu)的工作原理如圖4（a）所示?；瑒虞S的初始位置為1位置，此時機翼為折疊狀態(tài)，并且由于壓力角為90°，實現(xiàn)自鎖。展開時，在外力推動下，滑動軸由1位置運動到2位置，推動轉(zhuǎn)板Omnofg逆時針轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)解鎖。運動至3位置時，與f'點相切，壓力角又達(dá)到最大90°，繼續(xù)運動至4位置，實現(xiàn)可靠自鎖。對折疊展開機構(gòu)進(jìn)行了具體設(shè)計，三維模型如圖4（b）所示,并制作了實物模型，期間針對發(fā)現(xiàn)的問題對設(shè)計進(jìn)行了改進(jìn)。

3 系統(tǒng)總成設(shè)計

Z字型小型多用途折疊翼無人機的總體結(jié)構(gòu)如圖5所示。由機身、動力系統(tǒng)、折疊展開機構(gòu)、機翼、垂尾及控制系統(tǒng)等組成。發(fā)射過程為：在控制系統(tǒng)控制下，飛機被貯藏發(fā)射筒彈射出筒；延時0.5s，折疊展開機構(gòu)1和2同時動作，帶動機翼1由后向前、機翼2由前向后同時展開；再延時0.5s，折疊展開機構(gòu)3和4同時動作，帶動垂尾1和2由后向前同時；再延時0.5s，動力系統(tǒng)開始工作，進(jìn)入正常飛行狀態(tài)。最終所有設(shè)計內(nèi)容均實現(xiàn)模型制作和試飛，多次試飛效果證明設(shè)計是成功的。

4 結(jié)論

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

（2）設(shè)計了一款基于滑動擺桿機構(gòu)的具有自鎖功能的折疊展開機構(gòu)，進(jìn)行加工、試驗，驗證了設(shè)計的合理性。

圖4 折疊展開機構(gòu)Fig.4 Folding-unfolding mechanism

圖5 Z字型折疊飛機結(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.翼飛行器機翼折疊過程的顫振仿真分析[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報, 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.折疊翼變體飛機的傳動機構(gòu)設(shè)計和驅(qū)動方式優(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]張愛華, 秦武.以色列軍用小型無人機發(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:200880105018.0[P], 2008-08-29.

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