無(wú)人機(jī)折疊尾翼展開(kāi)與鎖定技術(shù)研究

王 鵬

（江南機(jī)電設(shè)計(jì)研究所，貴州 貴陽(yáng)）

引言

隨著無(wú)人機(jī)的發(fā)展，為便于無(wú)人機(jī)的攜帶和彈射，多采用彈射筒與無(wú)人機(jī)一體化存放的特點(diǎn)，采用壓縮空氣或者彈射筒內(nèi)置彈射機(jī)構(gòu)進(jìn)行彈射，此時(shí)需要對(duì)無(wú)人機(jī)的機(jī)翼和尾翼進(jìn)行折疊。傳統(tǒng)的尾翼折疊機(jī)構(gòu)通常采用在轉(zhuǎn)軸處安裝的扭簧作為展開(kāi)動(dòng)力來(lái)源，采用適配器限位的方式，存在結(jié)構(gòu)體積大、展開(kāi)動(dòng)力弱、翼面氣動(dòng)阻力過(guò)大等缺點(diǎn)，同時(shí)適配器與彈射筒存在摩擦力，影響無(wú)人機(jī)的的整體彈射性能，結(jié)構(gòu)更加緊湊的無(wú)適配器折疊尾翼高過(guò)載展開(kāi)鎖定機(jī)構(gòu)成為彈射無(wú)人機(jī)的機(jī)翼、尾翼折疊機(jī)構(gòu)發(fā)展趨勢(shì)[1]。本文將依據(jù)實(shí)際工程設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，從理論分析、展開(kāi)鎖定機(jī)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)、動(dòng)力學(xué)仿真等方面著手，建立一種彈射無(wú)人機(jī)折疊尾翼展開(kāi)與鎖定設(shè)計(jì)方法，為無(wú)人機(jī)折疊尾翼的設(shè)計(jì)提供一種參考。

1 彈射無(wú)人機(jī)折疊尾翼高過(guò)載展開(kāi)與鎖定難點(diǎn)及解決方案

1.1 技術(shù)難點(diǎn)

折疊尾翼高過(guò)載展開(kāi)與鎖定存在以下技術(shù)難點(diǎn)：

（1）折疊尾翼展開(kāi)時(shí)機(jī)

無(wú)人機(jī)在彈射筒內(nèi)運(yùn)動(dòng)時(shí)間極短，同時(shí)存在較大的過(guò)載，折疊尾翼的工作形式?jīng)Q定折疊尾翼在彈射筒內(nèi)不能展開(kāi)，否則將與彈射筒發(fā)生刮擦。同時(shí)折疊尾翼需在離開(kāi)彈射筒后及時(shí)展開(kāi)，以確保彈射無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定性。

（2）折疊尾翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度

無(wú)人機(jī)彈射時(shí)折疊尾翼在筒內(nèi)處于高過(guò)載條件，且折疊尾翼屬于運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu),不能產(chǎn)生較大的變形，否則會(huì)發(fā)生卡滯變形甚至結(jié)構(gòu)損壞，而由于彈射無(wú)人機(jī)尺寸重量限制，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)余量較小，設(shè)計(jì)難度大。

（3）折疊尾翼展開(kāi)速度

彈射無(wú)人機(jī)折疊尾翼在離開(kāi)彈射筒后需在短時(shí)間內(nèi)快速展開(kāi)，若展開(kāi)速度達(dá)不到控制系統(tǒng)和氣動(dòng)系統(tǒng)要求，會(huì)影響彈射后穩(wěn)定性和精度[2]。

1.2 解決方案

（1）基于彈射過(guò)載解鎖的折疊尾翼設(shè)計(jì)

彈射無(wú)人機(jī)在彈射過(guò)程中最大的變量為彈射過(guò)程中的過(guò)載，而過(guò)載變化過(guò)程與折疊尾翼折疊展開(kāi)時(shí)機(jī)需求吻合，基于彈射無(wú)人機(jī)折疊尾翼的實(shí)際工作原理，設(shè)計(jì)一種基于過(guò)載變化的折疊尾翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)即可解決折疊尾翼的展開(kāi)時(shí)機(jī)問(wèn)題，既在高過(guò)載時(shí)，折疊尾翼在彈射筒解鎖但不展開(kāi)，在彈射無(wú)人機(jī)出彈射筒后，不再受到膨脹壓縮空氣作用，高過(guò)載消失后折疊尾翼展開(kāi)鎖定。

（2）折疊尾翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度優(yōu)化設(shè)計(jì)

結(jié)構(gòu)抗高過(guò)載技術(shù)手段通常有兩種，采用高強(qiáng)度材料和減輕結(jié)構(gòu)重量[3]。根據(jù)折疊尾翼的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和工作原理，采用兩種方法相結(jié)合的方式設(shè)計(jì)折疊尾翼，即采用高強(qiáng)度碳纖維復(fù)合材料作為骨架，中間敷設(shè)泡沫材料，受力較大的轉(zhuǎn)軸部位為高強(qiáng)度碳纖維復(fù)合材料，受力較小的翼面主體為質(zhì)量較輕的泡沫材料，根據(jù)結(jié)構(gòu)受力特點(diǎn)合理分布，相較于采用單一高強(qiáng)度碳纖維的翼面，其轉(zhuǎn)軸處應(yīng)力大幅度降低。

（3）折疊尾翼展開(kāi)動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)

普通無(wú)人機(jī)折疊尾翼的展開(kāi)動(dòng)力為內(nèi)嵌于轉(zhuǎn)軸處的扭簧，由于扭簧位于翼面的迎風(fēng)面，故其尺寸不能太大，這就導(dǎo)致折疊尾翼展開(kāi)動(dòng)力較弱。充分利用無(wú)人機(jī)空余尾部空間，設(shè)計(jì)一種壓縮彈簧作為折疊尾翼的展開(kāi)動(dòng)力，利用楔形效應(yīng)，將沿?zé)o人機(jī)軸向的彈簧推力轉(zhuǎn)化為沿折疊尾翼展開(kāi)方向的展開(kāi)力矩，推動(dòng)折疊尾翼快速展開(kāi)。由于壓縮彈簧位于無(wú)人機(jī)內(nèi)部不干擾無(wú)人機(jī)整體氣動(dòng)性能，故可采用大直徑簧絲繞制，相較于扭簧能提供更大的展開(kāi)力，保證較快的展開(kāi)速度。

2 彈射無(wú)人機(jī)折疊尾翼高過(guò)載展開(kāi)與鎖定技術(shù)研究

針對(duì)前文提到的技術(shù)難點(diǎn)和解決方案，結(jié)合彈射無(wú)人機(jī)實(shí)際設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，設(shè)計(jì)一種折疊尾翼展開(kāi)鎖定一體化機(jī)構(gòu)，運(yùn)用工程設(shè)計(jì)解決上述存在的問(wèn)題。此機(jī)構(gòu)由三部分組成。

（1）基于彈射過(guò)程動(dòng)態(tài)變化過(guò)載的折疊尾翼展開(kāi)與鎖定機(jī)構(gòu)

將彈射過(guò)程中變化的過(guò)載作為解鎖展開(kāi)動(dòng)作的判定依據(jù)，即在發(fā)射筒內(nèi)彈射后高過(guò)載時(shí)展開(kāi)鎖定機(jī)構(gòu)解鎖，但由于發(fā)射筒內(nèi)高過(guò)載持續(xù)存在，折疊尾翼不展開(kāi)，在彈射無(wú)人機(jī)離開(kāi)發(fā)射筒后高過(guò)載消失，折疊尾翼展開(kāi)鎖定。

展開(kāi)鎖定一體化機(jī)構(gòu)內(nèi)部構(gòu)造如圖1 所示，一體化機(jī)構(gòu)由折疊翼、鎖舌、銷釘和壓縮彈簧組成，其中銷釘上預(yù)制斷裂槽，銷釘在受較大剪切力時(shí)沿?cái)嗔巡蹟嗔选Ｕ郫B狀態(tài)時(shí)推動(dòng)鎖舌的彈簧處于壓縮蓄能狀態(tài)，鎖舌尾部卡扣對(duì)折疊尾翼限位使其處于折疊狀態(tài)，銷釘對(duì)鎖舌進(jìn)行限位，在彈射前限制鎖舌的運(yùn)動(dòng)。彈射無(wú)人機(jī)彈射時(shí)在膨脹壓縮空氣的作用下產(chǎn)生極大過(guò)載，鎖舌壓縮彈簧向彈尾方向運(yùn)動(dòng)，向后運(yùn)動(dòng)的鎖舌剪切銷釘沿?cái)嗔巡蹟嗔?，銷釘斷裂后鎖舌繼續(xù)向后運(yùn)動(dòng)一段距離，在此段距離內(nèi)鎖舌上卡扣對(duì)折疊尾翼仍起到限位作用，當(dāng)彈射無(wú)人機(jī)出發(fā)射筒后不再受到膛壓作用，過(guò)載力消失，鎖舌對(duì)壓縮彈簧的壓縮力消失，失去限位的壓縮彈簧推動(dòng)鎖舌向前運(yùn)動(dòng)，由于限制鎖舌運(yùn)動(dòng)的銷釘已折斷，鎖舌繼續(xù)向前滑行，滑行過(guò)程中鎖舌弧面與折疊尾翼上開(kāi)孔接觸產(chǎn)生一個(gè)沿折疊尾翼展開(kāi)方向的分力，推動(dòng)折疊尾翼快速沿逆時(shí)針?lè)较蛘归_(kāi)，展開(kāi)到位后，鎖舌繼續(xù)向前運(yùn)動(dòng)并貼緊折疊尾翼側(cè)面，此時(shí)鎖舌限制折疊尾翼向順時(shí)針?lè)较虻倪\(yùn)動(dòng)，完成對(duì)折疊尾翼的鎖定，展開(kāi)鎖定狀態(tài)如圖2 所示。

圖1 折疊尾翼初始折疊狀態(tài)示意圖

圖2 展開(kāi)狀態(tài)示意圖

（2）基于碳纖維復(fù)合材料-泡沫材料混合設(shè)計(jì)的折疊尾翼

常規(guī)彈射無(wú)人機(jī)的尾翼采用單一材料制造，為了保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，通常采用高強(qiáng)度碳纖維復(fù)合材料制造，而折疊尾翼的應(yīng)力集中區(qū)域通常位于轉(zhuǎn)軸處，這就導(dǎo)致翼尖處的應(yīng)力較小而轉(zhuǎn)軸處應(yīng)力極大。將折疊尾翼的中部采用鏤空設(shè)計(jì)，外圈為高強(qiáng)度碳纖維復(fù)合材料，內(nèi)圈敷設(shè)輕質(zhì)泡沫材料。采用此種設(shè)計(jì)，可以降低折疊尾翼的整體質(zhì)量，從而減小折疊尾翼轉(zhuǎn)軸處的應(yīng)力，將外圈承受的過(guò)載力可以均勻的轉(zhuǎn)化為內(nèi)部泡沫材料邊緣均勻分布的剪力，從而降低整體應(yīng)力。

（3）基于圓柱彈簧直驅(qū)的折疊翼展開(kāi)系統(tǒng)

普通彈射無(wú)人機(jī)的折疊尾翼常用扭簧作為展開(kāi)的動(dòng)力來(lái)源，由于其位于折疊尾翼轉(zhuǎn)軸處，故其結(jié)構(gòu)不能做的過(guò)大，否則將導(dǎo)致氣動(dòng)阻力增大，而采用圓柱彈簧直驅(qū)的折疊尾翼展開(kāi)系統(tǒng)可采用大線徑簧絲繞制，可提供較大的展開(kāi)動(dòng)力，同時(shí)充分利用了彈射無(wú)人機(jī)尾部的剩余空間，使整體結(jié)構(gòu)更加緊湊，由于取消了位于折疊尾翼轉(zhuǎn)軸處的扭簧，可對(duì)轉(zhuǎn)軸處進(jìn)行結(jié)構(gòu)加強(qiáng)，增強(qiáng)折疊尾翼整體強(qiáng)度和剛度。

3 彈射無(wú)人機(jī)折疊尾翼高過(guò)載展開(kāi)與鎖定過(guò)程仿真計(jì)算

3.1 折疊尾翼高過(guò)載展開(kāi)鎖定過(guò)程動(dòng)力學(xué)仿真驗(yàn)證分析

發(fā)射筒內(nèi)過(guò)載隨膨脹壓縮空氣壓力的變化而不斷變化，根據(jù)發(fā)射筒內(nèi)膛壓變化趨勢(shì)，模擬發(fā)射筒內(nèi)部過(guò)載變化[4]，初步預(yù)設(shè)發(fā)射筒內(nèi)彈射無(wú)人機(jī)過(guò)載峰值為100 g，持續(xù)時(shí)間8 ms。

利用ADAMS 建立折疊尾翼高過(guò)載展開(kāi)分析模型。彈簧預(yù)壓縮20 mm，折疊尾翼與無(wú)人機(jī)采用旋轉(zhuǎn)副連接，鎖舌與無(wú)人機(jī)采用滑動(dòng)副連接，鎖舌與折疊尾翼之間的接觸設(shè)置為碰撞力，彈身整體為滑動(dòng)副與地面連接。以上各運(yùn)動(dòng)副均考慮摩擦力對(duì)運(yùn)動(dòng)副的影響。根據(jù)彈射無(wú)人機(jī)的實(shí)際工作原理，將彈射無(wú)人機(jī)整體受到的膛壓以加載于無(wú)人機(jī)的過(guò)載形式給出，即在無(wú)人機(jī)上加載100 g 過(guò)載。

仿真過(guò)程如圖3 所示。

圖3 折疊翼展開(kāi)過(guò)程

尾翼展開(kāi)角速度變化如圖4 所示，在過(guò)載初始階段，鎖舌向后運(yùn)動(dòng)切斷銷釘后，鎖舌受到持續(xù)過(guò)載的作用，鎖舌持續(xù)壓縮彈簧，此時(shí)鎖舌對(duì)折疊翼無(wú)相對(duì)運(yùn)動(dòng)，折疊翼處于折疊狀態(tài)，彈射無(wú)人機(jī)出發(fā)射筒后，過(guò)載消失，鎖舌受到的過(guò)載力消失，此時(shí)彈簧推動(dòng)鎖舌向前運(yùn)動(dòng)，鎖舌向前運(yùn)動(dòng)2 mm 后，鎖舌卡扣失去對(duì)折疊翼的限位作用，鎖舌繼續(xù)沿折疊翼上開(kāi)孔向前運(yùn)動(dòng)推動(dòng)折疊翼，施加了一個(gè)沿折疊翼展開(kāi)方向的分力，推動(dòng)折疊翼順時(shí)針?lè)较蛘归_(kāi)，展開(kāi)到位后，鎖舌繼續(xù)向前運(yùn)動(dòng)，鎖定折疊翼。由折疊翼展開(kāi)角速度變化可知，折疊尾翼展開(kāi)時(shí)間為15 ms。

圖4 折疊翼展開(kāi)角速度變化

由仿真結(jié)果可知，折疊尾翼在發(fā)射筒內(nèi)未展開(kāi)，在離開(kāi)發(fā)射筒后展開(kāi)鎖定，折疊尾翼展開(kāi)時(shí)間14 ms，折疊尾翼展開(kāi)后，沿轉(zhuǎn)軸由輕微晃動(dòng)，但整體呈現(xiàn)收斂趨勢(shì)。彈射無(wú)人機(jī)在離開(kāi)炮口后能及時(shí)展開(kāi)，達(dá)到使用指標(biāo)要求。

3.2 折疊尾翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度仿真驗(yàn)證分析

發(fā)射筒內(nèi)過(guò)載最大的時(shí)刻是折疊尾翼受力最嚴(yán)重工況，此時(shí)折疊尾翼承受的力主要是彈射的過(guò)載力，利用Abaqus 建立折疊尾翼力學(xué)仿真分析模型并進(jìn)行分析計(jì)算，仿真結(jié)果如圖5 所示。

圖5 折疊尾翼靜力學(xué)仿真分析結(jié)果

通過(guò)仿真計(jì)算可知，折疊尾翼轉(zhuǎn)軸處最大應(yīng)力為243 MPa，安全系數(shù)為2.47，在過(guò)載100 g 時(shí)折疊尾翼結(jié)構(gòu)未損壞，折疊尾翼中復(fù)合材料填充層邊緣最大應(yīng)力為5 MPa，復(fù)合材料填充層結(jié)構(gòu)未損壞。相較于純高強(qiáng)度碳纖維的折疊尾翼，采用復(fù)合結(jié)構(gòu)的尾翼其轉(zhuǎn)軸處應(yīng)力下降約20%。

4 結(jié)論

本文針對(duì)彈射無(wú)人機(jī)折疊尾翼高過(guò)載展開(kāi)鎖定的技術(shù)難點(diǎn)，采用工程設(shè)計(jì)手段解決存在的問(wèn)題，使結(jié)構(gòu)更加簡(jiǎn)單可靠，同時(shí)采用相應(yīng)的仿真軟件對(duì)折疊尾翼展開(kāi)鎖定機(jī)構(gòu)進(jìn)行了仿真分析，驗(yàn)證其解鎖、展開(kāi)時(shí)機(jī)、展開(kāi)速度和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等性能。結(jié)論如下：

（1）彈射無(wú)人機(jī)彈射時(shí)，折疊翼在發(fā)射筒內(nèi)解鎖成功，解鎖后仍受到彈簧受到鎖舌在高過(guò)載下的持續(xù)壓縮，此時(shí)鎖舌持續(xù)鎖定折疊翼，折疊尾翼未展開(kāi)，不會(huì)與發(fā)射筒產(chǎn)生刮擦。

（2）彈射無(wú)人機(jī)離開(kāi)發(fā)射筒后，彈射過(guò)程中的高過(guò)載消失，彈簧失去限制后推動(dòng)鎖舌向前運(yùn)動(dòng)，向前運(yùn)動(dòng)的鎖舌在與折疊尾翼上的開(kāi)口邊緣相互作用推動(dòng)折疊尾翼展開(kāi)，折疊尾翼展開(kāi)后，鎖舌在繼續(xù)向前運(yùn)動(dòng)，運(yùn)動(dòng)到位后完成對(duì)折疊尾翼的鎖定。

（3）彈射無(wú)人機(jī)折疊尾翼及展開(kāi)鎖定機(jī)構(gòu)未發(fā)生結(jié)構(gòu)破壞，相較于采用單一高強(qiáng)度碳纖維復(fù)合材料制作的彈射無(wú)人機(jī)折疊尾翼，其整體結(jié)構(gòu)更輕，轉(zhuǎn)軸處的應(yīng)力更小，整體變形量更小。

（4）折疊尾翼展開(kāi)時(shí)間相較于采用扭簧的傳統(tǒng)折疊尾翼，其翼面橫截面積更小，展開(kāi)速度更快，折疊尾翼展開(kāi)時(shí)間為14 ms，達(dá)到使用要求。