基于壓電纖維復合材料變形機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計和實驗研究

郭翔鷹，王帥博，王松松

(北京工業(yè)大學機械工程與應(yīng)用電子技術(shù)學院，北京 100124)

隨著航空工業(yè)的迅速發(fā)展，民用和軍事領(lǐng)域都對飛行器提出了更高的要求，因此變形機翼應(yīng)運而生.變形機翼的氣動外形通過在不同飛行狀態(tài)中自適應(yīng)變化，來保持最優(yōu)的氣動性能.隨著智能材料結(jié)構(gòu)的不斷發(fā)展，越來越多的學者們傾向于使用形狀記憶合金(shape memory alloys,SMA)、壓電材料、形狀記憶聚合物等智能材料進行變形機翼設(shè)計.這些新型智能材料質(zhì)量輕，相對于傳統(tǒng)的驅(qū)動結(jié)構(gòu)具有更好的適用性，已成為國內(nèi)外學者研究的熱點.

2005年，Lim等[1]將LIPCA壓電驅(qū)動器布置于機翼后緣結(jié)構(gòu)上，通過實驗發(fā)現(xiàn)，作用300 V的電壓時，該LIPCA機翼結(jié)構(gòu)發(fā)生了5°的彎曲.2006年，Kim等[2]開發(fā)了用MFC驅(qū)動的智能撲翼，研制實驗樣機進行了動態(tài)測試.2007年，Vos等[3]將壓電彎曲致動器應(yīng)用于可變形機翼結(jié)構(gòu)中，與傳統(tǒng)副翼相比，新型可變形機翼滾轉(zhuǎn)控制得到了較大的提升.2009年，Paradies等[4]設(shè)計了具有薄輪廓壓電元件控制的無人機縮比模型，對機翼模型進行了靜態(tài)實驗分析和初步的動態(tài)實驗分析，數(shù)值結(jié)果與實驗結(jié)果吻合較好.對相同尺寸的夾層機翼與常規(guī)副翼控制進行了動力學實驗比較，結(jié)果表明機翼產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩較低.2011年，Wickramasinghe等[5]采用壓電纖維復合材料(marco-fiber composite,MFC)設(shè)計了一款智能可變形機翼.通過在雙晶片結(jié)構(gòu)外部覆蓋一層電活性聚合物蒙皮，對壓電纖維施加軸向的壓縮預應(yīng)力，增強了結(jié)構(gòu)的變形能力.Bilgen致力于壓電自適應(yīng)機翼的設(shè)計，并展開了一系列的研究[6-13]，在文獻[14]中設(shè)計了MFC的智能控制面模型，通電測試機翼后緣最大產(chǎn)生20°的變形，該設(shè)計基本滿足飛行測試中機動特性要求；此外還設(shè)計了一款微小飛行器并進行了風洞實驗，在飛行測試中達到了預期效果.2013年，Probst等[15]將MFC粘貼在模型飛機的機翼上以提升飛機的滾轉(zhuǎn)速率和承受氣動載荷能力，研究了MFC的布置位置、布置數(shù)量、MFC自身尺寸等重要參數(shù)對飛機滾轉(zhuǎn)速率和承載能力的影響.2013年，Debiasi等[16]基于MFC設(shè)計了一種可改變機翼上下表面形狀的模型，通過改變上下表皮的驅(qū)動電壓得到不同的對稱和非對稱翼型以提高機翼的氣動性能.2014年，Prazenica等[17]設(shè)計了一種適用于中型固定翼無人機的壓電纖維復合材料副翼執(zhí)行機構(gòu)，研究了不同驅(qū)動力下機翼升力和阻力系數(shù)的變化.2018年，李春暉等[18]建立了MFC驅(qū)動下的可變翼主動變形的仿真模型，地面實驗研究了在電壓載荷驅(qū)動下，縮比模型主動變形情況.

從上述研究中發(fā)現(xiàn)，目前已有一定數(shù)量的采用MFC驅(qū)動的變形機翼，主要集中在結(jié)構(gòu)設(shè)計上，以增強機翼的變形能力，但大多數(shù)采用的是基于壓電單晶片或雙晶片結(jié)構(gòu)及其衍生形式，局限于其驅(qū)動性能的研究以及一些靜態(tài)的分析，對于智能變形機翼的動態(tài)特性分析較少.本文基于MFC設(shè)計了一種翼型式后緣可變彎度的變形機翼，通過實驗研究了機翼的靜態(tài)變形能力，此外還研究了機翼在交變電場和橫向激勵聯(lián)合作用下的動態(tài)響應(yīng).

1 機翼變形原理與結(jié)構(gòu)設(shè)計

1.1 變形原理

MFC是一種先進的壓電材料，由壓電纖維、樹脂以及交叉指形電極構(gòu)成[19].P1型MFC在通電后伸長或收縮，由于其驅(qū)動力矩大，作動性能好，響應(yīng)速度快，易控制，因此是實現(xiàn)機翼變形的良好驅(qū)動器件.本文利用P1型MFC這一特點，將其粘貼在機翼后緣蒙皮上，施加電壓后MFC產(chǎn)生應(yīng)變驅(qū)動機翼后緣蒙皮變形，從而實現(xiàn)機翼后緣變彎度.

1.2 結(jié)構(gòu)設(shè)計

常見的后緣變彎度機翼，設(shè)計外形分為薄板式結(jié)構(gòu)和翼型式結(jié)構(gòu).薄板式結(jié)構(gòu)設(shè)計簡單，變形量大，相對翼型式設(shè)計使用的MFC數(shù)量少，質(zhì)量較輕，響應(yīng)的控制系統(tǒng)比較簡單.但是剛度較差，在一定程度上破壞了機翼原有的氣動外形，氣動效率較低.翼型式結(jié)構(gòu)設(shè)計填補了這一缺陷，最大的特點是不破壞原有的氣動外形，氣動效率較高，比薄板式設(shè)計剛度要好，但是變形量較低.

本文致力于中小型無人機的變形機翼結(jié)構(gòu)研究，聚焦于機翼的氣動效率及穩(wěn)定性分析，采用翼型式結(jié)構(gòu)設(shè)計.參考NACA2412幾何參數(shù)，采用對稱翼型模型，機翼材料選擇碳纖維復合材料，弦長200 mm，驅(qū)動部分的蒙皮采用0.2 mm碳纖維復合薄板.機翼由蒙皮、翼肋、翼梁和后擺桿組成，三維模型如圖1所示.

圖1 機翼三維模型Fig.1 3D model of the wing

1.3 機翼變形實施方案

機翼后緣為可變形部分，上、下蒙皮一端與翼肋粘接，一端通過滑槽與擺桿形成滑動連接，上、下蒙皮各自粘貼MFC.當上部MFC通正電壓，下部蒙皮通負電壓時上蒙皮伸長，下蒙皮收縮，產(chǎn)生形變差，從而驅(qū)動擺桿向下偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)機翼后緣連續(xù)光滑的向下偏轉(zhuǎn)；反之，可實現(xiàn)機翼后緣段連續(xù)、光滑地向上偏轉(zhuǎn)，如圖2所示.

圖2 驅(qū)動部分局部視圖Fig.2 Partial view of the drive part

2 變形機翼靜態(tài)實驗

采用AutoCAD軟件繪出機翼的結(jié)構(gòu)模型加工圖，為了降低機翼的質(zhì)量并有足夠的強度和剛度，整個機翼的承重件材質(zhì)采用碳纖維增強復合材料；為保證機翼后緣變形部分有最大變形能力，蒙皮采用0.2 mm的碳纖維增強復合材料薄板.由于飛機轉(zhuǎn)向，舵面偏轉(zhuǎn)不同，需在機翼的內(nèi)、外側(cè)蒙皮表面設(shè)置4片MFC- 8557- P1型壓電片，為伸長型壓電片，有效作用面積為長85 mm,寬57 mm.

為了測量機翼后緣變形能力，設(shè)置如圖3所示靜態(tài)實驗平臺.由于實驗中直接測量機翼后緣轉(zhuǎn)角較為困難，因此采用間接測量方法.首先將機翼固定在夾具上，翼弦水平放置；其次采用CE1500002T型直流電源對粘貼在蒙皮上的內(nèi)、外側(cè)MFC通直流電，通過MFC變形驅(qū)動機翼后緣擺動；然后用LK- G5000激光位移探測器測量機翼后緣末端的位移；最后根據(jù)幾何關(guān)系計算出后緣轉(zhuǎn)角大小,具體的幾何換算關(guān)系如圖4所示.

圖3 機翼靜態(tài)測試平臺Fig.3 Static test platform of the wing

圖4 位移與轉(zhuǎn)角換算關(guān)系示意圖Fig.4 Schematic diagram of displacement and rotation angle conversion

2.1 外側(cè)機翼上部MFC通電變形

首先研究單側(cè)通電對對稱變形機翼機構(gòu)的影響，由于變形對稱，因此先分析上側(cè)MFC通電情況下，機翼后緣偏轉(zhuǎn)角度與電壓的關(guān)系.分別對外側(cè)上部MFC施加300、600、900、1 200、1 500 V直流電壓，采用多次測量取平均值的方法，測得數(shù)據(jù)如表1所示.

表1 外側(cè)上部MFC通電后機翼后緣位移

從圖5看出驅(qū)動電壓900 V是一個節(jié)點，在900 V之前曲線斜率明顯大于900～1 500 V.在這2段區(qū)域機翼后緣擺角與驅(qū)動電壓近似成正比關(guān)系，900 V之前隨著驅(qū)動電壓的增大擺角變化較快，900 V后擺角變化速率降低.當驅(qū)動電壓達到MFC工作最大電壓1 500 V時，機翼后緣擺角最大為3.17°.

圖5 不同驅(qū)動電壓與機翼后緣擺角關(guān)系Fig.5 Relationship between different driving voltages and the rear edge angle of the wing

2.2 機翼后緣擺角的累加效果

為測試機翼后緣擺角累加效果，對機翼上、下側(cè)的MFC同時施加直流電，為保證機翼后緣擺角最大化，一側(cè)通正電壓，另一側(cè)通負電壓.根據(jù)MFC- 8557- P1的工作電壓范圍-500 V～+1 500 V，直接給下側(cè)施加最大負電壓-500 V，上側(cè)MFC分別施加500、1 000、1 500 V直流電壓，激光位移探測器測量結(jié)果見表2.

表2 外側(cè)上、下部MFC通電后機翼后緣位移

從圖6看出上、下側(cè)MFC同時通直流電，其中下側(cè)施加最大負電壓-500 V，隨著上側(cè)MFC施加電壓的增高，機翼后緣擺角逐漸增大.相較于單側(cè)通電情況，當機翼后緣上、下側(cè)MFC同時施加直流電時，機翼獲得最大變形能力，達到4.7°.

圖6 上、下側(cè)MFC不同驅(qū)動電壓與機翼后緣擺角關(guān)系Fig.6 Relationship between different driving voltages of the upper and lower MFC and the rear edge of the wing

3 變形機翼動態(tài)實驗研究

變彎度機翼通過改變機翼后緣彎度來適應(yīng)飛行環(huán)境的變化，由于飛行環(huán)境存在不確定因素，氣動載荷的隨機變化將會影響機翼飛行時的穩(wěn)定性.因此，對于機翼的動態(tài)特性分析十分必要.

3.1 機翼固有頻率實驗測量

機翼受到不穩(wěn)定氣流擾動，當引起共振時，機翼會劇烈振動，嚴重影響飛行安全.因此，機翼的固有頻率測量十分必要.本文采用掃頻方法，來測量機翼的前2階固有頻率.利用共振原理，當激勵頻率和測試件固有頻率接近時，即使激勵幅值很小，被測試件也將產(chǎn)生很大的振動.

將機翼近似為懸臂結(jié)構(gòu)，通過夾具將機翼與JZK- 5T激振器連接，Agilent 33220A信號發(fā)生器用于產(chǎn)生正弦信號，經(jīng)DA- 60功率放大器輸送到激振器從而實現(xiàn)機翼橫向振動.LK- G5000激光位移探測器記錄機翼后緣橫向位移，反映機翼振動情況，掃頻實驗平臺如圖7所示.掃頻范圍1～40 Hz,步長0.1 Hz.多次實驗取平均值，得到機翼幅頻響應(yīng)曲線如圖8所示.

圖7 掃頻實驗平臺Fig.7 Sweeping experimental platform

圖8 幅頻響應(yīng)曲線Fig.8 Curve of amplitude-frequency response

從圖8可以看出，在激勵頻率10.5、33.8 Hz左右峰值較為明顯.根據(jù)共振特征，得到機翼的前2階固有頻率分別在10.5、33.8 Hz附近.

3.2 交流電(alternating current,AC)對機翼振動影響

3.2.1 交流電頻率對機翼振動影響

當對機翼蒙皮上粘貼的MFC施加交流電時，MFC產(chǎn)生的應(yīng)變將驅(qū)動機翼振動，為了研究交流電頻率對機翼穩(wěn)定性的影響，討論外加電壓為5.0、10.5、15.0、25.0、30.0、33.8 Hz這6種情況下機翼動態(tài)特性.實驗時，僅對內(nèi)側(cè)機翼上部MFC通電，保持幅值不變?yōu)? V，僅考慮交流電頻率對機翼振動的影響，激光位移探測器測量機翼后緣位移，將得到的實驗數(shù)據(jù)導入Origin 2018處理得到機翼后緣位移時間歷程圖，如圖9所示.

圖9 不同頻率交流電下機翼振動時間歷程圖Fig.9 Time history diagram of wing vibration under different frequency AC

圖10 前2階共振頻率下外激勵幅值與內(nèi)側(cè)機翼最大位移的關(guān)系Fig.10 Relationship between the external excitation amplitude and the maximum displacement of the inner wing at the first two resonance frequencies

從圖9可以看出，機翼內(nèi)側(cè)MFC施加交流電的頻率低于二階共振頻率即33.8 Hz時，內(nèi)側(cè)機翼均呈周期性運動，且隨著交流電頻率的增大，機翼振幅逐漸減小.

3.2.2 交流電幅值對機翼振動影響

此外，還討論了交流電幅值對機翼振動的影響.分別在前2階共振頻率下，研究幅值分別為0.8、1.0、1.2、1.4、1.6、1.8 V共6種情況.

從圖10看出，在共振頻率下，內(nèi)側(cè)機翼最大位移與外激勵幅值近似成正比關(guān)系，隨著外激勵幅值的增大，最大位移逐漸增大，且在一階共振頻率下的最大位移大于二階.內(nèi)側(cè)機翼MFC通電引起的振動將會影響到外側(cè)機翼，為了分析內(nèi)外側(cè)機翼之間的影響關(guān)系，研究在共振條件下內(nèi)側(cè)機翼MFC驅(qū)動對外側(cè)機翼產(chǎn)生的影響.

當內(nèi)側(cè)機翼受到一階共振頻率AC時，外側(cè)機翼明顯受到其影響，如圖11所示，最大位移小于內(nèi)側(cè)機翼振動時的最大位移，呈周期性運動.但當內(nèi)側(cè)機翼受到二階共振頻率AC時，外側(cè)機翼的振動出現(xiàn)混沌運動，內(nèi)側(cè)機翼是周期運動.得出一階共振頻率下外側(cè)機翼受到內(nèi)側(cè)機翼振動影響較大，二階時影響較小.

圖11 外側(cè)機翼在內(nèi)側(cè)機翼受共振頻率激勵下的位移時間歷程圖Fig.11 Displacement time history diagram of the outer wing with the inner wing under excitation frequency

3.3 橫向激勵對機翼振動的影響

飛機在飛行時，由于某些原因會造成機身的抖動，這種抖動會對飛行安全造成很大的完全隱患，為了研究機身抖動對飛機機翼產(chǎn)生的影響，用激振器的橫向激勵來模擬機身的抖動.

機翼通過夾具固定在激振器上，設(shè)定頻率為10.5 Hz和33.8 Hz的激勵信號對機翼進行橫向位移加載，激勵幅值為1 V，測試在不同共振頻率下內(nèi)外側(cè)機翼尾部的振動情況，通過激光位移探測器對機翼尾部位移數(shù)據(jù)采集，結(jié)果如圖12、13所示.

圖12 橫向位移激勵下內(nèi)側(cè)機翼位移時間歷程圖Fig.12 Displacement time history diagram of the inner wing under lateral displacement excitation

圖13 橫向位移激勵下外側(cè)機翼位移時間歷程圖Fig.13 Displacement time history diagram of the outer wing under lateral displacement excitation

由圖12、13可知，當機翼受到橫向激勵時，無論處于一階還是二階共振頻率下，外側(cè)機翼位移均大于內(nèi)側(cè).當激勵頻率為10.5 Hz時，內(nèi)外側(cè)機翼均周期運動；但處于二階共振頻率下，內(nèi)側(cè)機翼周期運動，外側(cè)機翼混沌運動.外側(cè)機翼穩(wěn)定性低于內(nèi)側(cè)機翼，在實際中要重點關(guān)注外側(cè)機翼的振動情況.

3.4 多場激勵耦合分析

3.4.1 風載與AC耦合下機翼動態(tài)響應(yīng)分析

機翼在飛行中勢必受到不穩(wěn)定氣流影響，實驗中用風扇模擬機翼受到氣流擾動，來流方向與機翼翼弦成一定夾角.實驗內(nèi)容分為3個部分：單獨施加風載、單獨施加交流電、風載和交流電共同施加.首先設(shè)定風速為2檔(約為1.25 m/s)，然后對內(nèi)側(cè)機翼上部MFC施加交流電，幅值1.5 V，交流電頻率與一、二階共振頻率相同，分別為10.5、33.8 Hz.激光位移探測器測量機翼后緣位移，見圖14.

圖14 不同實驗條件下內(nèi)側(cè)機翼后緣位移時間歷程圖Fig.14 Displacement time history diagram of the trailing edge of the inner wing under different experimental conditions

從圖14可以看出，在風載擾動影響下，內(nèi)側(cè)機翼振動幅值較小，呈混沌運動；只施加AC時，激勵頻率無論為10.5 Hz還是為33.8 Hz，機翼均呈周期運動.但是10.5 Hz AC下的內(nèi)側(cè)機翼振幅大于33.8 Hz；當風載和AC共同作用時，風載對頻率10.5 Hz AC作用下的機翼運動形式影響較小，對頻率33.8 Hz AC作用下的機翼運動形式影響較大，從周期運動變?yōu)楦胖芷谶\動.

3.4.2 橫向激勵與AC耦合下機翼動態(tài)響應(yīng)分析

機翼在飛行狀態(tài)下用MFC驅(qū)動變形時，同時受到氣動力和交流電的作用，研究內(nèi)、外側(cè)機翼受到橫向位移激勵和交流電場共同作用下機翼的振動響應(yīng)情況.

對內(nèi)側(cè)機翼上部MFC施加交流電，同時對機翼施加橫向位移載荷，2種激勵頻率分別與機翼前2階共振頻率相同，因此有4種頻率組合.

從圖15、16發(fā)現(xiàn)，當機翼處于耦合物理場下，交流電頻率與橫向位移激勵頻率相近時，機翼出現(xiàn)“拍”現(xiàn)象，外側(cè)機翼振動幅度大于內(nèi)側(cè)機翼.當2種激勵不等且分別等于一、二階固有頻率時，機翼出現(xiàn)周期運動.

圖15 耦合場下內(nèi)側(cè)機翼位移時間歷程圖Fig.15 Displacement time history diagram of the inner wing under the coupling field

圖16 耦合場下外側(cè)機翼位移時間歷程圖Fig.16 Displacement time history diagram of the outer wing under the coupling field

4 結(jié)論

本文基于MFC設(shè)計了一種后緣可變彎度的智能機翼，通過實驗測試了在直流電激勵下機翼的變形能力，以及機翼在交流電和橫向激勵耦合下的動態(tài)特性，得到如下結(jié)論：

1) 機翼后緣MFC通電時，機翼后緣擺角與驅(qū)動電壓近似成正比關(guān)系，最大偏轉(zhuǎn)達到4.7°.

2) 內(nèi)側(cè)機翼只受AC作用時，隨著AC頻率的增大，機翼振動幅值逐漸減小，呈現(xiàn)周期運動.在共振頻率下AC幅值與機翼后緣最大位移近似成正比關(guān)系，外側(cè)機翼受內(nèi)側(cè)機翼影響較大.

3) 機翼受橫向激勵時，無論處于一階還是二階共振頻率，外側(cè)機翼振動響應(yīng)均大于內(nèi)側(cè)，外側(cè)機翼穩(wěn)定性弱于內(nèi)側(cè)機翼.

4) 機翼處于AC作用下，風載對一階共振頻率下的機翼影響小于二階.

5) 機翼處于耦合物理場下，交流電頻率與橫向激勵頻率相近時，機翼出現(xiàn)“拍”現(xiàn)象，外側(cè)機翼振動幅值大于內(nèi)側(cè)機翼.當2種激勵不等且分別為一、二階固有頻率時，機翼出現(xiàn)周期運動.