吳祥兵，趙杰亮

(北京理工大學機械與車輛學院，北京 100081)

0 引 言

隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，國際間的軍事戰(zhàn)場和軍事戰(zhàn)略已逐步擴展到地外空間領(lǐng)域。目前，美國、俄羅斯、中國等航天大國均針對外太空的軍事戰(zhàn)場提出了未來的空天武器裝備發(fā)展戰(zhàn)略[1-3]。其中，研發(fā)可重復天地往返的空天飛行器，具有形成戰(zhàn)略威懾、應對未來空天環(huán)境安全威脅、打贏未來戰(zhàn)爭及促進和推動航空航天技術(shù)發(fā)展等一系列重要軍事意義。然而，世界各國對于如何發(fā)展具備水平自主起降能力的空天飛行器的問題，尚處于探索階段[4]

空天飛行器是一種兼具航空與航天技術(shù)的新型運載工具，理想情況下應同時具有航空飛行器和航天飛行器的功能，即自主起飛降落和空天飛行，同時能夠滿足在發(fā)射段、在軌段、靈活變軌段和高速再入段4個不同飛行階段的復雜飛行環(huán)境和任務(wù)需求[5-7]。目前，尚未有進入實用階段的空天飛行器出現(xiàn)。

由于空天飛行器要經(jīng)歷大氣層內(nèi)、外兩個不同的飛行環(huán)境，為提高其自適應能力，“變體飛行器”的概念被提出，即將傳感器、作動器和新種類智能材料等應用到飛行器上，通過柔滑、平順、主動地改變飛行器的氣動外形來改變其氣動性能，從而適應不同的飛行條件，拓展飛行包線，優(yōu)化操縱特性，降低阻力，增大航程，減少乃至消除顫振、渦流干擾和抖振等影響，更高效地實現(xiàn)飛行、運載等功能[8]。變體飛行器的發(fā)展分為剛體變形飛行器和柔體變形飛行器，二者的主要區(qū)別在于骨架結(jié)構(gòu)上的蒙皮是否發(fā)生變化。20世紀中期，美國研制的X-5可變后掠翼飛行器和F-14艦載戰(zhàn)斗機[9]的后掠角可在多個角度間進行變化，二者屬于剛體變形飛行器。隨著柔性材料和柔性結(jié)構(gòu)的發(fā)展，越來越多的研究將變形蒙皮加入構(gòu)型變化的基礎(chǔ)之上，柔性變形飛行器由于外形平滑柔順易獲得更優(yōu)的氣動特性。

目前，變體飛行器多數(shù)是圍繞機翼展開的，關(guān)于頭錐部分變體的研究較少，但在飛行過程中，空天飛行器頭錐體的形狀和姿態(tài)同樣會對飛行器的飛行特性產(chǎn)生巨大影響。封貝貝等[10]通過一系列風洞實驗研究發(fā)現(xiàn)，飛行器頭部長寬比是影響飛行器力學性能最顯著的因素。若頭部可進行偏轉(zhuǎn)，頭部相對中心軸線有一個可控的相對偏角，則可利用壓差產(chǎn)生預期的升力、阻力和偏航力矩，控制頭部偏角，調(diào)節(jié)改變氣動力，可以達到有效可控的改變飛行軌道、提高飛行器機動性能的效果[11]。

國內(nèi)外學者針對飛行器頭錐方面的研究主要集中在固定結(jié)構(gòu)下的氣動特性分析及氣動構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計上[12-13]。為提高空天飛行器的自適應性，近年來部分學者開展了頭錐主動變體結(jié)構(gòu)的設(shè)計研究。Zhao等[14]發(fā)現(xiàn)蜜蜂會按照飛行的氣動環(huán)境變換自身腹部結(jié)構(gòu)，結(jié)合仿生學和蜜蜂腹部變形規(guī)律對變體頭錐結(jié)構(gòu)進行研究，提出了一種頭錐的變形機構(gòu)設(shè)計方法。梁友鑒等[15]在此基礎(chǔ)上結(jié)合并聯(lián)機構(gòu)及變胞機構(gòu)理論給出了一種仿生變體頭錐設(shè)計。Zhang等[16]進一步根據(jù)蜜蜂腹部的可變幾何結(jié)構(gòu)，設(shè)計了一種變體頭錐仿生骨架結(jié)構(gòu)，并制造樣機對變形性能進行了測試評估。果曉東等[17]提出一種傘式導桿機構(gòu)，通過液壓驅(qū)動頭錐橫向伸長，由電機驅(qū)動前端機構(gòu)整體彎曲變形，并通過仿真分析了機構(gòu)變形過程中的運動特性。

盡管變體頭錐機構(gòu)的設(shè)計取得了一定進展，但是目前的變頭錐設(shè)計在驅(qū)動布局和氣動構(gòu)型方面還有待改善。為進一步提高空天飛行器對復雜環(huán)境的適應能力，在頭錐體截面設(shè)計和多級聯(lián)動設(shè)計上仍需要進一步探索?？仗祜w行器變體頭錐應包括外部的柔性蒙皮和內(nèi)部的骨架結(jié)構(gòu)，柔性蒙皮起到承擔氣動載荷和防熱的作用，內(nèi)部骨架結(jié)構(gòu)則起到支撐及實現(xiàn)變形運動的作用。本文研究內(nèi)容不涉及柔性蒙皮的設(shè)計，而是針對頭錐內(nèi)部骨架的運動變形要求提出了一種可實現(xiàn)單側(cè)彎曲及多級伸展變形的空天飛行器非圓截面變體頭錐機構(gòu)設(shè)計方法，建立變體頭錐機構(gòu)模型，并仿真分析了給定驅(qū)動模式下頭錐伸展及彎曲的運動特性，驗證了其變形過程的穩(wěn)定性及可靠性。本設(shè)計中，各級伸展機構(gòu)間，伸展機構(gòu)與彎曲運動機構(gòu)間的運動均具有解耦性，各部分變體運動可獨立進行，變體形式多樣，同時，非圓截面的設(shè)計也更有利于滿足高機動性和升阻比的要求，更利于適應復雜空天環(huán)境。

1 變體頭錐機構(gòu)設(shè)計

空天飛行器在不同飛行階段對頭錐變體姿態(tài)有不同的要求，整體上要求其能夠滿足單側(cè)的彎曲變形和軸向收縮，如圖1所示，其具體設(shè)計要求為：橫向總變形量ΔLx>1400 mm，單側(cè)彎曲總變形量ΔLy>400 mm，最大截面直徑Dmax=3200 mm。本文所設(shè)計的變體頭錐包括軸向伸展機構(gòu)、彎曲變形結(jié)構(gòu)、變形鎖定機構(gòu)和分節(jié)外殼四部分。

圖1 頭錐變形原理

1.1 頭錐變體機構(gòu)原理設(shè)計

圖2所示為頭錐變體的軸向伸展和彎曲變形機構(gòu)設(shè)計原理示意圖。彎曲變形部分根據(jù)其所要實現(xiàn)旋轉(zhuǎn)運動特性，選用直流伺服電機驅(qū)動；伸展變形的連桿機構(gòu)為直線往復驅(qū)動，為使機構(gòu)盡可能簡化，避免運動的轉(zhuǎn)化，同時實現(xiàn)定位伺服的要求，選擇液壓缸驅(qū)動。

圖2 變體頭錐機構(gòu)示意圖

伸展機構(gòu)分四級變形，其中第四級(自右向左為一到四級)由于外殼不需支撐，未涉及連桿結(jié)構(gòu)，為單獨移動副。為滿足總軸向變形大于1400 mm，取單級伸縮變形量為Δx≥400mm，將多級伸展機構(gòu)分解，每一級都可看成是如圖3所示獨立的曲柄滑塊機構(gòu)，根據(jù)曲柄滑塊機構(gòu)運行特性，可以找到圖4所示兩個極限位置，其關(guān)系式為：

圖3 單級曲柄滑塊機構(gòu)

圖4 曲柄滑塊機構(gòu)兩極限位置

Δx=L1+L2-(L1-L2)≥400 mm

(1)

L2≥400 mm

(2)

式中：Δx為伸縮量；L1，L2為連桿長度。

頭錐總長最大值Lmax為4200 mm，則單級最長：

L1+L2≥1050 mm

(3)

頭錐總長最小值Lmin為2800 mm，則單級最短：

L1-L2≥700 mm

(4)

頭錐直徑D≤3200 mm，則單側(cè)長度：

L2+L3≥1600 mm

(5)

式中：L3為連桿長度。

根據(jù)式(2)～(5)各結(jié)果，考慮該機構(gòu)在實際運動過程，由于是直線往復式驅(qū)動，在兩極限位置處存在死點而不能實現(xiàn)運動的連續(xù)性，且死點附近處的運動也會產(chǎn)生較大應力，因此桿長尺寸設(shè)計有一定余量以保證機構(gòu)的運動特性，設(shè)計最終確定各桿長尺寸如下：

一級伸展機構(gòu)：

L1=875 mm,L2=565 mm,L3=610 mm

二級伸展機構(gòu)：

L1=875 mm,L2=465 mm,L3=520 mm

三級伸展機構(gòu)：

L1=865 mm,L2=435 mm,L3=250 mm

對變體頭錐機構(gòu)進行三維模型的結(jié)構(gòu)設(shè)計，獲得如圖5所示的單級變體頭錐裝配模型。

圖5 單級變體頭錐裝配模型

頭錐彎曲變形機構(gòu)由其尾部電機驅(qū)動，電機通過驅(qū)動軸和連接件將力和運動傳遞至整個頭錐的前端伸展機構(gòu)，實現(xiàn)頭錐彎曲變形。變形過程與頭錐伸展運動相互獨立，具體模型結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖6 彎曲變形部分裝配模型

1.2 鎖定裝置設(shè)計

空天飛行器在飛行過程中往往要承受較高的氣動載荷，為保證頭錐變體的可靠性和穩(wěn)定性，本文設(shè)計了一種安裝在伸展連桿上的銷軸鎖定裝置，圖7所示為鎖定機構(gòu)原理示意圖，鎖定基座上的銷孔、鎖定塊上的銷孔及液壓缸軸同心。

圖7 鎖定部分示意圖

鎖定開始前，液壓缸工作在最短行程，頭錐軸向伸展機構(gòu)變形到位后，液壓缸達到最遠行程，鎖定銷穿過鎖定塊上的孔槽插入到連桿基座上的銷孔，實現(xiàn)鎖定。圖8所示為鎖定機構(gòu)的模型裝配圖。

圖8 鎖定裝置裝配模型

1.3 分節(jié)外殼

空天飛行器變體頭錐的外殼與內(nèi)部多級伸展機構(gòu)通過鉸鏈相連，用以支撐外部的變形蒙皮。由于內(nèi)部導桿機構(gòu)采用分級變形，為保證變形過程中頭錐各部分不發(fā)生運動干涉，且滿足變形要求，頭錐外殼需進行分節(jié)結(jié)構(gòu)設(shè)計。

由于傳統(tǒng)的固定圓截面外形越來越難滿足高機動性和升阻比的要求，而非圓截面的飛行器能夠降低雷達散射面積，可提高飛行器隱身性能，此外非圓截面外形還具有提高升力和大迎角下橫向穩(wěn)定性的優(yōu)點，已成為各國研制新型飛行器時十分重視的研究方向[18]。由于本文研究的重點為空天飛行器變體頭錐的內(nèi)部變形機構(gòu)，同時為盡可能模擬真實工況條件，此處將外殼部分簡化為如圖9所示的橢圓形筒狀結(jié)構(gòu)，外殼直徑自尾部至頭部按流線型遞減。

圖9 分節(jié)外殼模型

圖10 頭錐整體裝配模型

2 變體頭錐的典型載荷工況分析

2.1 頭錐y方向氣動載荷

為對頭錐內(nèi)部桿件進行校核，忽略頭錐整體扭轉(zhuǎn)，對半頭錐外殼進行受力分析，由于頭錐在飛行過程中受到氣動載荷的具體數(shù)據(jù)無法獲取，而對于不規(guī)則外形的頭錐進行相關(guān)的空氣動力學計算較為復雜，本文將頭錐外表面峰值氣動載荷轉(zhuǎn)化為集中載荷進行計算。結(jié)合文獻中的工況條件參數(shù)[19]，獲得某工況條件下頭錐表面受到壓力約為p=950 Pa。在頭錐外部柔性蒙皮充分防熱的條件下，頭錐內(nèi)部桿件材料選取質(zhì)量較輕的6061鋁合金。為保證校核結(jié)果可靠性，在xoy平面內(nèi)以頭錐外殼最大截面建立如圖11所示氣動載荷模型。

如圖11所示，橢圓截面半長軸a為1331.5 mm為，橢圓截面半短軸b為1013.5 mm，外殼長度l為1536 mm。載荷計算時將外殼表面看作無數(shù)個小微元，為簡化計算本文作如下假設(shè)： 1) 每個微元上所受的壓力F指向外殼中心； 2) 頭錐外殼各處截面尺寸相等?？紤]頭錐結(jié)構(gòu)的對稱性，最終通過外殼作用在支撐桿上沿x方向力為0。進一步，計算由于氣動載荷最終作用在支撐桿上的y方向力。

根據(jù)橢圓方程：

(6)

令x=r×cosθ，y=r×sinθ得到式(7)：

(7)

式中：r為橢圓線上點至橢圓中心距離；θ為橢圓線上點到中心連線與水平軸的夾角。

變形得橢圓方程的極坐標形式：

(8)

每個小微元的面積ds表示為:

(9)

作用在小微元上力的y方向分量Fiy為：

Fiy=psinθds

(10)

則最終由于氣動載荷通過外殼作用在連桿OCy方向上的力Fy可表示為:

(11)

聯(lián)立式(8)、(9)、(11)得到：

(12)

帶入數(shù)值后，計算可得氣動載荷通過外殼作用在連桿OCy方向上的力Fy=56.16 N。

2.2 頭錐機構(gòu)沿z方向氣動載荷

為計算由于氣動載荷最終作用于內(nèi)部桿件上的z方向力，建立單節(jié)頭錐外殼在xoz平面內(nèi)的氣動載荷模型，如圖12所示。

圖12 頭錐xoz平面氣動載荷模型

同樣將頭錐外殼看作無數(shù)小的微元，作用在小微元上力的z方向分量Fiz為：

Fiz=pdssinα

(13)

則最終由于氣動載荷通過外殼作用在連桿OCz方向上的力Fz可表示為式：

(14)

式中：Sz為頭錐外殼在z方向上投影面積。

根據(jù)頭錐構(gòu)型特點，第四級頭錐變體機構(gòu)所受載荷最大。對第四級頭錐機構(gòu)桿件進行校核，將前三級頭錐變體機構(gòu)看作一個整體，計算其所受氣動載荷的z方向分力Fz1-3：

Fz1-3=p×πab

(15)

式中：a、b分別為第三級頭錐外殼最大橢圓截面半長軸長和半短軸長。

Fz1-3=3815 N

2.3 傳動機構(gòu)受力分析

對受載最大的第四級連桿機構(gòu)進行受力分析，在某些姿態(tài)下，通過頭錐外殼作用在連桿上的力除了氣動載荷Fy外，還包括頭錐外殼的質(zhì)量力Fm，通過軟件測得頭錐外殼質(zhì)量m=343 kg。由于第四級頭錐外殼在z方向上投影面積較小，故第四級頭錐外殼所受z方向氣動載荷忽略不計。將由Fy、Fm共同構(gòu)成的力FC及由前三級頭錐外殼z方向氣動載荷產(chǎn)生的FA作為外在輸入力，對連桿機構(gòu)受力分析，如圖13所示。

圖13 連桿機構(gòu)受力圖

當頭錐完全展開時，已知載荷FC=3418 N，LOB=0.465 m，LOC=1.351 m，θ1=23.4°，θ2=48.4°。

由A點受力平衡可知：

2FA×cosθ1=Fz1-3

(16)

(17)

FA=2078 N

對OC桿進行受力分析：

x方向：

FAcosθ1+FDz=FOx

(18)

y方向：

FC+FOy=FAsinθ1+FDy

(19)

對O點取矩：

FC·LOC·cosθ2-FA·LOB·sinθ3-

FDy·LOD·cosθ2-FDx·LOD·sinθ2=0

(20)

對D點取矩：

FC·LDC·cosθ2-FA·LDB·sinθ3-

FOy·LOD·cosθ2-FOx·LOD·sinθ2=0

(21)

式中：FA、FB、FC、FOx、FOy為鉸點處對桿件的作用力；FDx、FDy為鎖定機構(gòu)在D點對連桿OC的作用力；LOC、LOB、LOD、LDB、LDC為各力作用點間的距離。

聯(lián)立式(18)～(21)可得：

(22)

求解得：

2.4 鎖定銷軸最小直徑

根據(jù)連桿OC在D點的受力，計算鎖定銷軸的最小直徑。鎖定銷支撐點位于其受力點D兩側(cè)等距離處，鎖定銷長度l=80 mm。

(23)

FD=10853 N

(24)

式中：σmax為銷軸受最大彎曲應力；Mmax為銷軸受最大彎矩；W為抗彎截面系數(shù)；d為鎖定銷直徑；[σ]為6061鋁合金彎曲許用應力,取50 MPa。

根據(jù)材料力學知識易得：

d≥0.035 m

3 頭錐機構(gòu)運動仿真

為了驗證所設(shè)計變體頭錐結(jié)構(gòu)的運動特性，保證設(shè)計的穩(wěn)定性及可靠性，利用動力學虛擬仿真技術(shù)對所設(shè)計變體頭錐進行了動力學仿真分析。首先對變體頭錐的三維結(jié)構(gòu)模型進行簡化，然后為部件添加材料屬性，并施加約束和載荷條件。以圖14所示驅(qū)動方式(驅(qū)動函數(shù)STEP(TIME,0,0,4,0.375))驅(qū)動每一級連桿機構(gòu)軸向伸展，以圖15驅(qū)動方式(STEP(TIME,0,0D,5,30D))驅(qū)動彎曲變形機構(gòu)彎曲變形，驅(qū)動位置彎曲角度θ為5°，驅(qū)動位置見圖2。在整個變形過程中，頭錐機構(gòu)先軸向伸展，后彎曲變形，二者互不相關(guān)，獨立運動。

圖14 頭錐伸展運動驅(qū)動曲線

圖15 頭錐彎曲變形驅(qū)動曲線

3.1 伸展變形仿真分析

頭錐軸向伸展時，其頂點作直線運動，因此只須沿z方向(伸展方向)進行分析，在每級連桿機構(gòu)中，連桿OC頂點C點與外殼直接相連，外殼用以支撐外部的變形蒙皮，C點的運動情況直接影響變形蒙皮的變形，因此，分析各級連桿機構(gòu)C的運動特性對后續(xù)變形蒙皮的設(shè)計有重要意義。仿真結(jié)果輸出了變體頭錐機構(gòu)伸展變形過程中頭錐頂點P及各級機構(gòu)C點沿z方向的位移、速度和加速度變化規(guī)律。

圖16 頭錐伸展變形前后對比

從圖17中可以看出，頭錐頂點P軸向位移最大為1407 mm，滿足軸向變形要求，各關(guān)鍵點(C點)與初始位置的距離近似為正比關(guān)系。

圖17 各關(guān)鍵點沿z方向位移

從圖18、19中可以看出，各級連桿機構(gòu)軸向展開過程中，速度均從零開始增大后減小為零。P點最先到達最大速度，從P點向后到達最大速度的時間依次滯后，整個過程沒有出現(xiàn)速度突變或加速度極大的情況，運動過程平穩(wěn)。

圖18 各關(guān)鍵點沿z方向速度

圖19 各關(guān)鍵點沿z方向加速度

3.2 彎曲變形仿真分析

頭錐彎曲變形時，由于前端多級連桿機構(gòu)為整體運動，因此，只分析頭錐頂點P沿x方向(彎曲方向)的運動情況。在彎曲角度為θ為5°的情況下，頭錐頂點P沿x方向位移為427 mm，滿足彎曲變形要求。

頭錐頂點P的速度和加速度曲線分別如圖20、21所示，變形過程中，速度先增大后減小為零，加速度先正向增大后減小為零，再反向增大。整個過程中沒有速度和加速度突變，變形平穩(wěn)可靠。

圖20 頭錐頂點P點沿x方向速度

圖21 頭錐頂點P點沿x方向加速度

3.3 伸展變形驅(qū)動力分析

將氣動載荷以集中載荷的形式施加在連桿機構(gòu)的C點及頭錐頂點P，并按照圖13運動驅(qū)動曲線進行仿真，得到各級驅(qū)動力結(jié)果如圖22所示。前三級連桿機構(gòu)驅(qū)動力均在啟動時迅速增至最大，后逐漸減小趨于穩(wěn)定，第四級機構(gòu)因位于頭錐最前端且不涉及連桿結(jié)構(gòu)，其驅(qū)動力較小，第一級機構(gòu)位于頭錐尾部，因此其驅(qū)動力最大，四到一級頭錐最大驅(qū)動力F次為1380 N、6377 N、6842 N和7914 N。所選各級液壓缸的最大輸出力可達13.7 kN，此仿真結(jié)果驗證了該驅(qū)動方案的可行性。

圖22 伸展變形各驅(qū)動力曲線

仿真結(jié)果表明，所設(shè)計空天飛行器變體頭錐機構(gòu)多級軸向伸展可達1407 mm，彎曲方向分量427 mm，均滿足設(shè)計要求。通過對變形過程中關(guān)鍵點的速度和加速度進行分析表明，機構(gòu)變形過程平穩(wěn)，驗證了變體頭錐機構(gòu)設(shè)計的可靠性。

4 結(jié) 論

本文設(shè)計了一種基于伸展與彎曲運動解耦的串聯(lián)式非圓截面變體頭錐機構(gòu)，主要包括軸向伸展機構(gòu)、彎曲變形結(jié)構(gòu)、變形鎖定裝置及分節(jié)外殼四部分，通過圖解法對連桿機構(gòu)尺寸進行了設(shè)計，并對頭錐的整體結(jié)構(gòu)進行了三維建模。

建立數(shù)學模型，對頭錐連桿機構(gòu)進行了氣動載荷及質(zhì)量載荷的分析計算，為關(guān)鍵結(jié)構(gòu)的設(shè)計及校核提供了依據(jù)。

本文給出了一種伸展變形與彎曲運動解耦的變體驅(qū)動方式，并在對應的載荷條件下對變體頭錐機構(gòu)進行了動力學仿真。結(jié)果表明，各關(guān)鍵點的位移圖、速度圖、加速圖及各級驅(qū)動力體現(xiàn)了該變體頭錐機構(gòu)具有較好的運動特性和變形穩(wěn)定性，驅(qū)動方式可行。

本文提出的變體頭錐機構(gòu)，各部分間變體運動可獨立進行，變體形式多樣，有利于飛行器應對復雜多變的空天環(huán)境。但串聯(lián)的結(jié)構(gòu)形式同時也存在剛度較小的缺點，更高剛度的頭錐結(jié)構(gòu)有待于進一步設(shè)計和探究。