張付祥 ,張 諾
(1.河北科技大學(xué)機械工程學(xué)院,石家莊 050018;2.河北工程技術(shù)學(xué)院經(jīng)濟管理學(xué)院,石家莊 050091)
隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭模式的發(fā)展,對飛行器能夠高效地完成多任務(wù)的要求越來越強烈[1]。多任務(wù)就意味著飛機既要有良好的低速巡航飛行能力,又要有優(yōu)秀的高速沖刺能力。然而飛機設(shè)計中低速和高速是兩個相互沖突的設(shè)計模式。為了能兼顧低速和高速設(shè)計上的矛盾,美國洛克希德·馬?。↙ockheed Martin)公司在美國國防預(yù)研計劃局(DARPA)的變體飛機結(jié)構(gòu)項目(MAS)的指導(dǎo)下,提出了折疊翼飛機方案[2],該方案可以較好地解決飛機在不同任務(wù)階段對飛行速度需求的矛盾。國外對這一新概念飛行器的氣動特性[3-4]與顫振特性[5-6]進(jìn)行了較為豐富的研究,國內(nèi)也利用準(zhǔn)靜態(tài)分析的方法對機翼顫振特性展開研究[7],并且提出了一些實用的折疊機構(gòu)設(shè)計[8],以色列埃爾比特公司研制的海鷗(Seagull)就是這樣一種小型折疊翼變體無人機[9]?,F(xiàn)役小型無人機大多采用拆解后運輸?shù)姆绞?,雖然運輸體積較小,但部件零散,需要起飛前現(xiàn)場組裝調(diào)試,準(zhǔn)備時間長,不能適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)爭快節(jié)奏的特點。因此,需要設(shè)計一款運輸體積小,并且可以快速發(fā)射部署的新型折疊翼戰(zhàn)術(shù)無人機系統(tǒng)。
折疊翼氣動布局方案有如圖1所示的幾種形式。
(1)常規(guī)布局方案。機翼和尾翼靠軸和軸承與機身中部連接,主翼為一整片矩形翼,可繞位于機翼中點處的軸旋轉(zhuǎn),折疊后與機身上表面重合,尾翼則繞位于翼根處的軸向前旋轉(zhuǎn),與機身下表面重合。
(2)簡單串列翼布局方案。前翼和后翼均由兩片矩形翼組成,由位于翼根處的軸和軸承與機身端部連接。折疊時,前翼向后折疊于機身下側(cè),后翼向前折疊于機身上側(cè)。
圖1 折疊翼氣動布局方案Fig.1 Aerodynamic layout programs of folding-wing
(3)鴨翼-前掠翼布局方案。主翼和鴨翼由位于翼根處的軸和軸承與機身端部連接,主翼展開時與機身呈前掠角,向前旋轉(zhuǎn)可以折疊于機身上側(cè),兩片鴨翼則分別向后折疊于機身下側(cè)。
(4)鉆石背布局方案。前翼由位于翼根處的軸和軸承與機身前部連接,后翼由位于翼根處的軸和軸承與滑塊連接,滑塊則套在與機身固定的滑軌上,后翼翼尖與前翼翼稍處通過軸和軸承連在一起。展開時,前翼后掠,后翼前掠。折疊時,滑塊向前平移,帶動前后翼向后折疊于機身上側(cè)。
(5)折扇翼布局方案。前剛性翼由位于翼根處的軸和軸承與機身前部連接,后緣與折扇翼前緣相連,折扇翼可以像折扇一樣繞軸折疊。展開時,前翼后掠,折扇翼張開,共同構(gòu)成大面積機翼;折疊時,前翼可以向后折疊于機翼下側(cè),同時帶動折扇翼折疊于兩翼內(nèi)側(cè)。
(6)Z形翼布局方案是本課題組根據(jù)現(xiàn)有折疊翼布局方案獨立提出的新型方案。英國專利GB2434783發(fā)明了一款前翼為上下折疊但尾翼定的布局方案,如圖2所示[10],由于尾翼不能折疊,其折疊后體積偏大。美國高級產(chǎn)品開發(fā)有限公司威廉·蘭道爾·麥克唐奈申請的中國發(fā)明專利200880105018.0發(fā)明了一種酷似Z形翼布局的飛翼式飛機,如圖3所示[11],屬于固定翼飛機,其外形給發(fā)明Z形翼布局的折疊翼飛機提供了參考。本課題設(shè)計的Z形翼布局方案由左前翼和右后翼構(gòu)成,機翼在翼根處通過軸和軸承與機身端部連接,展開時整機呈不對稱的Z形狀態(tài),折疊時,前翼向后,后翼向前,折疊于機身上下兩側(cè)。
對該構(gòu)型進(jìn)行受力分析,主要結(jié)果如下。
(1)理想情況下的受力,即飛機在無上反角、無傾角狀態(tài)下飛行時,飛機不受滾轉(zhuǎn)力矩。
(2)側(cè)傾時的受力,即無上反、有傾角狀態(tài)下,飛機也不受滾轉(zhuǎn)力矩。
(3)有上反角時的受力,飛機存在向右滾轉(zhuǎn)的趨勢。
圖2 前翼折疊無人機Fig.2 Folded front-wing UAV
圖3 斜置翼身融合飛機Fig.3 Canted blended wing body (BWB) UAV
(4)既有上反又有傾角時的受力,飛機受滾轉(zhuǎn)力矩M與傾角α、上反角θ的關(guān)系為:
式中,機翼升力大小為F,升力作用點到翼根的距離為L,翼根到重心高度差為H,飛機自重為G。飛機所受的滾轉(zhuǎn)力矩隨機翼升力大小、上反角、高度差以及飛機傾角的增大而增大。
控制機翼高度差與上反角的大小對抑制飛機的滾轉(zhuǎn)十分有益,并且應(yīng)使飛機盡量在小傾角狀態(tài)下平穩(wěn)飛行。驗證機的試飛證明Z形翼布局飛機可以實現(xiàn)受控穩(wěn)定的飛行。
課題組對列舉的所有方案進(jìn)行了大量原理驗證機的制作試飛工作,其中就包括簡單串列翼布局飛機(簡稱“工”字機)和Z形翼布局飛機(簡稱“Z”字機)。
通過大量的試飛研究,重點比較了“工”字機和“Z”字機的一些特性。發(fā)現(xiàn)“工”字機翼面積很大,翼載荷小,起飛速度低,但后翼效率遠(yuǎn)低于前翼效率,致使重心必須非常靠前才能將飛機配平,并且當(dāng)機翼攻角小于某個負(fù)值后,飛機俯仰特性將是發(fā)散的,因而“工”字機不能可控地完成俯沖動作。“Z”字機氣動外形雖然是不對稱結(jié)構(gòu),但實際飛行試驗表明,“Z”字機可以穩(wěn)定可控地飛行,在氣動舵面與接收機之間引入陀螺儀的負(fù)反饋信號,形成半閉環(huán)控制系統(tǒng)后,飛行穩(wěn)定性又可成倍提高。由于翼面積只有“工”字機的一半,因而起飛速度較快,翼載荷較“工”字機的大。
通過以上對比,結(jié)合過去的研究基礎(chǔ),考慮簡化展開機構(gòu)、保留大的有效載荷艙體積的設(shè)計要求,最終決定采用Z形翼布局。
機翼折疊展開機構(gòu)是Z字型折疊翼飛機的關(guān)鍵性部件,連接機翼與機身,集中承受飛行時機翼所受的載荷,實現(xiàn)機翼折疊狀態(tài)時的收納、彈射時的快速展開以及展開位置時的鎖定。
折疊展開機構(gòu)的工作原理如圖4(a)所示?;瑒虞S的初始位置為1位置,此時機翼為折疊狀態(tài),并且由于壓力角為90°,實現(xiàn)自鎖。展開時,在外力推動下,滑動軸由1位置運動到2位置,推動轉(zhuǎn)板Omnofg逆時針轉(zhuǎn)動,實現(xiàn)解鎖。運動至3位置時,與f'點相切,壓力角又達(dá)到最大90°,繼續(xù)運動至4位置,實現(xiàn)可靠自鎖。對折疊展開機構(gòu)進(jìn)行了具體設(shè)計,三維模型如圖4(b)所示,并制作了實物模型,期間針對發(fā)現(xiàn)的問題對設(shè)計進(jìn)行了改進(jìn)。
Z字型小型多用途折疊翼無人機的總體結(jié)構(gòu)如圖5所示。由機身、動力系統(tǒng)、折疊展開機構(gòu)、機翼、垂尾及控制系統(tǒng)等組成。發(fā)射過程為:在控制系統(tǒng)控制下,飛機被貯藏發(fā)射筒彈射出筒;延時0.5s,折疊展開機構(gòu)1和2同時動作,帶動機翼1由后向前、機翼2由前向后同時展開;再延時0.5s,折疊展開機構(gòu)3和4同時動作,帶動垂尾1和2由后向前同時;再延時0.5s,動力系統(tǒng)開始工作,進(jìn)入正常飛行狀態(tài)。最終所有設(shè)計內(nèi)容均實現(xiàn)模型制作和試飛,多次試飛效果證明設(shè)計是成功的。
(1)分析了“Z”字機的受力情況,確定從理論上這種非對稱構(gòu)型可以平穩(wěn)飛行,進(jìn)行了原理驗證機的制作試飛,掌握了“Z”字機的一些飛行特性,證實了理論分析的正確性。
(2)設(shè)計了一款基于滑動擺桿機構(gòu)的具有自鎖功能的折疊展開機構(gòu),進(jìn)行加工、試驗,驗證了設(shè)計的合理性。
圖4 折疊展開機構(gòu)Fig.4 Folding-unfolding mechanism
圖5 Z字型折疊飛機結(jié)構(gòu)Fig.5 Structure of the Z-shaped folding-wing UAV
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