郭崇穎，吳 斌，李 浩，李 巖

(中國電子科技集團公司第三十八研究所 工程系統(tǒng)研究部，安徽 合肥 230088)

某型無人機襟翼操縱系統(tǒng)改進設(shè)計

郭崇穎，吳 斌，李 浩，李 巖

(中國電子科技集團公司第三十八研究所 工程系統(tǒng)研究部，安徽 合肥 230088)

針對由于襟翼操縱系統(tǒng)剛強度不足導(dǎo)致襟翼偏角角度不足，無人機滑行距離過長的問題，提出了無人機襟翼操縱系統(tǒng)的改進設(shè)計方法，詳細介紹了某無人機襟翼操縱系統(tǒng)改進方案。在襟翼操縱系統(tǒng)有限元仿真分析和力學(xué)實驗結(jié)果的基礎(chǔ)上，解析當前襟翼操縱系統(tǒng)存在的關(guān)鍵問題，并針對該問題提出了相應(yīng)的解決方案，對襟翼操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式進行改進，更換了襟翼結(jié)構(gòu)材料，提高了襟翼操縱系統(tǒng)可靠性，為襟翼操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計提供了理論基礎(chǔ)和可行性設(shè)計方法。

無人機；力學(xué)仿真；襟翼操縱系統(tǒng)

0 引言

隨著科學(xué)技術(shù)的突飛猛進，信息技術(shù)的迅猛發(fā)展以及空天地一體化戰(zhàn)爭區(qū)域特點，越來越多的高科技、智能化、信息化武器被裝備到部隊。其中無人機具有體積小、造價低、使用方便、對作戰(zhàn)環(huán)境要求低、戰(zhàn)場生存能力強等優(yōu)點，正在迅速成為空中偵察和突襲力量的重要組成部分，是當今世界軍事強國的重要發(fā)展方向[1]。

襟翼操縱系統(tǒng)是無人機的重要部件，用以控制飛機的起飛和降落，影響著飛機的整體性能，而襟翼本身收放速度的變化特性、壓心位置的實時變化，對襟翼操縱系統(tǒng)的剛強度提出了挑戰(zhàn)。如何根據(jù)襟翼的實時壓力對襟翼操縱系統(tǒng)進行可靠性設(shè)計，已受到國內(nèi)外很多專家和學(xué)者的關(guān)注和研究[2-6]。

本文以某型無人機襟翼操縱系統(tǒng)為例，根據(jù)操縱系統(tǒng)的有限元仿真實驗和力學(xué)試驗結(jié)果，分析操縱系統(tǒng)失效的關(guān)鍵問題，對襟翼操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式和材料進行改進，并對相應(yīng)的改進方案進行有限元仿真，驗證了操縱系統(tǒng)的可靠性，為無人機襟翼操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考。

1 襟翼操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)與問題

襟翼是機翼邊緣部分的一種翼面形可動裝置，能夠增加機翼面積，改變機翼彎度，增加升力，改善起飛著陸效能。襟翼操縱系統(tǒng)由水平支座、電動機組、連接滑塊、連接臂、支座、操縱桿和搖臂組成。電動機組利用滑塊、連接支臂與操縱桿相連，并通過驅(qū)動搖臂改變機翼位姿，根據(jù)操縱系統(tǒng)原理完成襟翼操縱系統(tǒng)初始結(jié)構(gòu)方案設(shè)計，如圖1所示。

當該操縱系統(tǒng)應(yīng)用到某無人機時，發(fā)現(xiàn)無人機滑行距離過長，極其容易出現(xiàn)無法成功起飛或失事的情況。經(jīng)過現(xiàn)場檢測，初步確認問題為襟翼增升效果不明顯。為了確定操縱系統(tǒng)的具體問題，對襟翼操作系統(tǒng)進行了相關(guān)仿真試驗和力學(xué)測試試驗，對系統(tǒng)進行可靠性評估，找出問題來源及解決方案。

2 實驗檢驗

*注：由于操作桿彈性變形，襟翼回彈2.8°；

操作桿最大應(yīng)力50Mpa，滿足強度要求

該型無人機襟翼操縱系統(tǒng)由直徑為30mm的復(fù)合材料構(gòu)成，根據(jù)材料的物理和結(jié)構(gòu)特性，在ABAQUS軟件中建立相應(yīng)的有限元模型。為了簡化操縱系統(tǒng)的有限元模型，操縱系統(tǒng)接頭、操縱桿等部分采用實體單元模擬，支臂、搖臂和飛機襟翼采用殼單元模擬，獲得襟翼操縱系統(tǒng)仿真分析結(jié)果，如圖2所示，操縱桿變形引起的誤差為2.8°。

為進一步確認分析結(jié)果，對操縱系統(tǒng)進行力學(xué)測試試驗，通過逐步調(diào)整電機輸出力矩，測試在不同力矩下襟翼的偏轉(zhuǎn)角度，完成對襟翼操縱系統(tǒng)剛強度的評估。通過實時測量機翼加載點載荷及輸出點位移大小，解析操縱系統(tǒng)力矩大小，實現(xiàn)對操縱系統(tǒng)力學(xué)特性的評估。其中利用卷尺測量機翼輸出點位移，利用電子秤測量機翼加載點的載荷，如圖3所示。

根據(jù)相關(guān)測試結(jié)果建立機翼的位移-載荷圖，如圖4所示，襟翼操縱系統(tǒng)每千克載荷產(chǎn)生偏角約為0.65°，在載荷緩慢加載的過程中，操縱系統(tǒng)的操縱桿和支座連接處存在晃動，襟翼的最大偏轉(zhuǎn)角度為2.7°，襟翼在最大偏轉(zhuǎn)角度下，襟翼與機翼存在3.2°的間隙。

通過對上述實驗結(jié)果的整理，獲得以下結(jié)論：

(1)襟翼正向驅(qū)動下偏產(chǎn)生的角度與理論設(shè)計要求存在一定的差距，但基本滿足設(shè)計要求；

(2)襟翼在承受載荷時，連接滑塊與支座處存在明顯晃動，且連接滑塊、支座和連接臂處存在間隙。

3 改進方案

針對以上實驗結(jié)論，對襟翼操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)進行改進，首先在保證連接滑塊與連接臂滑槽尺寸的前提下，提高配合模塊的加工精度，使得連接滑塊與連接臂滑槽之間的間隙更小、更平滑；其次對支座進行加厚，增強支座剛強度；最后對支座與機身的連接處進行加強，減少支座晃動，提高支座強度，增強輸出力矩。

具體改進措施如下：

(1)傳動桿由特制碳纖維管材改為標準鋁合金管材，并考慮到采購周期、成本、工藝等因素，采用鋁管2A12-T4作為傳動桿；

(2)左右襟翼更改為同一根傳動桿操縱；

(3)操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)件均采用鋁合金機加工藝，避免復(fù)合材料拉鉚容易壓潰的缺陷。

襟翼操縱系統(tǒng)改進結(jié)構(gòu)方案如圖5所示，對改進的結(jié)構(gòu)方案進行有限元仿真分析(見圖6)，襟翼機構(gòu)剛度、強度均滿足要求，采用襟翼結(jié)構(gòu)的力學(xué)實驗方案進行實驗驗證，襟翼操縱系統(tǒng)每千克載荷產(chǎn)生偏角約為0.71°，襟翼在最大偏轉(zhuǎn)角度下，襟翼與機翼存在0.8°的間隙且襟翼在承受載荷時，連接滑塊與支座處晃動現(xiàn)象不明顯。

*注：由于操作桿彈性變形，襟翼回彈1.4°；

操作桿最大應(yīng)力26Mpa，滿足強度要求

4 結(jié)語

本文通過對襟翼操縱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)方案改進以及材料的重新選擇，減少了襟翼晃動，提高了襟翼操縱系統(tǒng)的剛強度，保證了襟翼在驅(qū)動載荷驅(qū)動下產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)角度。通過對襟翼操縱系統(tǒng)的有限元仿真試驗和力學(xué)試驗，為以后的襟翼機構(gòu)改進提供了理論參考依據(jù)。本文建立的仿真實驗方法可以為無人機起落架、掛載等其它結(jié)構(gòu)的載荷故障分析提供參考。

[1] 劉濤,楚帥領(lǐng),張春元.軍用無人機的發(fā)展趨勢[J].科技創(chuàng)新導(dǎo)報,2013,27(8):29-30.

[2] 胡廣平.MD-90飛機吊掛襟翼系統(tǒng)設(shè)計分析[J]. 民用飛機設(shè)計與研究,2002,31(1):28-31.

[3] 杜仲,劉德勝,許將軍.CESSNA172R飛機飛行操縱鋼索故障原因分析[J].中國安全生產(chǎn)科學(xué)技術(shù),2014,10(2):155-159.

[4] 王小文.L8型飛機襟翼收放系統(tǒng)可靠性驗證試驗及壽命試驗研究[D].西安:西北工業(yè)大學(xué)，2001.

[5] 張正發(fā),耿新民.TB200飛機襟翼操縱失效分析[J].中國民航飛行學(xué)院學(xué)報,2000,10(2):45-46.

[6] 袁波,馮成慧,李剛.飛機襟翼結(jié)構(gòu)動力學(xué)仿真分析[C]∥江西省航空學(xué)會，中國航空學(xué)會結(jié)構(gòu)與強度分會，陜西省航空學(xué)會.中國航空學(xué)會結(jié)構(gòu)強度專業(yè)學(xué)術(shù)交流會論文集,2013:261-267.

[責(zé)任編輯、校對：李 琳]

Optimization Design of Flap Controller for An Unmanned Aerial Vehicle

GUOChong-ying,WUBin,LIHao,LIYan

(Engineering System Research Department,No.38 Research Institute of CETC,Hefei 230088,China)

In order to solve the problem that the UAV 's taxiing distance is too long due to the strength of the flap control system,the optimal design method of the UAV flap control system is put forward,and the improved scheme of the UAV flap control system is introduced in detail.Based on the results of FEM simulation and mechanics experiment,the key problems of current flap control system are analyzed,and corresponding solutions are put forward to optimize the structure of the flap control system.The reliability of the flap control system is improved and the theory foundation and feasibility design method of the flap control system structure design are provided,which solves the problem that the drift distance of the UAV is too long.

UAV;mechanical analysis;flight control of flap system

2016-10-08

郭崇穎(1989-)，男，江蘇徐州人，博士，工程師，主要從事無人機結(jié)構(gòu)設(shè)計。

V227+.6

A

1008-9233(2017)01-0013-03