剪切變后掠角變體機翼結構及柔性蒙皮設計研究

摘 要：變后掠飛行器可以滿足不同飛行條件下的氣動要求，對變體機翼而言，蒙皮起到保證氣密性以及提供承載的作用，因此在變體機翼的發展史中，可變形蒙皮的研究占據了重要地位。本文首先基于可變平行四邊形機構，設計并研制了一種剪切變后掠機翼；然后提出了基于單向纖維增強的復合蒙皮結構，選取橡膠材料和纖維增強橡膠材料作為柔性蒙皮研究對象，建立了蒙皮變形的本構模型，并對柔性蒙皮進行了數值仿真分析與剪切變形試驗。本文設計研制的機翼可以實現剪切變后掠功能；柔性蒙皮在剪切變形時，試驗結果與數值仿真結果具有良好的一致性；纖維增強橡膠柔性蒙皮具有更優良的抗起皺和承載能力。

關鍵詞：剪切變后掠機翼； 柔性蒙皮； 本構模型； 數值仿真； 蒙皮剪切試驗

中圖分類號：V224+.3 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.05.008

變后掠飛行器由于機翼后掠角的可變性，在不同飛行速度下均具有較好的氣動效率。低速飛行時，采用較小的后掠角，可以增加升力，提高機翼效率；超聲速飛行時，采用較大的后掠角，能夠顯著降低波阻，提高飛行器的加速性能和高速飛行能力[1-2]。目前，機翼變后掠角方式主要有旋轉變后掠角和剪切變后掠角兩種。前者通過機翼繞機身內部或翼根處轉軸旋轉實現后掠角變化；后者將機翼各展向位置的翼型進行不同程度的流向平移，越靠近翼尖，平移量越大，類似材料力學中的剪切變形[3]。剪切式變后掠布局相對于旋轉式變后掠布局的優勢主要有：（1）前者翼尖沿流向，對流場結構影響小，而后者翼尖并非沿流向，從而影響了翼尖擾流流場的結構，如翼尖渦流、流動分離等；（2）在機翼后掠角改變過程中，前者翼型保持不變，后者翼型發生改變，而翼型的改變影響了原有翼型的氣動特性[4]。同時，為了滿足氣動特性要求，變后掠飛行器須使用類似氣囊的部件來補充機翼后掠角改變時與機體融合的部分，相對旋轉式變后掠飛行器，剪切式變后掠飛行器翼身融合處尺寸一般更小。綜合來看，剪切變后掠角布局在寬速域內比旋轉變后掠角布局具有更優的氣動性能。

剪切變后掠角機翼的結構實現方法和可變形蒙皮是必須解決的兩個重要研究課題，針對這兩個研究方向，國內外均開展了相應的研究與試驗[5-6]，但相對較少。目前，柔性蒙皮的設計主要有三種形式：一是以彈性體為基體的纖維增強復合材料蒙皮；二是以形狀記憶聚合物（SMP）為代表的智能材料柔性蒙皮；三是采用蜂窩結構/波紋結構的柔性蒙皮[7-8]。國內，陳錢等[9]設計了一種基于可控大尺度剪切式變后掠機翼，并通過試驗驗證了該機翼結構的合理性與可靠性；聶瑞[10]設計了一種基于可變柵格結構的剪切蒙皮，蒙皮以相互扦插的剛性材料作為骨架材料，選取硅橡膠作為基體材料，試驗測試表明，蒙皮能夠實現剪切變形且具有良好的氣動載荷能力。2007年，Andersen等[11-12]設計了一種基于四連桿機構和滑塊的剪切變后掠機翼，蒙皮采用彈性硅橡膠材料，為承受氣動載荷，設置了帶狀支撐結構黏合于蒙皮下表面，MFX-1的首飛成功證實了飛行器在飛行過程中大面積改變機翼形狀的可行性，但速度較低。Asheghian等[13-14]對NextGen公司變體試驗飛行器（MFX）剪切蒙皮進行優化設計，重點改進了黏合于蒙皮下表面的帶狀支撐結構，仿真及測試結果表明，優化后的蒙皮在起皺方面得到改善，表面氣動性能表現良好。

本文設計并研制了一種基于可變平行四邊形機構的剪切變后掠翼，選取橡膠材料和纖維增強橡膠材料作為柔性蒙皮。首先，對柔性蒙皮進行可行性分析，建立相應的理論模型。其次，使用有限元軟件對橡膠蒙皮進行剪切變形的數值仿真分析，同時依托于剪切變后掠翼完成橡膠蒙皮的剪切變形試驗，將試驗結果與仿真分析進行定性和定量兩個方面的對比研究。最后，針對橡膠蒙皮剪切變形試驗結果，設計了一種纖維增強橡膠蒙皮，并對其進行法向承載及變形性能仿真分析。

1 剪切變后掠機翼結構設計

本文設計了一種后掠角可連續變化的剪切式變后掠機翼結構。機翼由外翼和支撐盒段兩部分組成，采用柔性可變形蒙皮，選用電動伺服缸作為驅動器，實現剪切變后掠功能，其總體概念如圖1所示。剪切變后掠機翼的幾何形狀與工作條件見表1，機翼結構和蒙皮需滿足飛行高度為10km、飛行速度為Ma 0.75的氣動載荷要求。

機翼的剪切變形依靠外翼部分的可控變形機構來實現，圖2展示了外翼的結構，外翼部分包括翼梁、翼肋、前緣、后緣、桁條、托條、蒙皮以及壓條。其中，翼梁與翼肋、翼肋與前緣、翼肋與后緣、翼肋與桁條均通過轉軸相互連接，共同構成了可變平行四邊形機構。柔性蒙皮直接覆蓋于機翼結構上，并通過壓條與對應的承載骨架配合，進而實現柔性蒙皮的夾持固定。翼梁、前緣、后緣分別通過軸承配合與支撐盒段相連接，使外翼能實現一定角度的旋轉。翼梁將來自電動伺服缸的驅動力通過翼肋傳遞于前緣、后緣以及桁條上，最終將驅動力傳遞到柔性蒙皮上，使平行四邊形機構發生可控變形，即實現機翼的剪切變后掠。剪切變后掠機翼的偏轉形式如圖3所示。

多個翼肋、桁條以及托條的設置將整體平行四邊形機構分割為多個子平行四邊形機構，保證了蒙皮有適當的夾持間距，既可以減輕蒙皮在發生剪切變形時的起皺現象，又能提高蒙皮承受氣動載荷的能力。但多個翼肋與桁條的設計增加了剪切變后掠機翼的轉動關節數量，提高了機翼變后掠的難度，對加工及裝配也有更高的要求。

為保持機翼外表面的光滑及氣動性能，結合安裝方式，柔性蒙皮被設計為具有凹槽的構型，如圖4（a）所示。安裝蒙皮時壓條布置于柔性蒙皮的溝槽中，壓條厚度與凹槽深度相匹配，從而保證了翼面的平順光滑。壓條與蒙皮配合形式如圖4（b）所示。

2 柔性蒙皮本構模型建立

橡膠是一種具有高彈性的高分子材料，在很寬的溫度范圍內能夠保持優越的彈性，具有大變形的特點；同時，沒有骨架增強的橡膠自身的彈性模量取值范圍大，作為柔性蒙皮材料時，可以從變形尺度以及承載能力兩個方面進行權衡選?。灰韵鹉z材料作為基底的高強度纖維增強容易實現，且纖維增強橡膠材料也有著優越的性能。綜合以上因素，本文選取橡膠材料以及纖維增強橡膠材料作為柔性蒙皮進行分析研究。

2.1 橡膠材料的本構模型

3 柔性蒙皮的仿真對比分析

3.1 橡膠蒙皮仿真分析

機翼剪切變后掠過程中機蒙皮面積會發生明顯變化，而蒙皮在面積改變過程中，其改變方式（面積由小變大或由大變小）會對本身構型造成不同影響，因此蒙皮的初始安裝位置對于蒙皮的變形情況有一定的影響。為了盡量減少蒙皮變形褶皺情況，使柔性蒙皮在變形過程中始終處于受拉伸狀態，考慮剪切變后掠機翼的結構形式，確定安裝蒙皮時應使機翼處于大后掠角狀態。

選用無纖維增強的橡膠材料蒙皮，蒙皮厚度為2.5mm，材料彈性模量為6MPa，泊松比為0.47。機翼可變后掠角范圍為8.5°～28.5°，蒙皮初始安裝位置對應機翼后掠角為28.5°。模型安裝蒙皮后的后掠角變形如圖5所示。

首先使用有限元仿真軟件對試驗中蒙皮面積增大的過程進行了數值仿真。截取模型中一段可變形柔性蒙皮和變形機構進行數值仿真，其詳細尺寸如圖6所示。在仿真軟件中建立變形平行四邊形機構和橡膠蒙皮模型，橡膠蒙皮與平行四邊形機構采用綁定約束，四邊形機構各零件之間應用鉸鏈約束，圖6中平行四邊形右側短邊施加固定約束，左側短邊施加平行于短邊的分布力，驅動機翼模型后掠角由28.5°變為8.5°，機構最大位移量為48.8mm。計算結果如圖7所示。

3.2 纖維增強橡膠柔性蒙皮仿真分析

僅僅采用橡膠制備柔性蒙皮，其法向承載能力很難滿足高速飛行的氣動載荷要求。因此，本文設計了一種單向纖維增強的復合蒙皮，如圖8所示。復合蒙皮由剛性纖維與柔性基體組成，纖維嵌入柔性基體中。其中，選取鋼絲（30Cr結構鋼）作為蒙皮的纖維材料，柔性基體則選用橡膠，材料的性能參數見表2。在本節所設計的復合蒙皮中，以直徑為1mm的圓柱絲作為纖維，纖維布置間距取10mm，柔性基底厚度為2.5mm。使用中纖維方向與來流方向一致。

針對蒙皮承受氣動載荷的技術要求，對橡膠及復合蒙皮的法向承載進行數值仿真。仿真時取飛行高度為10000m、飛行速度為Ma 0.75時的蒙皮承載特性，此時對應機翼表面所受動壓大小約為0.0103MPa。仿真約束條件與3.1節中一致，加載條件為壓力垂直作用于蒙皮表面。

橡膠蒙皮及單向纖維增強復合蒙皮的法向承載仿真結果分別如圖9和圖10所示。相較于橡膠蒙皮，單向纖維復合蒙皮的最大法向形變由1.460mm減少為0.292mm。

進一步研究單向纖維增強復合蒙皮變后掠過程中的剪切變形情況，仿真模型的約束及加載條件與3.1節中數值仿真要求一致，結果如圖11所示。

3.3 柔性蒙皮仿真對比分析

對比圖7橡膠蒙皮的剪切變形數值仿真和圖11單向纖維復合蒙皮剪切變形數值仿真結果可以看出，機翼后掠角發生20°變化時，纖維復合蒙皮的法向形變由0.864mm減少為0.437mm。驅動扭矩—機翼后掠角度曲線如圖12所示，由于剛性纖維的加入，在蒙皮的剪切變形過程中，復合蒙皮所需驅動扭矩增大，纖維復合蒙皮及橡膠蒙皮所需最大驅動扭矩分別為328.22N？m和260.40N？m，驅動力矩增大了26%。

有限元數值仿真結果表明，相對橡膠蒙皮而言，單向纖維復合蒙皮無論是在抑制起皺方面還是在法向承載能力的表現上，均有一定的提升。

4 剪切變后掠角變體機翼功能測試與柔性蒙皮試驗驗證

隨后對模型進行了試驗驗證，機翼先由初始安裝位置偏轉至后掠角為8.5°的位置，再偏轉回28.5°的位置，來回多次偏轉，偏轉速度為2（°）/s。機翼變后掠過程中，整個蒙皮面積改變范圍為0.0988～0.1112m2。試驗中，電動伺服缸配置有拉/壓力傳感器和光柵尺位移傳感器，可獲得驅動力矩和偏轉角度。試驗中，選用了兩張完全相同的蒙皮，兩張蒙皮的變形情況幾乎一致，如圖13所示。從圖13中試驗結果可以看出，蒙皮表面整體較為平順，僅在靠近轉動關節處由于褶皺而產生約為1mm的法向形變。兩蒙皮變形驅動扭矩—機翼后掠角度曲線如圖14所示，所需最大驅動扭矩分別為273.17N？m和264.74N？m。

對比仿真與試驗結果可以看出，仿真與試驗過程對應蒙皮變形保持一致，在靠近轉動關節處發生最大為0.864mm的法向形變。圖15為蒙皮面積增大過程中試驗及仿真對應的扭矩—機翼后掠角度曲線，可以看出，數值仿真與試驗結果對于蒙皮變形過程的描述基本吻合，數值仿真對應蒙皮剪切變形20°時所需驅動扭矩為260.40N？m。數值仿真結果略小于試驗結果，這是由于機翼實際變形中存在摩擦阻力，而數值仿真中忽略了摩擦；橡膠材料本身具有較強的非線性，數值仿真時很難設置準確的材料參數，會對分析結果造成影響。

仿真分析和試驗結果表明，采用橡膠材料作為剪切變后掠角的柔性蒙皮是可行的，后掠角變化為20°時，橡膠的變形量滿足蒙皮變形要求，蒙皮表明皺褶幅度小于1mm。

5 結論

本文基于可變平行四邊形機構，設計并研制了一種剪切變后掠機翼，提出了基于單向纖維增強的復合蒙皮結構，研究主要得出以下結論：

（1）本文設計的基于可變平行四邊形機構的機翼能夠在滿足結構強度要求情況下，有效地實現剪切變后掠功能。

（2）本文對基于材料自身變形的橡膠蒙皮和纖維增強橡膠蒙皮進行了理論分析，確定了柔性蒙皮的變形形式為簡單剪切與拉伸的結合形式，隨后對橡膠材料蒙皮進行了剪切變形的有限元仿真計算和試驗驗證，仿真與試驗結果一致，且與理論分析吻合。

（3）相較于橡膠蒙皮，本文設計的單向纖維增強橡膠柔性蒙皮在發生剪切變形時具有更好的抗起皺能力，同時也表現出更為出色的法向承載能力，可以更好地滿足飛行器高速飛行的要求。

（4）本文對剪切式變后掠翼進行了偏轉試驗，驗證了機翼結構剪切式變后掠的有效性以及測控系統的精確性；橡膠蒙皮最大法向變形約為0.8mm，證明了橡膠材料作為剪切式變后掠翼蒙皮的可行性。

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Research on Shear Variable Sweep Wing Structure and Flexible Skin Design

Feng Zheng， Li Hui， Xu Zhiwei

State Key Laboratory of Mechanics and Control of Mechanical Structures， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016， China

Abstract： The variable-sweep aircraft can meet the aerodynamic requirements under different flight conditions， but the skin needs to meet the large deformation and aerodynamic load requirements during the deformation process. In this paper， based on the variable parallelogram mechanism， a shear variable sweep wing was designed and manufactured firstly. Then， a composite skin structure based on unidirectional fiber reinforcement is proposed rubber materials and fiber-reinforced rubber materials were selected as the research objects of flexible skin， and a constitutive model of skin deformation was established. Numerical simulation analysis and shear deformation experiments were carried out on the flexible skin. The wing designed and manufactured in this paper can realize the function of shear-variable sweepback； When the flexible skin is deformed in shear， the experimental results are in good agreement with the numerical simulation results； The fiber-reinforced rubber flexible skin has better resistance wrinkle and load-bearing capacity.

Key Words： shear-variable sweep-back wing； flexible skin； constitutive model； numerical simulation； skin shear test