新型折疊翼機構設計

包曉翔

(中國航天空氣動力技術研究院 第十一總體設計部，北京100074)

張云飛 楊曉樹

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京100191)

目前，飛行器(如艦載機、無人機)的折疊翼大部分由內翼和外翼兩部分組成，內翼與機身連成一體[1－3].當此類飛行器存儲、運輸時，外翼相對于內翼繞鉸鏈向上轉動來節省展向占用空間.

然而對于較大展弦比的飛行器，翼面折疊后，內翼的橫向尺寸仍占據較大空間.此外，最近提出了飛行汽車的概念，旨在緩解地面交通擁堵狀況.當飛行汽車在地面行駛或停放時，路面寬度和停車空間的限制需要它采用合適的折疊翼來縮減展向尺寸.因此，設計一種新型折疊翼機構來有效地節省地面展向占用空間具有一定的意義.

近年來，國內對折疊翼做了相關研究[4－6]，但主要針對傳統的單次翼面折疊.國外方面，Love等[7]介紹了洛克希德·馬丁的變形飛行器，它采用了一種“Z型”折疊翼;對此“Z型”折疊翼，Snyder等[8]做了振動和顫振特性研究，Tang和Scarlett等[9－10]研究了其氣動彈性特性;Wang 等[11－12]對任意數量翼面的折疊翼模型的氣動彈性和結構動力學做了相關研究.2010年，美國Terrafugia公司推出了一款名為“The Transition”的飛行汽車[13]，采用一種雙折疊形式的折疊翼，對減小展向尺寸有很好的參考價值.但鮮有文獻就多段翼面折疊機構設計作相應介紹.

本文提出了一種三段雙折疊的新型折疊翼方案，并設計了其實現的折疊機構.采用理論分析和計算機仿真對該折疊翼機構在地面(無氣動載荷)情況下的運動學和動力學特性進行研究;通過實驗進一步驗證其可行性;最后進行了設計改進，改善了折疊翼機構的驅動性能.

1 新型折疊翼機構設計

1.1 折疊方案

翼面折疊方案如圖1所示，它由內翼(與機身融合)、中翼、外翼3部分組成，中翼與外翼的展向長度相等.當機翼折疊時，中翼相對于內翼轉動90°，外翼相對于中翼轉動180°.

圖1 翼面折疊方案Fig.1 Scheme of folding wing

1.2 設計要求

1)機翼完全展開時，折疊機構要埋藏于機翼內部，以免給飛行時帶來附加氣動阻力，且折疊機構不能破壞翼面蒙皮;

2)折疊機構結構簡單、占用空間小、重量輕;

3)折疊/展開運動連續平穩，翼面在此過程中勻速轉動;

4)避免折疊翼在運動過程中發生碰撞沖擊;

5)當飛行器飛行時，折疊機構不承受氣動載荷(鎖定裝置能保證翼段之間載荷的傳遞).

1.3 折疊機構設計

折疊翼常見的折疊機構[3，14－15]有:連桿機構、齒輪機構、扭簧-滑輪機構.其中連桿機構在工程領域應用廣泛，能實現多形式的運動，工作連續可靠.本文采用平面連桿機構來設計實現機翼的兩次折疊，如圖2所示.同時使折疊機構位于翼型最大厚度所在的平面，以保證機構在機翼內有足夠的運動空間.

圖2 折疊機構原理圖Fig.2 Schematic of folding mechanism

此折疊機構由兩個子機構組成.在圖2中，粗實線表示主動曲柄，利用伺服電機或過液壓驅動(未顯示).子機構1為平面四連桿機構，中翼為從動件，動力曲柄偏轉通過連桿的推拉使中翼繞鉸鏈1轉動.子機構2是由兩個四連桿機構通過共用中間的三角形部件組成的復合機構，其中兩個主動曲柄提供的力矩大小相等，方向相反，外翼在連桿反作用力作用下，繞鉸鏈2相對于中翼轉動.

為了保證良好的傳力性能，在設計折疊機構時，需合理地選擇各桿件長度和鉸鏈位置使傳動角在機翼折疊/展開過程中不小于40°，即滿足:

此外，禁止折疊機構運動過程中出現死點位置，以防機翼折疊出現卡死狀況.

在翼面折疊交界處設置鎖定機構，當機翼完全展開時，插銷插入耳片接頭，折疊翼被鎖定(此裝置已廣泛應用于折疊翼上，在此不作詳述).飛行器飛行時，翼面上的氣動載荷引起的彎矩、扭矩、剪力在截面通過接頭和插銷以集中力形式傳遞，折疊機構不再工作，只受自身質量力.

2 折疊翼機構運動特性分析

2.1 運動學模型

根據折疊翼工作原理建立簡化的運動學模型，如圖3所示.

圖3 折疊翼的簡化運動模型Fig.3 Simplified kinematics model of folding wing

此時，子機構2始終關于通過鉸鏈2的鉛垂面對稱.機翼折疊/展開運動可勻速進行;同時保證了折疊翼在運動過程中翼尖相對地面的最低高度，不會對飛行器設計時機翼的布置(如機翼相對機身上下位置和上反角)造成影響.

2.2 運動特性分析

此折疊翼是由3個主動曲柄驅動折疊機構實現的.子機構1的主動曲柄轉角為θ，子機構2的兩主動曲柄轉角分別為ψ，ε(相對于所在翼面的轉角)，且ψ與ε大小相等.機翼在折疊/展開運動時中翼和外翼是勻速轉動，即

在子機構1(如圖4所示)中，OC為主動曲柄，DE代表中翼.

圖4 子機構1的連桿機構Fig.4 Linkage mechanism of subsystem 1

利用封閉矢量多邊形法[16]建立矢量方程:

以復數形式表示為

式中 L1，L2，L3，L4為圖4 中對應各桿的長度.按歐拉公式展開，即

得到

子機構2的兩個平面四連桿機構通過共用搖臂復合而成，且兩個四桿機構關于通過鉸鏈2的鉛垂面對稱.因此，等效分解其中一個四連桿機構進行分析(如圖5所示).

圖5 子機構2的折疊機構等效分解Fig.5 Separated four-bar linkage of subsystem 2

圖5中O1C為主動曲柄，桿O1E與外翼固連，根據相對運動原理，此機構等效為:外翼位置固定不變，桿 ED相對外翼轉動.由幾何關系可知:

其中，δ為固定值，只與 L5，L6，L7，L8大小及 O1的位置有關;ED'為機翼展開時ED的位置.

同樣通過矢量方程得到

式中

由式(6)～式(14)可以得到3個主動搖臂的轉角、角速度和角加速關于機翼折疊轉角的函數關系:

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方程(15)所得到驅動規律相當復雜，需要專門的控制系統才能實現折疊翼的運動.為了簡化控制規律，取

則方程(15)簡化為

此時，圖4和圖5中的四連桿機構為平行四邊形.主動曲柄勻速轉動便能保證機翼折疊/展開過程是勻速進行的.

3 折疊翼動力學仿真

3.1 建模與動力學仿真

為了使仿真與實驗模型相一致，建模時使用縮比尺寸，折疊翼尺寸以及材料相關信息如表1所示.

表1 折疊翼尺寸和材料Table 1 Dimensions and material information

在CATIA中建立模型，導入多剛體動力學仿真軟件 LMS Virtual.Lab Motion，如圖6所示.

圖6 折疊翼CAD模型Fig.6 CAD model of folding wing

在仿真過程中，將機身固定，并做如下假設:

1)不考慮構件彈性變形因素，即視為剛體;

2)忽略機翼折疊鉸鏈和連桿運動副處的摩擦阻力.

首先給定機翼折疊/展開運動特性設計要求(其中負值為順時針轉動).

根據方程(16)在主動曲柄上分別施加角速度驅動.

通過仿真，得到翼面折疊/展開運動的角速度規律(如圖7所示)，與設計要求完全一致.

在仿真運動時跟蹤外翼的運動軌跡(如圖8所示)，外翼翼尖始終保持靠近并且在展開狀態的機翼上，符合設計要求.

借助運動仿真驗證了此折疊翼設計方案可行性，翼面運動連續、勻速、平穩.飛行器橫向尺寸減小了大約b－4c(其中b為機翼展開時的外露展向長度，c為翼型最大厚度).同時，求得主動曲柄的驅動力矩(如圖9所示).

圖7 折疊翼運動特性(仿真)Fig.7 Motion characteristics of folding wing(simulation)

圖8 外翼運動軌跡跟蹤Fig.8 Motion trail of the outboard wing

圖9 驅動性能(仿真)Fig.9 Performance of drive system(simulation)

3.2 設計改進

如圖9所示，機翼在折疊運動初期及展開運動后期，Tθ的數值遠大于Tψ和Tε.這是由于機翼展長遠比折疊機構的尺寸大(如表1所示)，外翼重力力臂較長，子機構1的主動曲柄需要很大轉矩才能克服折疊翼的重力.這對動力裝置提出較高要求，同時可能會帶來飛行器內部使用空間和質量增加的不利影響.針對此狀況，對子機構1進行改進設計.采取在鉸鏈1處引入扭轉彈簧來輔助子機構1的主動曲柄驅動折疊翼轉動.當機翼處于折疊狀態時扭簧轉角φ=0°.扭簧的工作扭矩為

其中M'為扭轉剛度系數.

在此只討論扭轉剛度M'對子機構1的驅動力矩性能的影響，關于扭簧具體設計參數見機械設計手冊.在LMS Virtual.Lab軟件中利用RSDA(Rotational Spring-Damper-Actuator)來模擬扭簧，進行機翼折疊/展開動力學仿真(如圖10所示).

圖10 扭簧剛度對子機構1的驅動性能影響Fig.10 Influence of torsion stiffness on drive performance of subsystem 1

4 實驗驗證

為了進一步驗證此折疊翼機構方案的可行性，進行縮比模型實驗，其中折疊翼相關尺寸與材料信息如表1所示，實驗模型如圖11所示.

圖11 實驗模型Fig.11 Experiment model

受實驗條件所限，本文利用舵機輸出角度控制3個主動曲柄來實現折疊翼運動.同樣設計要求中翼和外翼以3 r/min大小轉速轉動，根據方程(16)，控制舵機使主動曲柄的轉角隨時間以18(°)/s的規律增加.

實驗表明，翼面以3 r/min的轉速進行折疊/展開運動(見圖12)，符合設計要求.翼面折疊后，其外露展長減小了88%(1.4 m減小到0.16 m)，有效地減小了飛行器橫向儲放空間.

圖12 實驗結果Fig.12 Experiment results

根據圖 10，在鉸鏈 1處添加扭轉剛度1.5 N·m/rad的扭簧后，子機構1可用額定扭力為0.41N·m的舵機替代原來2.45N·m的舵機來驅動折疊翼運動，驅動性能(驅動力矩減小了83%)得到顯著改善.

本文采用一個小型折疊翼機構模型進行實驗，初步驗證了其運動學及動力學特性(折疊翼驅動特性及改進措施)，以供設計參考.實驗模型與全尺寸真實飛行器會存在尺寸、重量、材料、內部結構布置、翼型選擇等方面的差異.此折疊翼機構的運動學特性可以直接應用于真實飛行器設計方案;而不同飛行器機翼的尺寸、材料、重量不盡相同，其折疊/展開的動力學特性需要根據具體方案的設計參數進行定量計算與分析.此外，此折疊翼機構方案是針對大展弦比折疊翼飛行器設計的，此類飛行器(低速或亞音速)多使用較厚的翼型，能夠為折疊機構運動提供相對充裕的空間，不會對內部結構布置造成太大影響.

5 結論

1)本文設計了一種新型折疊翼機構，能大幅縮減折疊翼飛行器的地面展向尺寸，更有效地節省儲存、運輸空間.

2)建立折疊翼機構運動學模型，分析其運動特性，簡化了其驅動控制規律.通過計算機仿真和實驗，驗證了設計方案的合理性，且折疊/展開運動平穩，控制簡單.

3)進行改進設計，通過在內翼與中翼間的鉸鏈添加合適的扭簧，折疊翼的驅動性能得到很好的改善.

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