摘 要：變彎度機翼是未來先進飛行器的重點研究方向之一，機翼結構剛度和彎曲變形能力之間存在的固有矛盾是變彎度機翼結構設計的難點。本文設計了一種新型的結構與功能一體化變彎度機翼結構?；谧匀唤缰泻卟莸母行赃\動機理，一方面在變彎度翼肋的彈性變形區(qū)布置雙層陣列M型彈性連接件，以兼容結構剛度和柔性變形的要求； 另一方面在翼肋內(nèi)嵌氣動肌肉，滿足翼型變形驅動的同時，維持整體翼型結構剛度。通過原理樣機的仿真分析與實驗測試，結果表明該變彎度機翼設計可滿足實現(xiàn)向上13.5°以及向下9.5°的弦向彎度變化效果，從而驗證了該變彎度機翼結構設計的可行性。

關鍵詞：變彎度機翼； 彈性連接； 結構設計； 氣動驅動； 結構與功能一體化

中圖分類號：TJ760； V224

文獻標識碼： A

文章編號：1673-5048（2023）05-0079-07

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2023.0044

0 引" 言

航空技術快速發(fā)展，對飛行器提出了多用途、自適應的要求。傳統(tǒng)的固定翼飛行器在復雜多變的飛行環(huán)境中絕大多數(shù)時刻的氣動外形都處于非最優(yōu)狀態(tài)，仍存在著巨大的改進空間。變彎度機翼可以通過改變自身外形來適應復雜多變的飛行環(huán)境，為飛行器提供更優(yōu)的氣動性能、更低的燃油消耗和更高的機動性能。然而，變彎度機翼結構設計需要兼顧機翼的強度、剛度要求和變彎度能力，面臨新的挑戰(zhàn)［1］。

變彎度機翼根據(jù)其變形結構設計的差異大致可以分為機械鉸鏈結構和柔性結構兩類。機械鉸鏈結構的變彎度機翼技術相對成熟，有著承載能力良好和控制精度高的優(yōu)勢，但易導致內(nèi)部結構復雜、笨重。復雜變形結構導致的機械結構重量增加， 使得機翼彎度變化帶來的氣動效益得不償失或收益相對較小，具有代表性的如美國空客A350XWB的鉸鏈式襟翼設計［2］、歐盟自適應機翼結構項目中的手指型變彎度方案［3］。機械鉸鏈結構變彎度機翼結構設計［4-7］帶來的重量問題，制約了變彎度機翼的工程應用。相比較于機械鉸鏈結構，柔性結構的變彎度機翼變形原理相對簡單，由驅動裝置提供彎矩，依靠材料自身的彈性變形能力實現(xiàn)機翼彎度變化。因此，現(xiàn)階段對變彎度機翼的研究從機械鉸鏈結構設計轉向于柔性結構的設計，如Elzey等［8］設計的一種鏈環(huán)式機構的變彎度機翼，Woods等［9］提出的一種基于魚骨形柔性翼肋的連續(xù)變彎度機翼結構設計方案，Brigido等［10］用顆粒泡沫填充的機翼柔性后緣，Yokozerki等［11-13］提出的瓦楞結構的變彎度后緣，Gramuller等［14］提出的一種壓力驅動的細胞結構，文獻［15-20］設計的柔性變彎度機翼結構。上述柔性結構的變彎度機翼設計從結構功能上實現(xiàn)了機翼彎度變化，但是變彎度機翼零部件之間連接薄弱，容易發(fā)生斷裂失效，存在機翼安全可靠性不足的問題。

1 仿生變彎度機翼結構概念設計

機翼結構強度、剛度與變彎度機翼變形能力之間存在的固有矛盾是變彎度機翼結構設計的難點問題［21］。本文基于植物運動仿生機理，提出了一種雙層彈性連接的柔性變彎度機翼設計方案。該方案中彈性連接件自身的可雙向彎曲特性可有效解決變彎度機翼零部件連接安全穩(wěn)定性不足的問題，在保證結構零部件連接可靠的條件下產(chǎn)生主動彎度變化。內(nèi)嵌的氣動肌肉為變彎度機翼提供驅動力的同時，也作為機翼結構中剛性調(diào)節(jié)部件，實現(xiàn)變彎度機翼結構與功能一體化，可有效提高機翼結構的安全穩(wěn)定性。

1.1 植物運動仿生設計原理

大自然中的生物在幾百萬年的自然進化當中不僅完全適應自然且接近完美，形成了許多高效率的結構形式［22］，如含羞草、捕蠅草以及向日葵的植物運動，通過改變細胞內(nèi)外液體環(huán)境的滲透壓來實現(xiàn)，如圖1所示［23-24］。仿生設計理念可以讓人們從大自然動植物的功能和機理中找到設計上的解決方案。因此，本文在變彎度機翼變形結構的設計中，模仿捕蠅草在自然中的功能和機理，從微小單胞的設計到整體機翼結構裝配，實現(xiàn)機翼彎度變化。

植物運動變形機理如圖2所示，當含羞草和捕蠅草的葉片感知突觸受外界刺激后，細胞膜透性發(fā)生變化并迅速改變了細胞膜內(nèi)外離子濃度，從而觸發(fā)活動電位發(fā)生波動，進而誘發(fā)膨壓運動，產(chǎn)生的壓差導致葉片單側細胞迅速失水收縮，陣列排布的細胞膨脹與收縮完成葉片開合運動。

通過結構微小單胞的變形疊加實現(xiàn)宏觀尺度上的結構變形，這種仿生變形機理在柔性機械手臂、柔性變彎度機翼等柔性大變形結構中已有應用［15］，如圖3所示。

根據(jù)植物運動變形機理，本文變彎度機翼的變形段模仿植物微觀陣列排布的方式，由多個彈性連接件雙層依次連接，有單側力的作用下彈性連接件發(fā)生變形，陣列排布的彈性連接件位移疊加達到彎度變化的設計要求。

1.2 機翼結構整體設計

整體機翼按縮比模型結構設計，全弦長為600 mm，翼型選用上下對稱型機翼。在大迎角下，對稱翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)均上升，同時對稱翼型還擁有較大的失速迎角，且失速后翼型的升力系數(shù)依然維持在較高的水平上，因此對稱翼型可獲得較好的失速性能和增升效果［25］。本文設計的變彎度機翼從整體上可分為剛性前緣、彈性變形區(qū)和剛性后緣?？拷鼊傂郧熬壧幑潭ㄖ髁?，彈性變形區(qū)及剛性后緣為可活動部分。彈性變形區(qū)為變彎度機翼的設計區(qū)域，如圖4所示。

基于植物運動變形的仿生設計原理，在彈性變形區(qū)的設計中使用與植物作動機理相似的結構單元陣列布置方式，但區(qū)別于植物作動機理，彈性變形區(qū)的設計是由結構單元外部的驅動力驅動變形。同時考慮變彎度機翼翼型的光滑過渡，需要盡可能地將彈性變形區(qū)離散成更多的單元。本文設計的變彎度機翼翼肋離散為7段，由12個彈性連接件上下兩排布置。彈性連接件的布置可以滿足機翼變彎度的雙向柔性變形要求。進一步考慮驅動裝置的布置、翼型的維持以及翼肋骨架對蒙皮的支撐問題。將彈性連接件布置于翼肋的中部，且在彈性連接件之間加入蒙皮支撐的結構單元。驅動裝置是弦向貫穿整個機翼的彈性變形區(qū)，將驅動裝置嵌入蒙皮支撐結構的內(nèi)部，結構與功能一體化的融合設計，充分利用翼肋內(nèi)部空間而無需單獨為驅動裝置預留空間?？紤]變彎度機翼與機身的安裝問題，本文在靠近剛性前緣的位置預留了機翼主梁的安裝位置，整體的變彎度翼肋結構設計如圖5所示。

變彎度機翼的設計可實現(xiàn)機翼弦向的上下彎曲，其變彎度效果如圖6所示。通過在機翼表面安裝傳感裝置可實時感知機翼所受氣動力并反饋到驅動裝置的控制系統(tǒng)，進而可以根據(jù)飛行環(huán)境調(diào)整翼型彎度，使飛行器在復雜多變的飛行環(huán)境中可以始終保持最優(yōu)氣動性能，起到節(jié)省燃料、增大航程的作用，并且可以有效提高飛行器的機動性。

2 機翼結構的零部件設計

2.1 彈性連接件

彈性連接件作為機翼變彎度的主要承力部件，該部件的設計需要滿足機翼弦向的雙向變彎度要求。在翼弦中面上的單一的彈性基板或柔性鉸鏈使結構存在連接薄弱、可靠性差的問題，多連接件的布置方式又會將翼肋中離散的單元件完全固定約束，制約其發(fā)生相對位移。本文提出了一種M型彈性連接件，如圖7所示。

M型彈性連接件的設計基于正弦函數(shù)：

y=Asin（bx）（1）

式中： 幅值A表征調(diào)整連接件的高度； 角頻率控制連接件在固定寬度內(nèi)的波形。

根據(jù)彈性連接件的設計預留安裝空間進行函數(shù)的參數(shù)調(diào)整，在本文中A=16，b=0.227。連接件兩端為固定區(qū)域，受外載荷時有著良好的變形與恢復能力。

M型彈性連接可實現(xiàn)雙向彎曲變形，相比于單層基板或柔性鉸鏈設計，多連接件的安裝不影響翼肋離散單元之間的相對彈性變形，可根據(jù)結構的強度、剛度要求改變連接件的個數(shù)。兩種彈性連接方式的對比如圖8所示，雙層彈性連接的結構具備良好的彎曲變形能力，且有更好的結構安全穩(wěn)定性。

2.2 蒙皮支撐結構

變彎度機翼蒙皮的支撐結構是將機翼的彈性變形區(qū)離散成多個獨立的單元。通過彈性連接件依次連接，彈性連接件彎曲變形帶動其產(chǎn)生位移，多個蒙皮支撐結構之間相對的微小位移疊加，達到整體結構彎度變化的效果。機翼蒙皮支撐結構在確定上下支撐接觸面形狀的基礎上使用翼型輪廓切割以保證機翼的上下翼面光滑。單個蒙皮支撐結構如圖9所示。為增大結構和蒙皮的接觸面積，本文中的蒙皮支撐結構接觸面為波紋設計，與蒙皮的接觸面積更大，有良好的抗蒙皮塌陷效果。蒙皮支撐結構上的圓孔為驅動裝置的預留安裝位置，驅動裝置嵌入內(nèi)部的一體化設計提高了整體結構的空間利用率。

蒙皮支撐結構通過彈性連接件連接，內(nèi)部結構為M型彈性連接件，變彎度機翼彈性變形區(qū)的結構如圖10所示。

2.3 驅動裝置

傳統(tǒng)的驅動裝置為僅用作結構變形的動力輸出裝置，在本文的結構與功能一體化設計中，驅動裝置與結構本身融合一體，實現(xiàn)在提供動力的同時也起到了調(diào)節(jié)、維持結構剛度的作用。本文所使用的驅動裝置為一種自制人工氣動肌肉。該結構模仿人體肌肉， 是一種以高壓氣體驅動的作動器， 其有與人體肌肉類似的力學行為［26］。人工氣動肌肉由外層剛性編織網(wǎng)和內(nèi)層彈性橡膠管以及氣動密封件組成，其優(yōu)點在于輸出力大，制造成本較低，柔軟的物質特性使其可用作驅動器，嵌于復雜結構內(nèi)部。當輸入氣壓時，氣動肌肉徑向膨脹，軸向收縮，軸向的收縮力為變彎度機翼提供彎矩，驅動結構發(fā)生彎度； 在氣動肌肉排氣時，軸向恢復原長，徑向收縮，逐漸恢復到初始狀態(tài)，其工作原理如圖11所示。

變彎度機翼的單個翼肋中布置4個人工氣動肌肉，如圖12所示分上下兩排。在彎度變化時，上層與下層的兩組氣動肌肉協(xié)同工作，起到機翼彎度變化和剛度調(diào)節(jié)的作用。

3 機翼結構仿真分析

在以上結構設計的基礎上，對變彎度翼肋結構設計中的關鍵零部件進行仿真分析，并對整體的變彎度翼肋變形及承載能力進行模擬分析。

首先，對變彎度機翼中的關鍵承載部件M型彈性連

接件的變形能力進行仿真分析。材料設置為光敏樹脂，彈性模量為2 460 MPa，彎曲強度為68.9 MPa，泊松比為0.23。M型彈性連接件強度范圍內(nèi)的最大變形模擬結果如圖13所示。該類型連接件能輸出最大位移14.49 mm，此時最大應力為59.39 MPa?？梢钥闯鲈撨B接件有較好的彈性變形效果，滿足機翼的變彎度要求。

其次，本文對圖14所示的變形機翼核心局部變形結構進行仿真分析。該結構為能反映變彎度翼肋結構變形機理的最小裝配單元體，包括4個氣動肌肉、2個M型彈性連接件以及2個蒙皮支撐結構。在輸入氣壓后氣動肌肉徑向膨脹、軸向收縮，從而可以驅動上述核心部件的變形。如對上層的氣動肌肉輸入0.25 MPa氣壓，在雙層彈性連接件的穩(wěn)定連接下，該結構體有良好的變形效果，滿足機翼彎度變化的大變形要求。結構的應力、位移響應結果如圖15所示。

進一步，對變彎度翼肋中影響彎度變化的關鍵結構進行分析。如圖16所示，建立機翼彈性變形區(qū)的簡化模型。M型彈性連接件上下兩層布置，既滿足結構柔性可變彎度，又能保證結構之間連接的強度和穩(wěn)定性。該簡化模型的仿真分析結果如圖17所示。陣列布置的M型彈性連接件的變形疊加使得簡化模型發(fā)生了明顯的角度偏轉，驗證了變彎度翼肋關鍵承力結構設計的合理與可行性。

最后，進行整體變彎度翼肋的變形及承載能力仿真分析， 如圖18～19所示。施加氣動肌肉等效載荷，變彎度翼肋完成彎度變化，翼型后緣處最大位移為124.6 mm，有明顯的變彎度效果。在施加氣動肌肉等效載荷的基礎上施加10 kPa壓強載荷，對機翼抗彎能力仿真分析，翼型后緣處最大位移為20.4 mm，驗證了變彎度機翼設計剛度調(diào)節(jié)的有效性。

4 原理樣機制作與實驗測試

為了進一步驗證可變形機翼結構設計的可行性，本文進行了變彎度機翼的原理樣機制作與實驗測試，完成了從開始的零件結構設計到最終的整體機翼裝配，并進行了驅動變形實驗。變彎度機翼的設計與制作流程如圖20所示。

原理樣機制作與實驗部分為變彎度機翼結構設計的進一步原理性驗證，因此結構的選材以光敏樹脂作為機翼結構的主要材料，通過3D打印技術完成結構零件制作。光敏樹脂因其韌性好、光滑度高和耐久性強的特點，被廣泛使用，其性能類似于工程塑料ABS，其材料性能參數(shù)如表1所示。

首先， 對機翼驅動裝置進行了實驗測試，氣動肌肉的初始狀態(tài)和充氣收縮狀態(tài)對比如圖21所示。初始狀態(tài)下，氣動肌肉長度為300 mm，輸入氣壓后氣動肌肉徑向膨脹軸向收縮，最大收縮長度為50 mm。

收縮率計算公式：

δ=ΔL/L×100%（2）

式中： ΔL為收縮長度； L為初始長度。氣動肌肉的收縮率為16.67%，有明顯的收縮拉伸效果，能夠滿足機翼變彎度的大變形需求。

將滿足大變形需求的人工氣動肌肉與翼肋骨架結構進行了一體化的裝配，單個變彎度翼肋質量為1.2 kg。最終的原理樣機由5個功能相對獨立的翼肋組裝而成，如圖22所示。氣壓串聯(lián)輸入，可以在輸入一定氣壓時，各個翼肋同步彎曲變形且變形幅度一致達到機翼整體彎曲變形的效果。

其次， 本文對機翼原理樣機進行變彎度實驗，通過氣壓傳感器監(jiān)測輸入一定氣壓，氣動肌肉收縮帶動機翼彎度變化，可以完成機翼弦向的雙向彎曲，如圖23所示。該機翼結構有較好的變彎度效果，可實現(xiàn)向上彎曲13.6°，向下彎曲9.5°，輸入氣壓與翼型后緣處位移和翼型彎度變化一一對應，實驗記錄數(shù)據(jù)見表2～3。將輸入氣壓與翼型后緣處位移和翼型彎度變化角度進行擬合，如圖24～25所示。

翼型后緣處位移和翼型彎曲變形角度在測量記錄上存在著一定的觀測誤差，但輸入氣壓和翼型后緣處位移與翼型彎曲變形角度均可很好地呈現(xiàn)出近似正比關系，即隨著輸入氣壓增大，翼型后緣處位移與翼型彎曲變形角度也增大。這種近似正比的關系，在后續(xù)研究中可引入傳感控制系統(tǒng)，使機翼彎度自適應變化成為可能。

變彎度機翼原理樣機實驗測試驗證了本文變彎度機翼結構設計的可行性。根據(jù)圖24～25中的氣壓-翼型后緣處位移和氣壓-翼型彎曲角度的對應關系，在同一翼型后緣處位移或翼型彎曲角度下，向下彎曲需要的氣壓值要大于向上彎曲的氣壓值； 在輸入一定氣壓值時，向上彎曲角度大于向下彎曲角度，且在執(zhí)行向上彎曲與向下彎曲時的靈敏度有所不同。導致這種現(xiàn)象是因為在初始狀態(tài)下，機翼自重的作用下發(fā)生了向下彎曲的變形趨勢，機翼上層的氣動肌肉處于預拉緊狀態(tài)，在執(zhí)行向上彎曲時，輸入氣壓后機翼可快速做出響應； 初始狀態(tài)下機翼自重造成的機翼向下彎曲使得下層的氣動肌肉處于空閑狀態(tài)，執(zhí)行向下彎曲時，輸入氣壓需要達到一定值，氣動肌肉需要先收縮一段距離然后開始作用到結構上實現(xiàn)向下彎曲變形。

經(jīng)實驗驗證，本文設計的變彎度機翼可實現(xiàn)向上彎曲13.6°，向下彎曲9.5°，有較好的弦向變彎度能力，輸入氣壓與翼型后緣處位移、翼型彎曲角度響應關系近似正比。

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Design and Research of Pneumatic Variable Camber Wing

Structure Based on Double-Layer Elastic Connection

Xue Yuting1，Yang Yi1，Liu Jian2，Lü Jun1*，Peng Haifeng1

（1. Aeronautics and Astronautics Institute，Dalian University of Technology，Dalian 116081，China；

2. Beijing Institute of Aerospace Technology，Beijing 100074，China）

Abstract： Variable camber wing is one of the key research directions of advanced aircraft in the future. The inhe-rent contradiction between the rigidity of wing structure and the bending deformation ability is the difficulty in the design of variable camber wing structure. In this paper， a new structure and function integrated variable camber wing structure is designed. Based on the inductive motion mechanism of mimosa in nature， on the one hand， a double-layer array M-type elastic connector is arranged in the elastic deformation zone of the variable camber ribs to meet the requirements of structural stiffness and flexible deformation. On the other hand， the aerodynamic muscle is embedded in the ribs to meet the airfoil deformation drive while maintaining the overall airfoil structural stiffness. Through simulation analysis and experimental test of the prototype， the results show that the variable camber wing design can meet the camber change effect of 13.5° upward and 9.5° downward， thus verifying the feasibility of the variable camber wing structure design.

Key words： variable camber wing； elastic connection； structural design； aerodynamic drive； structural and functional integration