基于MFC壓電纖維復合材料的智能小翼驅動性能研究

胡冰蕊　張欣宇　付裕

摘要：? ? ? 智能微型導彈可以通過控制可變形智能彈翼結構改變飛行狀態， 滿足作戰需求。 針對此類可變形智能小翼結構， 本文以壓電纖維復合材料（Macro Fiber Composite， MFC）作為驅動器， 通過使用MFC碳纖維復合材料懸臂梁仿真和試驗相結合的方法驗證壓電復合材料的驅動性能。 隨后， 設計了MFC復合材料小翼驅動機構并進行驅動試驗， 驗證了所設計的MFC驅動智能小翼變形方案的可行性。 在此基礎上， 研究了智能小翼復合材料蒙皮鋪層設計對小翼壓電驅動性能的影響。 結果表明， 增大智能小翼蒙皮45°鋪層占比、 減小0°鋪層占比， 或將45°鋪層置于蒙皮表層、 0°鋪層置于蒙皮芯層時， 有利于智能小翼驅動性能提升。

關鍵詞：? ? ?智能小翼； 壓電纖維； 壓電驅動； 小翼結構設計； 復合材料中圖分類號：? ? ?TJ760； V257

文獻標識碼：? ? A文章編號：? ? ?1673-5048（2023）02-0053-06

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0260

0引言

近年來， 隨著智能材料技術、 微機電技術、 傳感器技術的不斷突破， 為導彈的智能化、 微型化提供了可能性［1］。 微型化導彈具有隱蔽性好、 不易攔截、 精度高等特點， 能夠實現真正意義上的精確毀傷［2］， 勢必成為未來軍事領域的重要研究方向。 目前， 公開的國內外微型導彈如圖1所示。

隨著智能材料的不斷發展， 可變形智能結構成為兵器科學領域的一個研究重點， 通過配備合適的智能結構， 能夠有效實現彈翼變形來調整導彈飛行狀態， 進而滿足作戰需求［4］。 壓電材料作為一種典型的智能材料， 通過正逆壓電效應實現結構的主動驅動與傳感功能， 具有結構簡單、 帶寬大、 響應速度快等優點， 被認為是微型智能導彈智能驅動器較好的選擇［5］。 美國自1995年開始了壓電材料驅動器在智能導彈上的應用研究［6］。 針對智能導彈翼面， 2007年， Vos等［7］提出了一種基于后屈曲預壓縮的壓電元件新型飛行驅動器。 在后續研究工作中， Barrett等［8］將研發的壓電驅動器安裝在15.2 cm、 250磅的跨音速導彈彈翼中， 如圖2所示。 相較于傳統的伺服驅動器， 壓電驅動器減少了驅動器數量級， 同時減輕了結構重量， 實現了彈翼±7°偏轉角。

2014年， Mudupu等［9］將壓電雙晶片用于驅動智能彈翼， 如圖3所示。 在此基礎上， 實現彈翼的角度控制， 并通過風洞試驗驗證所設計的自適應控制器可以實現對彈翼的控制。

已有研究表明， 針對可變形彈翼的智能導彈， 國內外學者已經將壓電材料制成智能導彈的翼面， 并通過直接控制壓電材料的變形來調整飛行器的飛行狀態。 為此， 針對此類可變形智能小翼結構， 本文利用應用前景較廣泛的MFC薄片型壓電驅動器， 開展MFC壓電復合材料智能小翼驅動性能研究。 由于復合材料結構的可設計性， 通過調整鋪層厚度、 鋪層順序和鋪層比例等實現智能小翼性能的有效改善。 為了進一步深入探究復合材料結構鋪層對于MFC壓電片驅動性能的影響， 設計了含MFC壓電層的智能小翼結構， 通過仿真和試驗分析了智能小翼的驅動性能。 在此基礎上， 利用有限元法建立真實的復合材料智能小翼模型， 并討論了復合材料結構鋪層設計對智能小翼驅動性能的影響， 為將來的MFC驅動類似的智能小翼結構設計研究提供參考。

1MFC驅動性能分析

首先選用MFC壓電纖維復合材料［10］作為驅動器， 并通過對粘貼有MFC驅動器的碳纖維復合材料懸臂梁進行仿真和試驗， 分析壓電復合材料結構驅動性能。

1.1MFC驅動性能仿真

MFC復合材料懸臂梁采用樹脂將MFC驅動器與碳纖維懸臂梁粘接在一起， 懸臂梁粘貼有MFC的一端通過夾具固支， 另一端自由懸空， 如圖4所示。

通過軟件對MFC壓電懸臂梁進行驅動仿真， 將MFC壓電纖維復合材料宏觀等效為均勻的壓電材料。 MFC材料參數及尺寸如表1所示， 懸臂梁采用經過試驗標定的碳纖維復合材料制備， 其材料參數及尺寸如表2所示。

MFC壓電懸臂梁靠近MFC的一端為完全約束邊界條件， MFC與懸臂梁接合的表面設置恒定電壓為0 V， 另一表面依次施加-400 V， -200 V， 200 V和400 V的電壓， 通過仿真計算得到不同驅動電壓下懸臂梁的自由端變形情況， 如表3所示。

1.2MFC驅動性能試驗

為驗證本文所建立的MFC壓電懸臂梁有限元模型的準確性， 對具有相同模型尺寸的MFC壓電懸臂梁進行了相關試驗測試。

MFC壓電懸臂梁試驗框架如圖5所示， 試驗儀器主要有控制平臺、 功率放大器、 MFC壓電纖維復合材料、 激光位移傳感器和計算主機等。 整個MFC壓電驅動試驗過程為： 控制平臺在計算機軟件平臺控制下發出信號， 通過功率放大器放大電壓以驅動MFC壓電片產生變形， 進而帶動與其粘接的復合材料懸臂梁結構變形； 利用激光位移傳感器測量懸臂梁自由端測點的位移， 將采集到的位移信號傳輸給計算機。 本試驗在MFC表面分別施加-400 V， -200 V， 200 V和400 V的驅動電壓。

仿真和試驗測得的懸臂梁自由端位移對比如圖6所示， 兩者的具體結果分析如表4所示。 可以看出， 仿真與試驗結果基本一致， 兩者誤差不超過12.7%， 這驗證了MFC壓電懸臂梁有限元仿真模型的準確性。

2智能小翼驅動試驗

考慮到壓電材料控制的智能彈翼屬于可變形壓電智能小翼結構， 為了驗證MFC驅動此類智能小翼結構變形的可行性， 設計了基于MFC壓電纖維復合材料的智能小翼驅動機構， 并在此基礎上進行智能小翼壓電驅動試驗， 為將來智能導彈翼面的設計研究提供參考。

考慮到智能小翼結構試驗件加工制備與仿真分析的易操作性， 采用設計方案更為簡便的翼型， 小翼有效弦長為133.5 mm， 采用軟件繪制出智能小翼模擬件的模型加工圖紙， 小翼蒙皮采用1 mm碳纖維復合材料薄板， 在蒙皮外表面三等分處布置2片MFC壓電片， 實現對小翼的驅動變形控制。 為保證小翼后緣偏轉方向一致， 設計了內部骨架結構作為限位器， 加工完成的智能小翼模擬件如圖7所示。 在前面壓電懸臂梁試驗平臺的基礎上接入智能小翼模擬件， 利用激光位移測量儀測量小翼后緣驅動變形位移。

為測試小翼壓電驅動效果， 對小翼表面粘貼的MFC施加直流電壓， MFC與小翼接觸的一側保持0 V電壓， 另一側分別施加300 V， 500 V， 700 V， 900 V， 1 200 V和1 400 V直流電壓， 通過激光位移傳感器測量小翼末梢位移， 最終小翼位移測量結果及偏轉角度如表5所示。

不同驅動電壓與小翼偏轉角的關系如圖8所示。 可以看出， 隨著驅動電壓的增加， 小翼偏轉角逐漸增加。 除700 V的數據點外， 驅動電壓與小翼偏轉角近似成線性關系， 這符合MFC壓電驅動變形規律［11］， 驗證了所設計的智能小翼驅動機構的可行性。

3蒙皮鋪層設計對智能小翼驅動性能的影響MFC驅動性能仿真與試驗結果對比驗證了MFC材料參數的準確性。 而且， 智能小翼驅動試驗結果表明， MFC驅動小翼變形具有可行性。 在此基礎上， 本文建立基于MFC驅動的小翼模型， 如圖9所示， 探究小翼復合材料層合板鋪層設計對驅動性能的影響。 小翼弦長257 mm， 展長658 mm， 蒙皮厚1.5 mm， 在蒙皮外表面均勻布置6片MFC壓電片， MFC有效作用面積為長85 mm， 寬57 mm。

進行MFC智能小翼靜態驅動仿真時， 不考慮智能小翼表面復雜氣動載荷的影響。 按照實際應用中的情況設置智能小翼仿真邊界約束： 智能小翼兩端面與結構主體連接的位置約束其平動自由度； 智能小翼結構內部的橫梁位置約束其豎直自由度； MFC與智能小翼主體結構使用Tie綁定約束。 MFC與智能小翼接合的表面設置恒定電壓為0 V， 另一表面施加1 500 V的驅動電壓。

3.1智能小翼蒙皮鋪層角對驅動性能影響

考慮到碳纖維復合材料機翼蒙皮常用的標準鋪層角度為0°， 45°和90°， 首先討論上述3種不同鋪層角對智能小翼驅動性能的影響。 設定MFC長度方向為0°鋪層方向， 對MFC外表面施加1 500 V驅動電壓， 改變小翼復合材料蒙皮鋪層角， 選取小翼后緣5個均布點位置， 取其變形位移的平均值用于計算智能小翼驅動偏轉角。

圖10給出了不同鋪層角對智能小翼在Y方向的驅動變形影響結果（設定空間豎直方向為Y方向）， 表6為計算得到的不同鋪層角下智能小翼驅動偏轉角。 可以看出， 90°和45°鋪層角下的智能小翼偏轉角明顯大于0°時的偏轉角。 同時， 45°鋪層時， 智能小翼壓電驅動變形效果最好。

3.2智能小翼蒙皮鋪層比對驅動性能影響

改變0°， 45°和90°鋪層角的比例， 探究智能小翼蒙皮不同鋪層比對驅動性能的影響， 設計鋪層方案如表7所示。 圖11給出了不同鋪層比下智能小翼在Y方向上的驅動變形位移結果， 表8為不同鋪層比下智能小翼驅動偏轉角。 可以發現， 增大45°或90°鋪層角占比有利于提高智能小翼驅動效果， 其中增加45°鋪層角更有利于驅動性能的提升。 當增大0°鋪層占比時， 智能小翼驅動變形位移減小。

3.3智能小翼蒙皮鋪層優選結果

基于工程上常用的碳纖維復合材料蒙皮基本鋪層設計準則， 采用對稱均衡鋪層， 主要采用0°， ±45°， 90°的標準鋪層角； 同時， 避免相同取向的鋪層疊置， 相鄰之間的鋪層角度變化一般不要超過60°， 以避免固化應力產生的微觀裂紋和有利于層間剪切應力的傳遞。 0°， ±45°， 90°四種鋪層中每一種至少要占10%， 以防止任何方向的基體直接受載， 盡量選用0°或者±45°隔開90°的層組， 以減小層間的剪切與法向應力［12］。

基于上述復合材料層合板鋪層原則， 本文擬在鋪層角度和鋪層比不變的前提下， 改變鋪層順序， 探究其對智能小翼壓電驅動性能的影響， 選取的設計鋪層方案如表9所示。

圖12給出了不同鋪層順序下智能小翼驅動變形位移結果， 表10為不同鋪層順序下智能小翼驅動偏轉角。 通過A， B和D鋪層方案對比發現±45°鋪層位于復合材料蒙皮表層時， 智能小翼壓電驅動變形效果較好。 通過C， E鋪層方案與其他方案對比可以看出， 0°鋪層置于蒙皮表層時， 會明顯減小智能小翼驅動偏轉角， 降低智能小翼壓電驅動性能。

4結論

本文選用MFC壓電纖維復合材料作為驅動器， 通過MFC壓電懸臂梁驅動仿真和試驗相結合的方法驗證了壓電復合材料結構的驅動性能， 并對粘貼有MFC壓電片的智能小翼進行了驅動試驗， 驗證了MFC驅動小翼偏轉的可行性。 在此基礎上， 探究了智能小翼復合材料蒙皮鋪層設計對其驅動性能的影響， 主要結論如下：

（1） 選用45°或90°鋪層角有利于智能小翼驅動性能提升， 0°鋪層角不利于實現智能小翼驅動；

（2） 增加45°或90°鋪層的占比可提高智能小翼驅動性能。 其中， 增加45°鋪層占比更有利于提高智能小翼驅動性能； 相較之下， 0°鋪層占比增加會降低智能小翼驅動性能；

（3） 45°鋪層置于智能小翼復合材料蒙皮表層時， 智能小翼驅動效果較好； 0°鋪層置于表層時， 會減小智能小翼驅動變形。 合理設計復合材料智能小翼蒙皮鋪層角度， 能夠在保證結構強度可靠性的前提下， 明顯提高智能小翼的驅動性能。

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Study on Driving Performance of Intelligent Winglet Based on

MFC Piezoelectric Fiber Composite

Hu Bingrui Zhang Xinyu Fu Yu

（1. Chinese Aeronautical Establishment， Beijing 100020， China;

2. School of Aeronautics， Northwestern Polytechnical University， Xian 710072， China）

Abstract： By controlling deformable intelligent missile winglets， miniature missiles with smart winglets can change the flight state to meet the operational requirements. For this kind of deformable smart winglet structure， this paper takes the macro fiber composite （MFC） as the actuator to drive composite cantilever beams， and verifies the driving performance of MFC by the combination of simulation and experiment. Subsequently， the driving mechanism of composite winglet with MFC is designed and tested， which can verify the feasibility of the design scheme. On this basis， the influence of smart winglet composite skin ply design on driving capability is investigated in detail. The results show that driving capability of MFC can be improved by increasing 45° ply ratio and decreasing 0° ply ratio， or placing 45° ply on the surfaces and 0° ply in the middle plane of skin.

Key words：? intelligent small winglet; piezoelectric fiber; piezoelectric actuation; winglet structural design; composite°′″0引言