無人機折疊翼分步展開機構設計及動力學分析 *

許冶 ，許國勝，王鈺坤，王剛，劉景旺，范伯鈞 ，吳淼

（1. 武漢天拓宇航智能裝備有限公司，湖北 武漢 430207；2. 北華航天工業學院 河北省跨氣水介質飛行器重點實驗室，河北 廊坊 065099；3. 北華航天工業學院 河北省微小型航天器技術國防重點學科實驗室，河北 廊坊 065099；4. 北京電子工程總體研究所，北京 100854）

0 引言

小型巡飛無人機的微型化、智能化、系統化、高速長航時化將是未來的發展趨勢。對于無人機存在的問題及技術弱點，如驅動器的選用及分布、折疊翼展開方案、折疊翼展開穩定性及展開過程的力學性能等，都是國內外研究的焦點［1-2］。

文獻［3-4］建立了折翼飛機氣動彈性飛行仿真平臺，研究了折疊速度和飛機重心位置對結果的影響。文獻［5］等利用ADINA 軟件研究了集裝箱發射導彈機翼機構的靜、動、強度特性。文獻［6］提出了一種Z 字型氣動布局的折疊方案。文獻［7］設計了一種連桿式折疊翼折疊機構方案。文獻［8］建立了考慮第二展開機構約束的二次折疊翼氣動優化設計方法。文獻［9］研究了無人機在極限風速下的失穩及失能特性。文獻［10］設計了一種彈性鎖緊機構以減小機翼展開到位瞬間的沖擊力。文獻［11］提出了一種仿生折疊翼的設計方案。文獻［12］建立了以展開時間和角速度為評價指標的彈簧折疊翼展開過程的理論模型。文獻［13］提出了拉桿式、火箭式和拉繩式3 種多折疊翼結構技術方案。文獻［14］設計了一種軸/軸套式的折疊傳動機構，作為折疊翼機構的傳動裝置。文獻［15］研究了特種無人機折疊翼展開過程。文獻［16］設計了一種兼顧高低速工況的變形翼骨架。文獻［17］設計了一種可變翼面積的機翼，能夠在變形后提高機翼的面積和展弦比?，F今國內外關于折疊翼的研究內容大多側重氣動布局優化設計及展開過程的力學性能分析，涉及折疊翼展開方案對無人機飛行過程中力學性能影響的研究較少，并且設計的折疊翼大多機構復雜，質量大，難以滿足折疊翼在短時間內以小力矩快速展開的需求。

本文設計的無人機折疊翼展開機構具有體積小、質量輕、展開力矩小、展開時間短的特點。首先，對折疊翼展開機構進行展開方案設計。其次，建立折疊翼動力學模型，仿真分析折疊翼展開機構采用不同展開方案對折疊翼展開時間及鉸鏈力矩的影響，確定折疊翼最優展開方案。最后，完成無人機折疊翼展開機構的設計。

1 折疊翼展開方案設計

無人機折疊翼展開機構的展開方案關系到折疊翼展開時間，為了實現在短時間內通過小力矩使得折疊翼完全展開到位并鎖定，提出3 種可行性較高的折疊翼時序展開方案并進行分析。分別為同步展開方案、分步展開-機翼優先展開方案和分步展開-機翼固定板優先展開方案。

1.1 折疊翼展開工況及需求分析

無人機折疊翼有多種折疊方式，取以下2 種折疊方式進行分析，選用最優的折疊方式作為折疊翼展開方案設計對象。

（1） 展開機構安裝在無人機機身靠近機頭位置并向機尾方向折疊，機翼平行并貼近于機身；

（2） 展開機構安裝在無人機機身中間位置并向機頭方向折疊，機翼平行并貼近于機身。

采用折疊方式1（如圖1）時，折疊翼由機尾向機頭方向展開，在無人機處于飛行狀態時，折疊翼展開方向與無人機飛行方向相同，因此折疊翼展開機構在展開過程中會受到較大的空氣阻力，在相同的展開時間內會導致折疊翼展開機構展開所需動力增大，不利于折疊翼機構的展開動作；采用折疊方式2（如圖2）時，折疊翼由機頭向機尾方向展開，在無人機處于飛行狀態時，折疊翼展開方向與無人機飛行方向相反，因此在折疊翼展開機構的展開過程中空氣阻力會對折疊翼展開機構產生助推作用，從而減小折疊翼展開機構展開所需動力，降低對動力源的選擇要求。對比2 種安裝位置和折疊方向的優劣，采用折疊方式2即將折疊翼展開機構安裝在無人機機身中間位置并向機頭方向折疊，機翼平行并貼近于機身。

圖1 折疊方式1Fig. 1 Folding modes 1

圖2 折疊方式2Fig. 2 Folding modes 2

對無人機折疊翼展開機構的展開需求如下：

（1） 折疊翼完全展開到位時間要求在1 s 內，要求折疊翼迅速展開到正確位置，并在機翼展開到位時，鎖定機構對機翼完成鎖定；

（2） 在折疊翼展開機構展開過程中2 個轉動副之間不發生干涉，在折疊翼展開到位瞬間，對于機身的沖擊載荷不能過大；

（3） 折疊翼展開機構的結構設計要求結構簡單、質量輕。

1.2 折疊翼展開多方案設計

折疊翼展開機構的展開運動主要包含以轉軸1為轉動軸的機翼固定板翻轉運動和以轉軸2 為轉動軸的機翼展開運動，其中轉軸1 沿y軸方向，轉軸2沿z軸方向，如圖3 所示。

圖3 折疊翼展開示意圖Fig. 3 Schematic diagram of folding wing deployment

無人機折疊翼展開機構的展開方案根據展開時序的不同，可以有3 種展開方案。

（1） 同步展開。即以轉軸1 為轉動軸的機翼固定板翻轉運動和以轉軸2 為轉動軸的機翼展開運動同時進行。機翼由于自重，會加速機翼固定板的翻轉運動，而機翼固定板的快速翻轉產生的慣性載荷會增加機翼展開時的附加力矩，因此會使機翼展開過程中動力源載荷增加，不利于機翼的展開運動。同步展開方式下折疊翼展開過程如圖4 所示。

圖4 折疊翼展開過程（同步展開）Fig. 4 Folding wing deployment process（synchronous deployment）

（2） 分步展開-機翼優先展開。即以轉軸2 為轉動軸的機翼優先展開，待機翼完全展開到位并鎖定后，以轉軸1 為轉動軸的機翼固定板再進行翻轉運動。在機翼展開過程中，機翼旋轉軸線方向與重力方向平行，因此重力在機翼展開過程中的影響可以忽略，減少了機翼展開運動驅動源的載荷。在機翼展開到位并與機翼固定板鎖定后，機翼固定板進行翻轉運動，此時機翼與機翼固定板同處于轉軸的軸線上，所以以轉軸為轉動軸的機翼固定板的翻轉運動受重力的影響較小。機翼優先展開的折疊翼分步展開過程如圖5 所示。

圖5 折疊翼展開過程（分步展開-機翼優先展開）Fig. 5 Folding wing deployment process（stepwise deployment -wing first deployment）

（3） 分步展開-機翼固定板優先翻轉。機翼固定板優先進行翻轉運動，待機翼固定板翻轉到位后，機翼再進行展開運動。機翼由于自重下落，這使得機翼固定板翻轉運動驅動源的載荷減少。在機翼固定板翻轉到位后，機翼進行展開運動，在機翼展開過程中，需要克服重力做功，增加了機翼展開運動驅動源的載荷。機翼固定板優先翻轉的折疊翼展開過程如圖6 所示。

圖6 折疊翼展開過程（分步展開-機翼固定板優先翻轉）Fig. 6 Folding wing deployment process（stepwise deployment-wing fixed plate first flip）

綜上所述，考慮機翼展開所需驅動力矩，展開方案2 比方案3 具有一定的優勢。因此，僅對方案1和方案2 建立動力學模型分析，以下稱方案1 為同步展開方案，方案2 為分步展開方案。

2 折疊翼展開動力學分析

采用拉格朗日法建立折疊翼展開機構展開動力學模型，將無人機折疊翼展開機構簡化模型導入Fluent 仿真分析。以折疊翼展開過程中所需驅動力矩與展開時間作為評判標準，依據仿真數據具體分析2 種時序展開方案對折疊翼展開機構驅動力矩和展開時間的影響，確定折疊翼展開機構的最佳展開方案，從而完成折疊翼展開機構的結構設計。

2.1 折疊翼展開動力學理論分析

根據折疊翼展開機構的工作原理，建立折疊翼的簡化模型，如圖7 所示。無人機折疊翼展開機構的展開運動分為機翼固定板繞轉軸1 的翻轉運動和機翼繞轉軸2 的展開運動兩部分，在其運動過程中，α1為t時刻機翼固定板繞轉軸1 翻轉的角度，α2為t時刻機翼繞轉軸2 轉過的角度。

圖7 折疊翼簡化模型Fig. 7 Simplified model of the folding wing

以折疊翼系統作為分析對象，建立動力學模型。根據拉格朗日法，定義拉格朗日函數為L，拉格朗日方程可寫為

式中：E為系統的動能；V為系統的勢能；Q為廣義力陣；q為關節運動廣義坐標；τ1為轉軸1 實際所受力矩；T1為轉軸1 處驅動力矩；TD1為空氣阻力對轉軸1的阻力矩；τ2為轉軸2 實際所受力矩；T2為轉軸2 處驅動力矩；TD2為空氣阻力對轉軸2 的阻力矩。

2.1.1 折疊翼同步展開方案動力學分析

折疊翼同步運動中，折疊翼系統的動能包括兩部分關節軸動能，可表示為

式中：E1為轉軸1 動能；E2為轉軸2 動能；I1為機翼固定板相對于轉軸1 的轉動慣量；I2為機翼相對于轉軸2 的轉動慣量；α1為機翼固定板翻轉角度；α2為機翼展開角度；M1為機翼固定板質量；M2為機翼質量；H1為機翼固定板重心到轉軸1 軸線的垂直距離；H2為機翼重心到轉軸2 軸線的垂直距離。

折疊翼各轉軸勢能可表示為

式中：V1為轉軸1 重力勢能；V2為轉軸2 重力勢能。

將式（1），（6）和（8）聯立可得同步展開的驅動力矩的動力學方程為

2.1.2 折疊翼分步展開方案動力學分析

折疊翼分步展開運動中，其動能包括兩部分關節軸動能，如式（5）所示，其中各動能項具體形式為

當機翼優先完成展開動作，這一過程中，機翼在重力方向上不產生位移，所以轉軸2 的勢能變化為0，轉軸1 的勢能為

將式（1），（10）和（11）聯立可得在分步展開時驅動力矩的動力學方程為

2.2 折疊翼展開過程仿真效驗

建立折疊翼簡化模型，在Fluent 中設定飛行狀態參數如表1 所示。

表1 飛行狀態參數Table 1 Flight status parameters

流場選擇圓柱形邊界框，流場半徑為5 m，流場長度為20 m，流場最大長度為翼弦的80 倍。為了選擇合適的網格數目，對多個網格數目進行網格測試。網格數目為1.5×105，2×105，4.6×105，10×105，13×105。圖8 顯示了網格數目對升阻比的影響，網格數目越多，收斂值越準確。

圖8 網格數目對升阻比的影響曲線Fig. 8 Influence curve of girds number on lift-drag ratio

采用膨脹法生成網格如圖9 所示。流場邊界條件設定飛行速度為入口邊界條件，設定壓力為出口邊界條件，壁面邊界條件定義為無滑動壁。將流場網格導入Fluent 中，假設折疊翼展開時間為1 s，設置迭代次數為500 次，時間間隔為0.002 s。利用UDF（users defined functions）子程序控制折疊翼動作，采用K-ε湍流模型進行模擬。

圖9 流場網格Fig. 9 Flow field grid

將簡化折疊翼模型導入到Fluent，仿真過程如圖10，11 所示。

圖10 同步展開過程Fig. 10 Synchronous deployment process

圖11 分步展開過程Fig. 11 Stepwise deployment process

2.3 氣動力仿真結果與分析

在Fluent 中得到在折疊翼展開過程中的空氣阻力矩曲線如圖12，13 所示，圖12 為折疊翼同步展開過程中空氣對轉軸1 及轉軸2 的阻力矩曲線。圖13為折疊翼分步展開過程中空氣對轉軸1 及轉軸2 的阻力矩曲線。

圖12 空氣阻力矩-時間曲線（同步展開）Fig. 12 Curve of air resistance moment-time（synchronous deployment）

圖13 空氣阻力矩-時間曲線（分步展開）Fig. 13 Curve of air resistance moment-time （stepwise deployment）

經多次仿真驗證，在滿足折疊翼1 s 內完成展開運動的前提下，采用同步展開方案時，機翼固定板完成翻轉動作，即轉軸1 完成動作所需驅動力矩為9 N·m；機翼完成展開動作，即轉軸2 完成動作所需驅動力矩為17 N·m，同步展開狀態下的折疊翼展開角度-時間曲線如圖14 所示。采用分步展開方案時，機翼固定板完成翻轉動作，即轉軸1 完成動作所需驅動力矩為8 N·m；機翼完成展開動作，即轉軸2 完成動作所需鉸鏈力矩為14 N·m，均小于同步展開方案下折疊翼展開所需驅動力矩。分步展開狀態下的折疊翼展開角度-時間曲線如圖15 所示。

圖14 展開角度-時間曲線（同步展開）Fig. 14 Curve of deployment angle-time（synchronous deployment）

圖15 展開角度-時間曲線（分步展開）Fig. 15 Curve of deployment angle-time（stepwise deployment）

綜上所述，無人機折疊翼展開機構采用分步展開方案相對于同步展開方案具有一定優勢，分步展開時將空氣阻力作為機翼展開的動力，減小了機翼展開所需驅動力矩，從而降低對驅動源的要求，也擴大了驅動源選擇范圍，實現質量輕、體積小的設計目的。

3 折疊翼展開機構設計

無人機折疊翼展開機構可分為分步觸發機構、水平展開機構、豎直翻轉機構三部分。分步觸發機構的功能是控制水平展開機構和豎直翻轉機構順序動作；水平展開機構的主要功能是將折疊狀態的機翼展開成與機身根部垂直的狀態；豎直翻轉機構主要功能是將機翼從垂直狀態翻轉到水平狀態并鎖定。

3.1 驅動組件設計

（1） 轉軸1 處驅動組件

轉軸1 處扭簧為機翼翻轉提供驅動力。在機翼豎直翻轉機構中采用2 套扭簧分別安裝于機翼兩側。扭簧的固定臂由安裝于內襯擋板上的銷固定，施力臂安裝于轉軸1 的卡槽內，如圖16 所示。

圖16 轉軸1 處扭簧安裝示意圖Fig. 16 Installation diagram of torsion spring at the position of the rotating shaft 1

（2） 轉軸2 處驅動組件

轉軸2 處卷簧主要是提供機翼從折疊狀態到展開狀態所需的驅動力，如圖17 所示。為了實現無人機折疊翼展開機構分步展開的目的，鉸鏈上增加了展開銷的設計，由連桿控制展開銷撤出，從而使得鉸鏈運動，機翼進行展開運動，如圖17 所示。

圖17 轉軸2 處扭轉彈簧安裝示意圖Fig. 17 Installation diagram of torsion spring at the position of the rotating shaft 2

3.2 展開機構結構設計

（1） 分步觸發機構

分步觸發機構主要由電推桿、連桿、展開銷、弧形擋塊等組成。電推桿動作，帶動連桿繞固定鉸鏈旋轉，使得展開銷從轉軸2 中拔出?；⌒螕鯄K端面設計成以固定鉸鏈為圓心的圓弧面，在連桿旋轉過程中可以保證在一定時間內轉軸與擋塊的接觸面積不變，從而實現機翼展開到位后，機翼固定板再翻轉的分步展開的目的，如圖18 所示。

圖18 分步觸發機構示意圖Fig. 18 Schematic diagram of stepwise trigger mechanism

（2） 水平展開機構設計

水平展開部分主要由轉軸2、機翼、展開銷、掛鉤等組成。機翼通過鉸鏈轉軸安裝在轉軸2 組件上，當展開銷拔出后，在扭轉彈簧的驅動力作用下，機翼繞鉸鏈轉軸軸線向上展開，機翼展開到位后由掛鉤鎖定，如圖19 所示。

圖19 水平展開結構示意圖Fig. 19 Schematic diagram of horizontally unfolded structure

（3） 豎直翻轉機構設計

豎直翻轉機構主要由轉軸1、扭轉彈簧、弧形擋塊、機翼固定板等組成，如圖20 所示。隨著連桿的旋轉，弧形擋塊逐漸滑移直至不再限制轉軸1 翻轉，此時在扭轉彈簧的驅動力作用下，機翼固定板完成翻轉運動。

圖20 豎直翻轉與鎖定結構示意圖Fig. 20 Schematic diagram of vertical flip and locking structure

綜上，無人機折疊翼展開機構總體圖如圖21所示。

圖21 無人機折疊翼展開機構示意圖Fig. 21 Schematic diagram of folding wing deployment mechanism of UAV

4 關鍵部件強度分析

為保證裝置結構穩定性和可靠性，對整體結構做靜力學分析，經分析驗證，折疊翼展開機構可滿足單個平翼在負載168 kg 的狀態下可靠飛行。展開機構的應力及應變云圖如圖22，23 所示。

圖22 展開機構應力云圖Fig. 22 Stress cloud diagram of unfolded mechanism

機身、機翼固定板、轉軸1、轉軸2 等關鍵部件所受應力及應變量如表2 所示。

5 結論

本文針對無人機的展開需求，提出了一種折疊翼分步展開方案。建立了無人機折疊翼動力學方程，并進行了理論分析和Fluent 仿真計算，分析了分步展開方案的可行性。根據折疊翼分步展開總體方案，設計了相應的展開機構，并分析了分步展開機構的可行性，得到如下結論：

（1） 無人機折疊翼采用分步展開方案可減小重力及氣動力對展開過程的影響，實現在短時間內以小力矩使折疊翼展開；

（2） 折疊翼分步展開機構采用的分步觸發機構結構簡單，采用扭轉彈簧作為動力源，體積小，質量輕。展開機構符合無人機輕量化設計需求。