包晓翔

(中国航天空气动力技术研究院 第十一总体设计部，北京100074)

张云飞 杨晓树

(北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京100191)

目前，飞行器(如舰载机、无人机)的折叠翼大部分由内翼和外翼两部分组成，内翼与机身连成一体[1－3].当此类飞行器存储、运输时，外翼相对于内翼绕铰链向上转动来节省展向占用空间.

然而对于较大展弦比的飞行器，翼面折叠后，内翼的横向尺寸仍占据较大空间.此外，最近提出了飞行汽车的概念，旨在缓解地面交通拥堵状况.当飞行汽车在地面行驶或停放时，路面宽度和停车空间的限制需要它采用合适的折叠翼来缩减展向尺寸.因此，设计一种新型折叠翼机构来有效地节省地面展向占用空间具有一定的意义.

近年来，国内对折叠翼做了相关研究[4－6]，但主要针对传统的单次翼面折叠.国外方面，Love等[7]介绍了洛克希德·马丁的变形飞行器，它采用了一种“Z型”折叠翼;对此“Z型”折叠翼，Snyder等[8]做了振动和颤振特性研究，Tang和Scarlett等[9－10]研究了其气动弹性特性;Wang 等[11－12]对任意数量翼面的折叠翼模型的气动弹性和结构动力学做了相关研究.2010年，美国Terrafugia公司推出了一款名为“The Transition”的飞行汽车[13]，采用一种双折叠形式的折叠翼，对减小展向尺寸有很好的参考价值.但鲜有文献就多段翼面折叠机构设计作相应介绍.

本文提出了一种三段双折叠的新型折叠翼方案，并设计了其实现的折叠机构.采用理论分析和计算机仿真对该折叠翼机构在地面(无气动载荷)情况下的运动学和动力学特性进行研究;通过实验进一步验证其可行性;最后进行了设计改进，改善了折叠翼机构的驱动性能.

1 新型折叠翼机构设计

1.1 折叠方案

翼面折叠方案如图1所示，它由内翼(与机身融合)、中翼、外翼3部分组成，中翼与外翼的展向长度相等.当机翼折叠时，中翼相对于内翼转动90°，外翼相对于中翼转动180°.

图1 翼面折叠方案Fig.1 Scheme of folding wing

1.2 设计要求

1)机翼完全展开时，折叠机构要埋藏于机翼内部，以免给飞行时带来附加气动阻力，且折叠机构不能破坏翼面蒙皮;

2)折叠机构结构简单、占用空间小、重量轻;

3)折叠/展开运动连续平稳，翼面在此过程中匀速转动;

4)避免折叠翼在运动过程中发生碰撞冲击;

5)当飞行器飞行时，折叠机构不承受气动载荷(锁定装置能保证翼段之间载荷的传递).

1.3 折叠机构设计

折叠翼常见的折叠机构[3，14－15]有:连杆机构、齿轮机构、扭簧-滑轮机构.其中连杆机构在工程领域应用广泛，能实现多形式的运动，工作连续可靠.本文采用平面连杆机构来设计实现机翼的两次折叠，如图2所示.同时使折叠机构位于翼型最大厚度所在的平面，以保证机构在机翼内有足够的运动空间.

图2 折叠机构原理图Fig.2 Schematic of folding mechanism

此折叠机构由两个子机构组成.在图2中，粗实线表示主动曲柄，利用伺服电机或过液压驱动(未显示).子机构1为平面四连杆机构，中翼为从动件，动力曲柄偏转通过连杆的推拉使中翼绕铰链1转动.子机构2是由两个四连杆机构通过共用中间的三角形部件组成的复合机构，其中两个主动曲柄提供的力矩大小相等，方向相反，外翼在连杆反作用力作用下，绕铰链2相对于中翼转动.

为了保证良好的传力性能，在设计折叠机构时，需合理地选择各杆件长度和铰链位置使传动角在机翼折叠/展开过程中不小于40°，即满足:

此外，禁止折叠机构运动过程中出现死点位置，以防机翼折叠出现卡死状况.

在翼面折叠交界处设置锁定机构，当机翼完全展开时，插销插入耳片接头，折叠翼被锁定(此装置已广泛应用于折叠翼上，在此不作详述).飞行器飞行时，翼面上的气动载荷引起的弯矩、扭矩、剪力在截面通过接头和插销以集中力形式传递，折叠机构不再工作，只受自身质量力.

2 折叠翼机构运动特性分析

2.1 运动学模型

根据折叠翼工作原理建立简化的运动学模型，如图3所示.

图3 折叠翼的简化运动模型Fig.3 Simplified kinematics model of folding wing

此时，子机构2始终关于通过铰链2的铅垂面对称.机翼折叠/展开运动可匀速进行;同时保证了折叠翼在运动过程中翼尖相对地面的最低高度，不会对飞行器设计时机翼的布置(如机翼相对机身上下位置和上反角)造成影响.

2.2 运动特性分析

此折叠翼是由3个主动曲柄驱动折叠机构实现的.子机构1的主动曲柄转角为θ，子机构2的两主动曲柄转角分别为ψ，ε(相对于所在翼面的转角)，且ψ与ε大小相等.机翼在折叠/展开运动时中翼和外翼是匀速转动，即

在子机构1(如图4所示)中，OC为主动曲柄，DE代表中翼.

图4 子机构1的连杆机构Fig.4 Linkage mechanism of subsystem 1

利用封闭矢量多边形法[16]建立矢量方程:

以复数形式表示为

式中 L1，L2，L3，L4为图4 中对应各杆的长度.按欧拉公式展开，即

得到

子机构2的两个平面四连杆机构通过共用摇臂复合而成，且两个四杆机构关于通过铰链2的铅垂面对称.因此，等效分解其中一个四连杆机构进行分析(如图5所示).

图5 子机构2的折叠机构等效分解Fig.5 Separated four-bar linkage of subsystem 2

图5中O1C为主动曲柄，杆O1E与外翼固连，根据相对运动原理，此机构等效为:外翼位置固定不变，杆 ED相对外翼转动.由几何关系可知:

其中，δ为固定值，只与 L5，L6，L7，L8大小及 O1的位置有关;ED'为机翼展开时ED的位置.

同样通过矢量方程得到

式中

由式(6)～式(14)可以得到3个主动摇臂的转角、角速度和角加速关于机翼折叠转角的函数关系:

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方程(15)所得到驱动规律相当复杂，需要专门的控制系统才能实现折叠翼的运动.为了简化控制规律，取

则方程(15)简化为

此时，图4和图5中的四连杆机构为平行四边形.主动曲柄匀速转动便能保证机翼折叠/展开过程是匀速进行的.

3 折叠翼动力学仿真

3.1 建模与动力学仿真

为了使仿真与实验模型相一致，建模时使用缩比尺寸，折叠翼尺寸以及材料相关信息如表1所示.

表1 折叠翼尺寸和材料Table 1 Dimensions and material information

在CATIA中建立模型，导入多刚体动力学仿真软件 LMS Virtual.Lab Motion，如图6所示.

图6 折叠翼CAD模型Fig.6 CAD model of folding wing

在仿真过程中，将机身固定，并做如下假设:

1)不考虑构件弹性变形因素，即视为刚体;

2)忽略机翼折叠铰链和连杆运动副处的摩擦阻力.

首先给定机翼折叠/展开运动特性设计要求(其中负值为顺时针转动).

根据方程(16)在主动曲柄上分别施加角速度驱动.

通过仿真，得到翼面折叠/展开运动的角速度规律(如图7所示)，与设计要求完全一致.

在仿真运动时跟踪外翼的运动轨迹(如图8所示)，外翼翼尖始终保持靠近并且在展开状态的机翼上，符合设计要求.

借助运动仿真验证了此折叠翼设计方案可行性，翼面运动连续、匀速、平稳.飞行器横向尺寸减小了大约b－4c(其中b为机翼展开时的外露展向长度，c为翼型最大厚度).同时，求得主动曲柄的驱动力矩(如图9所示).

图7 折叠翼运动特性(仿真)Fig.7 Motion characteristics of folding wing(simulation)

图8 外翼运动轨迹跟踪Fig.8 Motion trail of the outboard wing

图9 驱动性能(仿真)Fig.9 Performance of drive system(simulation)

3.2 设计改进

如图9所示，机翼在折叠运动初期及展开运动后期，Tθ的数值远大于Tψ和Tε.这是由于机翼展长远比折叠机构的尺寸大(如表1所示)，外翼重力力臂较长，子机构1的主动曲柄需要很大转矩才能克服折叠翼的重力.这对动力装置提出较高要求，同时可能会带来飞行器内部使用空间和质量增加的不利影响.针对此状况，对子机构1进行改进设计.采取在铰链1处引入扭转弹簧来辅助子机构1的主动曲柄驱动折叠翼转动.当机翼处于折叠状态时扭簧转角φ=0°.扭簧的工作扭矩为

其中M'为扭转刚度系数.

在此只讨论扭转刚度M'对子机构1的驱动力矩性能的影响，关于扭簧具体设计参数见机械设计手册.在LMS Virtual.Lab软件中利用RSDA(Rotational Spring-Damper-Actuator)来模拟扭簧，进行机翼折叠/展开动力学仿真(如图10所示).

图10 扭簧刚度对子机构1的驱动性能影响Fig.10 Influence of torsion stiffness on drive performance of subsystem 1

4 实验验证

为了进一步验证此折叠翼机构方案的可行性，进行缩比模型实验，其中折叠翼相关尺寸与材料信息如表1所示，实验模型如图11所示.

图11 实验模型Fig.11 Experiment model

受实验条件所限，本文利用舵机输出角度控制3个主动曲柄来实现折叠翼运动.同样设计要求中翼和外翼以3 r/min大小转速转动，根据方程(16)，控制舵机使主动曲柄的转角随时间以18(°)/s的规律增加.

实验表明，翼面以3 r/min的转速进行折叠/展开运动(见图12)，符合设计要求.翼面折叠后，其外露展长减小了88%(1.4 m减小到0.16 m)，有效地减小了飞行器横向储放空间.

图12 实验结果Fig.12 Experiment results

根据图 10，在铰链 1处添加扭转刚度1.5 N·m/rad的扭簧后，子机构1可用额定扭力为0.41N·m的舵机替代原来2.45N·m的舵机来驱动折叠翼运动，驱动性能(驱动力矩减小了83%)得到显著改善.

本文采用一个小型折叠翼机构模型进行实验，初步验证了其运动学及动力学特性(折叠翼驱动特性及改进措施)，以供设计参考.实验模型与全尺寸真实飞行器会存在尺寸、重量、材料、内部结构布置、翼型选择等方面的差异.此折叠翼机构的运动学特性可以直接应用于真实飞行器设计方案;而不同飞行器机翼的尺寸、材料、重量不尽相同，其折叠/展开的动力学特性需要根据具体方案的设计参数进行定量计算与分析.此外，此折叠翼机构方案是针对大展弦比折叠翼飞行器设计的，此类飞行器(低速或亚音速)多使用较厚的翼型，能够为折叠机构运动提供相对充裕的空间，不会对内部结构布置造成太大影响.

5 结论

1)本文设计了一种新型折叠翼机构，能大幅缩减折叠翼飞行器的地面展向尺寸，更有效地节省储存、运输空间.

2)建立折叠翼机构运动学模型，分析其运动特性，简化了其驱动控制规律.通过计算机仿真和实验，验证了设计方案的合理性，且折叠/展开运动平稳，控制简单.

3)进行改进设计，通过在内翼与中翼间的铰链添加合适的扭簧，折叠翼的驱动性能得到很好的改善.

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