許冶 ，許國(guó)勝，王鈺坤，王剛，劉景旺，范伯鈞 ，吳淼

（1. 武漢天拓宇航智能裝備有限公司，湖北 武漢 430207；2. 北華航天工業(yè)學(xué)院 河北省跨氣水介質(zhì)飛行器重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，河北 廊坊 065099；3. 北華航天工業(yè)學(xué)院 河北省微小型航天器技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，河北 廊坊 065099；4. 北京電子工程總體研究所，北京 100854）

0 引言

小型巡飛無(wú)人機(jī)的微型化、智能化、系統(tǒng)化、高速長(zhǎng)航時(shí)化將是未來(lái)的發(fā)展趨勢(shì)。對(duì)于無(wú)人機(jī)存在的問(wèn)題及技術(shù)弱點(diǎn)，如驅(qū)動(dòng)器的選用及分布、折疊翼展開(kāi)方案、折疊翼展開(kāi)穩(wěn)定性及展開(kāi)過(guò)程的力學(xué)性能等，都是國(guó)內(nèi)外研究的焦點(diǎn)［1-2］。

文獻(xiàn)［3-4］建立了折翼飛機(jī)氣動(dòng)彈性飛行仿真平臺(tái)，研究了折疊速度和飛機(jī)重心位置對(duì)結(jié)果的影響。文獻(xiàn)［5］等利用ADINA 軟件研究了集裝箱發(fā)射導(dǎo)彈機(jī)翼機(jī)構(gòu)的靜、動(dòng)、強(qiáng)度特性。文獻(xiàn)［6］提出了一種Z 字型氣動(dòng)布局的折疊方案。文獻(xiàn)［7］設(shè)計(jì)了一種連桿式折疊翼折疊機(jī)構(gòu)方案。文獻(xiàn)［8］建立了考慮第二展開(kāi)機(jī)構(gòu)約束的二次折疊翼氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。文獻(xiàn)［9］研究了無(wú)人機(jī)在極限風(fēng)速下的失穩(wěn)及失能特性。文獻(xiàn)［10］設(shè)計(jì)了一種彈性鎖緊機(jī)構(gòu)以減小機(jī)翼展開(kāi)到位瞬間的沖擊力。文獻(xiàn)［11］提出了一種仿生折疊翼的設(shè)計(jì)方案。文獻(xiàn)［12］建立了以展開(kāi)時(shí)間和角速度為評(píng)價(jià)指標(biāo)的彈簧折疊翼展開(kāi)過(guò)程的理論模型。文獻(xiàn)［13］提出了拉桿式、火箭式和拉繩式3 種多折疊翼結(jié)構(gòu)技術(shù)方案。文獻(xiàn)［14］設(shè)計(jì)了一種軸/軸套式的折疊傳動(dòng)機(jī)構(gòu)，作為折疊翼機(jī)構(gòu)的傳動(dòng)裝置。文獻(xiàn)［15］研究了特種無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)過(guò)程。文獻(xiàn)［16］設(shè)計(jì)了一種兼顧高低速工況的變形翼骨架。文獻(xiàn)［17］設(shè)計(jì)了一種可變翼面積的機(jī)翼，能夠在變形后提高機(jī)翼的面積和展弦比。現(xiàn)今國(guó)內(nèi)外關(guān)于折疊翼的研究?jī)?nèi)容大多側(cè)重氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)及展開(kāi)過(guò)程的力學(xué)性能分析，涉及折疊翼展開(kāi)方案對(duì)無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中力學(xué)性能影響的研究較少，并且設(shè)計(jì)的折疊翼大多機(jī)構(gòu)復(fù)雜，質(zhì)量大，難以滿足折疊翼在短時(shí)間內(nèi)以小力矩快速展開(kāi)的需求。

本文設(shè)計(jì)的無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)具有體積小、質(zhì)量輕、展開(kāi)力矩小、展開(kāi)時(shí)間短的特點(diǎn)。首先，對(duì)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)進(jìn)行展開(kāi)方案設(shè)計(jì)。其次，建立折疊翼動(dòng)力學(xué)模型，仿真分析折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)采用不同展開(kāi)方案對(duì)折疊翼展開(kāi)時(shí)間及鉸鏈力矩的影響，確定折疊翼最優(yōu)展開(kāi)方案。最后，完成無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)。

1 折疊翼展開(kāi)方案設(shè)計(jì)

無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的展開(kāi)方案關(guān)系到折疊翼展開(kāi)時(shí)間，為了實(shí)現(xiàn)在短時(shí)間內(nèi)通過(guò)小力矩使得折疊翼完全展開(kāi)到位并鎖定，提出3 種可行性較高的折疊翼時(shí)序展開(kāi)方案并進(jìn)行分析。分別為同步展開(kāi)方案、分步展開(kāi)-機(jī)翼優(yōu)先展開(kāi)方案和分步展開(kāi)-機(jī)翼固定板優(yōu)先展開(kāi)方案。

1.1 折疊翼展開(kāi)工況及需求分析

無(wú)人機(jī)折疊翼有多種折疊方式，取以下2 種折疊方式進(jìn)行分析，選用最優(yōu)的折疊方式作為折疊翼展開(kāi)方案設(shè)計(jì)對(duì)象。

（1） 展開(kāi)機(jī)構(gòu)安裝在無(wú)人機(jī)機(jī)身靠近機(jī)頭位置并向機(jī)尾方向折疊，機(jī)翼平行并貼近于機(jī)身；

（2） 展開(kāi)機(jī)構(gòu)安裝在無(wú)人機(jī)機(jī)身中間位置并向機(jī)頭方向折疊，機(jī)翼平行并貼近于機(jī)身。

采用折疊方式1（如圖1）時(shí)，折疊翼由機(jī)尾向機(jī)頭方向展開(kāi)，在無(wú)人機(jī)處于飛行狀態(tài)時(shí)，折疊翼展開(kāi)方向與無(wú)人機(jī)飛行方向相同，因此折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)在展開(kāi)過(guò)程中會(huì)受到較大的空氣阻力，在相同的展開(kāi)時(shí)間內(nèi)會(huì)導(dǎo)致折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)展開(kāi)所需動(dòng)力增大，不利于折疊翼機(jī)構(gòu)的展開(kāi)動(dòng)作；采用折疊方式2（如圖2）時(shí)，折疊翼由機(jī)頭向機(jī)尾方向展開(kāi)，在無(wú)人機(jī)處于飛行狀態(tài)時(shí)，折疊翼展開(kāi)方向與無(wú)人機(jī)飛行方向相反，因此在折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的展開(kāi)過(guò)程中空氣阻力會(huì)對(duì)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)產(chǎn)生助推作用，從而減小折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)展開(kāi)所需動(dòng)力，降低對(duì)動(dòng)力源的選擇要求。對(duì)比2 種安裝位置和折疊方向的優(yōu)劣，采用折疊方式2即將折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)安裝在無(wú)人機(jī)機(jī)身中間位置并向機(jī)頭方向折疊，機(jī)翼平行并貼近于機(jī)身。

圖1 折疊方式1Fig. 1 Folding modes 1

圖2 折疊方式2Fig. 2 Folding modes 2

對(duì)無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的展開(kāi)需求如下：

（1） 折疊翼完全展開(kāi)到位時(shí)間要求在1 s 內(nèi)，要求折疊翼迅速展開(kāi)到正確位置，并在機(jī)翼展開(kāi)到位時(shí)，鎖定機(jī)構(gòu)對(duì)機(jī)翼完成鎖定；

（2） 在折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)展開(kāi)過(guò)程中2 個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)副之間不發(fā)生干涉，在折疊翼展開(kāi)到位瞬間，對(duì)于機(jī)身的沖擊載荷不能過(guò)大；

（3） 折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、質(zhì)量輕。

1.2 折疊翼展開(kāi)多方案設(shè)計(jì)

折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的展開(kāi)運(yùn)動(dòng)主要包含以轉(zhuǎn)軸1為轉(zhuǎn)動(dòng)軸的機(jī)翼固定板翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和以轉(zhuǎn)軸2 為轉(zhuǎn)動(dòng)軸的機(jī)翼展開(kāi)運(yùn)動(dòng)，其中轉(zhuǎn)軸1 沿y軸方向，轉(zhuǎn)軸2沿z軸方向，如圖3 所示。

圖3 折疊翼展開(kāi)示意圖Fig. 3 Schematic diagram of folding wing deployment

無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的展開(kāi)方案根據(jù)展開(kāi)時(shí)序的不同，可以有3 種展開(kāi)方案。

（1） 同步展開(kāi)。即以轉(zhuǎn)軸1 為轉(zhuǎn)動(dòng)軸的機(jī)翼固定板翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和以轉(zhuǎn)軸2 為轉(zhuǎn)動(dòng)軸的機(jī)翼展開(kāi)運(yùn)動(dòng)同時(shí)進(jìn)行。機(jī)翼由于自重，會(huì)加速機(jī)翼固定板的翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，而機(jī)翼固定板的快速翻轉(zhuǎn)產(chǎn)生的慣性載荷會(huì)增加機(jī)翼展開(kāi)時(shí)的附加力矩，因此會(huì)使機(jī)翼展開(kāi)過(guò)程中動(dòng)力源載荷增加，不利于機(jī)翼的展開(kāi)運(yùn)動(dòng)。同步展開(kāi)方式下折疊翼展開(kāi)過(guò)程如圖4 所示。

圖4 折疊翼展開(kāi)過(guò)程（同步展開(kāi)）Fig. 4 Folding wing deployment process（synchronous deployment）

（2） 分步展開(kāi)-機(jī)翼優(yōu)先展開(kāi)。即以轉(zhuǎn)軸2 為轉(zhuǎn)動(dòng)軸的機(jī)翼優(yōu)先展開(kāi)，待機(jī)翼完全展開(kāi)到位并鎖定后，以轉(zhuǎn)軸1 為轉(zhuǎn)動(dòng)軸的機(jī)翼固定板再進(jìn)行翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。在機(jī)翼展開(kāi)過(guò)程中，機(jī)翼旋轉(zhuǎn)軸線方向與重力方向平行，因此重力在機(jī)翼展開(kāi)過(guò)程中的影響可以忽略，減少了機(jī)翼展開(kāi)運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)源的載荷。在機(jī)翼展開(kāi)到位并與機(jī)翼固定板鎖定后，機(jī)翼固定板進(jìn)行翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，此時(shí)機(jī)翼與機(jī)翼固定板同處于轉(zhuǎn)軸的軸線上，所以以轉(zhuǎn)軸為轉(zhuǎn)動(dòng)軸的機(jī)翼固定板的翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)受重力的影響較小。機(jī)翼優(yōu)先展開(kāi)的折疊翼分步展開(kāi)過(guò)程如圖5 所示。

圖5 折疊翼展開(kāi)過(guò)程（分步展開(kāi)-機(jī)翼優(yōu)先展開(kāi)）Fig. 5 Folding wing deployment process（stepwise deployment -wing first deployment）

（3） 分步展開(kāi)-機(jī)翼固定板優(yōu)先翻轉(zhuǎn)。機(jī)翼固定板優(yōu)先進(jìn)行翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，待機(jī)翼固定板翻轉(zhuǎn)到位后，機(jī)翼再進(jìn)行展開(kāi)運(yùn)動(dòng)。機(jī)翼由于自重下落，這使得機(jī)翼固定板翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)源的載荷減少。在機(jī)翼固定板翻轉(zhuǎn)到位后，機(jī)翼進(jìn)行展開(kāi)運(yùn)動(dòng)，在機(jī)翼展開(kāi)過(guò)程中，需要克服重力做功，增加了機(jī)翼展開(kāi)運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)源的載荷。機(jī)翼固定板優(yōu)先翻轉(zhuǎn)的折疊翼展開(kāi)過(guò)程如圖6 所示。

圖6 折疊翼展開(kāi)過(guò)程（分步展開(kāi)-機(jī)翼固定板優(yōu)先翻轉(zhuǎn)）Fig. 6 Folding wing deployment process（stepwise deployment-wing fixed plate first flip）

綜上所述，考慮機(jī)翼展開(kāi)所需驅(qū)動(dòng)力矩，展開(kāi)方案2 比方案3 具有一定的優(yōu)勢(shì)。因此，僅對(duì)方案1和方案2 建立動(dòng)力學(xué)模型分析，以下稱方案1 為同步展開(kāi)方案，方案2 為分步展開(kāi)方案。

2 折疊翼展開(kāi)動(dòng)力學(xué)分析

采用拉格朗日法建立折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)展開(kāi)動(dòng)力學(xué)模型，將無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)化模型導(dǎo)入Fluent 仿真分析。以折疊翼展開(kāi)過(guò)程中所需驅(qū)動(dòng)力矩與展開(kāi)時(shí)間作為評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)，依據(jù)仿真數(shù)據(jù)具體分析2 種時(shí)序展開(kāi)方案對(duì)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)力矩和展開(kāi)時(shí)間的影響，確定折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的最佳展開(kāi)方案，從而完成折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

2.1 折疊翼展開(kāi)動(dòng)力學(xué)理論分析

根據(jù)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的工作原理，建立折疊翼的簡(jiǎn)化模型，如圖7 所示。無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)的展開(kāi)運(yùn)動(dòng)分為機(jī)翼固定板繞轉(zhuǎn)軸1 的翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和機(jī)翼繞轉(zhuǎn)軸2 的展開(kāi)運(yùn)動(dòng)兩部分，在其運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，α1為t時(shí)刻機(jī)翼固定板繞轉(zhuǎn)軸1 翻轉(zhuǎn)的角度，α2為t時(shí)刻機(jī)翼繞轉(zhuǎn)軸2 轉(zhuǎn)過(guò)的角度。

圖7 折疊翼簡(jiǎn)化模型Fig. 7 Simplified model of the folding wing

以折疊翼系統(tǒng)作為分析對(duì)象，建立動(dòng)力學(xué)模型。根據(jù)拉格朗日法，定義拉格朗日函數(shù)為L(zhǎng)，拉格朗日方程可寫(xiě)為

式中：E為系統(tǒng)的動(dòng)能；V為系統(tǒng)的勢(shì)能；Q為廣義力陣；q為關(guān)節(jié)運(yùn)動(dòng)廣義坐標(biāo)；τ1為轉(zhuǎn)軸1 實(shí)際所受力矩；T1為轉(zhuǎn)軸1 處驅(qū)動(dòng)力矩；TD1為空氣阻力對(duì)轉(zhuǎn)軸1的阻力矩；τ2為轉(zhuǎn)軸2 實(shí)際所受力矩；T2為轉(zhuǎn)軸2 處驅(qū)動(dòng)力矩；TD2為空氣阻力對(duì)轉(zhuǎn)軸2 的阻力矩。

2.1.1 折疊翼同步展開(kāi)方案動(dòng)力學(xué)分析

折疊翼同步運(yùn)動(dòng)中，折疊翼系統(tǒng)的動(dòng)能包括兩部分關(guān)節(jié)軸動(dòng)能，可表示為

式中：E1為轉(zhuǎn)軸1 動(dòng)能；E2為轉(zhuǎn)軸2 動(dòng)能；I1為機(jī)翼固定板相對(duì)于轉(zhuǎn)軸1 的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；I2為機(jī)翼相對(duì)于轉(zhuǎn)軸2 的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；α1為機(jī)翼固定板翻轉(zhuǎn)角度；α2為機(jī)翼展開(kāi)角度；M1為機(jī)翼固定板質(zhì)量；M2為機(jī)翼質(zhì)量；H1為機(jī)翼固定板重心到轉(zhuǎn)軸1 軸線的垂直距離；H2為機(jī)翼重心到轉(zhuǎn)軸2 軸線的垂直距離。

折疊翼各轉(zhuǎn)軸勢(shì)能可表示為

式中：V1為轉(zhuǎn)軸1 重力勢(shì)能；V2為轉(zhuǎn)軸2 重力勢(shì)能。

將式（1），（6）和（8）聯(lián)立可得同步展開(kāi)的驅(qū)動(dòng)力矩的動(dòng)力學(xué)方程為

2.1.2 折疊翼分步展開(kāi)方案動(dòng)力學(xué)分析

折疊翼分步展開(kāi)運(yùn)動(dòng)中，其動(dòng)能包括兩部分關(guān)節(jié)軸動(dòng)能，如式（5）所示，其中各動(dòng)能項(xiàng)具體形式為

當(dāng)機(jī)翼優(yōu)先完成展開(kāi)動(dòng)作，這一過(guò)程中，機(jī)翼在重力方向上不產(chǎn)生位移，所以轉(zhuǎn)軸2 的勢(shì)能變化為0，轉(zhuǎn)軸1 的勢(shì)能為

將式（1），（10）和（11）聯(lián)立可得在分步展開(kāi)時(shí)驅(qū)動(dòng)力矩的動(dòng)力學(xué)方程為

2.2 折疊翼展開(kāi)過(guò)程仿真效驗(yàn)

建立折疊翼簡(jiǎn)化模型，在Fluent 中設(shè)定飛行狀態(tài)參數(shù)如表1 所示。

表1 飛行狀態(tài)參數(shù)Table 1 Flight status parameters

流場(chǎng)選擇圓柱形邊界框，流場(chǎng)半徑為5 m，流場(chǎng)長(zhǎng)度為20 m，流場(chǎng)最大長(zhǎng)度為翼弦的80 倍。為了選擇合適的網(wǎng)格數(shù)目，對(duì)多個(gè)網(wǎng)格數(shù)目進(jìn)行網(wǎng)格測(cè)試。網(wǎng)格數(shù)目為1.5×105，2×105，4.6×105，10×105，13×105。圖8 顯示了網(wǎng)格數(shù)目對(duì)升阻比的影響，網(wǎng)格數(shù)目越多，收斂值越準(zhǔn)確。

圖8 網(wǎng)格數(shù)目對(duì)升阻比的影響曲線Fig. 8 Influence curve of girds number on lift-drag ratio

采用膨脹法生成網(wǎng)格如圖9 所示。流場(chǎng)邊界條件設(shè)定飛行速度為入口邊界條件，設(shè)定壓力為出口邊界條件，壁面邊界條件定義為無(wú)滑動(dòng)壁。將流場(chǎng)網(wǎng)格導(dǎo)入Fluent 中，假設(shè)折疊翼展開(kāi)時(shí)間為1 s，設(shè)置迭代次數(shù)為500 次，時(shí)間間隔為0.002 s。利用UDF（users defined functions）子程序控制折疊翼動(dòng)作，采用K-ε湍流模型進(jìn)行模擬。

圖9 流場(chǎng)網(wǎng)格Fig. 9 Flow field grid

將簡(jiǎn)化折疊翼模型導(dǎo)入到Fluent，仿真過(guò)程如圖10，11 所示。

圖10 同步展開(kāi)過(guò)程Fig. 10 Synchronous deployment process

圖11 分步展開(kāi)過(guò)程Fig. 11 Stepwise deployment process

2.3 氣動(dòng)力仿真結(jié)果與分析

在Fluent 中得到在折疊翼展開(kāi)過(guò)程中的空氣阻力矩曲線如圖12，13 所示，圖12 為折疊翼同步展開(kāi)過(guò)程中空氣對(duì)轉(zhuǎn)軸1 及轉(zhuǎn)軸2 的阻力矩曲線。圖13為折疊翼分步展開(kāi)過(guò)程中空氣對(duì)轉(zhuǎn)軸1 及轉(zhuǎn)軸2 的阻力矩曲線。

圖12 空氣阻力矩-時(shí)間曲線（同步展開(kāi)）Fig. 12 Curve of air resistance moment-time（synchronous deployment）

圖13 空氣阻力矩-時(shí)間曲線（分步展開(kāi)）Fig. 13 Curve of air resistance moment-time （stepwise deployment）

經(jīng)多次仿真驗(yàn)證，在滿足折疊翼1 s 內(nèi)完成展開(kāi)運(yùn)動(dòng)的前提下，采用同步展開(kāi)方案時(shí)，機(jī)翼固定板完成翻轉(zhuǎn)動(dòng)作，即轉(zhuǎn)軸1 完成動(dòng)作所需驅(qū)動(dòng)力矩為9 N·m；機(jī)翼完成展開(kāi)動(dòng)作，即轉(zhuǎn)軸2 完成動(dòng)作所需驅(qū)動(dòng)力矩為17 N·m，同步展開(kāi)狀態(tài)下的折疊翼展開(kāi)角度-時(shí)間曲線如圖14 所示。采用分步展開(kāi)方案時(shí)，機(jī)翼固定板完成翻轉(zhuǎn)動(dòng)作，即轉(zhuǎn)軸1 完成動(dòng)作所需驅(qū)動(dòng)力矩為8 N·m；機(jī)翼完成展開(kāi)動(dòng)作，即轉(zhuǎn)軸2 完成動(dòng)作所需鉸鏈力矩為14 N·m，均小于同步展開(kāi)方案下折疊翼展開(kāi)所需驅(qū)動(dòng)力矩。分步展開(kāi)狀態(tài)下的折疊翼展開(kāi)角度-時(shí)間曲線如圖15 所示。

圖14 展開(kāi)角度-時(shí)間曲線（同步展開(kāi)）Fig. 14 Curve of deployment angle-time（synchronous deployment）

圖15 展開(kāi)角度-時(shí)間曲線（分步展開(kāi)）Fig. 15 Curve of deployment angle-time（stepwise deployment）

綜上所述，無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)采用分步展開(kāi)方案相對(duì)于同步展開(kāi)方案具有一定優(yōu)勢(shì)，分步展開(kāi)時(shí)將空氣阻力作為機(jī)翼展開(kāi)的動(dòng)力，減小了機(jī)翼展開(kāi)所需驅(qū)動(dòng)力矩，從而降低對(duì)驅(qū)動(dòng)源的要求，也擴(kuò)大了驅(qū)動(dòng)源選擇范圍，實(shí)現(xiàn)質(zhì)量輕、體積小的設(shè)計(jì)目的。

3 折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)可分為分步觸發(fā)機(jī)構(gòu)、水平展開(kāi)機(jī)構(gòu)、豎直翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)三部分。分步觸發(fā)機(jī)構(gòu)的功能是控制水平展開(kāi)機(jī)構(gòu)和豎直翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)順序動(dòng)作；水平展開(kāi)機(jī)構(gòu)的主要功能是將折疊狀態(tài)的機(jī)翼展開(kāi)成與機(jī)身根部垂直的狀態(tài)；豎直翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)主要功能是將機(jī)翼從垂直狀態(tài)翻轉(zhuǎn)到水平狀態(tài)并鎖定。

3.1 驅(qū)動(dòng)組件設(shè)計(jì)

（1） 轉(zhuǎn)軸1 處驅(qū)動(dòng)組件

轉(zhuǎn)軸1 處扭簧為機(jī)翼翻轉(zhuǎn)提供驅(qū)動(dòng)力。在機(jī)翼豎直翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)中采用2 套扭簧分別安裝于機(jī)翼兩側(cè)。扭簧的固定臂由安裝于內(nèi)襯擋板上的銷固定，施力臂安裝于轉(zhuǎn)軸1 的卡槽內(nèi)，如圖16 所示。

圖16 轉(zhuǎn)軸1 處扭簧安裝示意圖Fig. 16 Installation diagram of torsion spring at the position of the rotating shaft 1

（2） 轉(zhuǎn)軸2 處驅(qū)動(dòng)組件

轉(zhuǎn)軸2 處卷簧主要是提供機(jī)翼從折疊狀態(tài)到展開(kāi)狀態(tài)所需的驅(qū)動(dòng)力，如圖17 所示。為了實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)分步展開(kāi)的目的，鉸鏈上增加了展開(kāi)銷的設(shè)計(jì)，由連桿控制展開(kāi)銷撤出，從而使得鉸鏈運(yùn)動(dòng)，機(jī)翼進(jìn)行展開(kāi)運(yùn)動(dòng)，如圖17 所示。

圖17 轉(zhuǎn)軸2 處扭轉(zhuǎn)彈簧安裝示意圖Fig. 17 Installation diagram of torsion spring at the position of the rotating shaft 2

3.2 展開(kāi)機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

（1） 分步觸發(fā)機(jī)構(gòu)

分步觸發(fā)機(jī)構(gòu)主要由電推桿、連桿、展開(kāi)銷、弧形擋塊等組成。電推桿動(dòng)作，帶動(dòng)連桿繞固定鉸鏈旋轉(zhuǎn)，使得展開(kāi)銷從轉(zhuǎn)軸2 中拔出?；⌒螕鯄K端面設(shè)計(jì)成以固定鉸鏈為圓心的圓弧面，在連桿旋轉(zhuǎn)過(guò)程中可以保證在一定時(shí)間內(nèi)轉(zhuǎn)軸與擋塊的接觸面積不變，從而實(shí)現(xiàn)機(jī)翼展開(kāi)到位后，機(jī)翼固定板再翻轉(zhuǎn)的分步展開(kāi)的目的，如圖18 所示。

圖18 分步觸發(fā)機(jī)構(gòu)示意圖Fig. 18 Schematic diagram of stepwise trigger mechanism

（2） 水平展開(kāi)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

水平展開(kāi)部分主要由轉(zhuǎn)軸2、機(jī)翼、展開(kāi)銷、掛鉤等組成。機(jī)翼通過(guò)鉸鏈轉(zhuǎn)軸安裝在轉(zhuǎn)軸2 組件上，當(dāng)展開(kāi)銷拔出后，在扭轉(zhuǎn)彈簧的驅(qū)動(dòng)力作用下，機(jī)翼繞鉸鏈轉(zhuǎn)軸軸線向上展開(kāi)，機(jī)翼展開(kāi)到位后由掛鉤鎖定，如圖19 所示。

圖19 水平展開(kāi)結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 19 Schematic diagram of horizontally unfolded structure

（3） 豎直翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

豎直翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)主要由轉(zhuǎn)軸1、扭轉(zhuǎn)彈簧、弧形擋塊、機(jī)翼固定板等組成，如圖20 所示。隨著連桿的旋轉(zhuǎn)，弧形擋塊逐漸滑移直至不再限制轉(zhuǎn)軸1 翻轉(zhuǎn)，此時(shí)在扭轉(zhuǎn)彈簧的驅(qū)動(dòng)力作用下，機(jī)翼固定板完成翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。

圖20 豎直翻轉(zhuǎn)與鎖定結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 20 Schematic diagram of vertical flip and locking structure

綜上，無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)總體圖如圖21所示。

圖21 無(wú)人機(jī)折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)示意圖Fig. 21 Schematic diagram of folding wing deployment mechanism of UAV

4 關(guān)鍵部件強(qiáng)度分析

為保證裝置結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性和可靠性，對(duì)整體結(jié)構(gòu)做靜力學(xué)分析，經(jīng)分析驗(yàn)證，折疊翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)可滿足單個(gè)平翼在負(fù)載168 kg 的狀態(tài)下可靠飛行。展開(kāi)機(jī)構(gòu)的應(yīng)力及應(yīng)變?cè)茍D如圖22，23 所示。

圖22 展開(kāi)機(jī)構(gòu)應(yīng)力云圖Fig. 22 Stress cloud diagram of unfolded mechanism

機(jī)身、機(jī)翼固定板、轉(zhuǎn)軸1、轉(zhuǎn)軸2 等關(guān)鍵部件所受應(yīng)力及應(yīng)變量如表2 所示。

5 結(jié)論

本文針對(duì)無(wú)人機(jī)的展開(kāi)需求，提出了一種折疊翼分步展開(kāi)方案。建立了無(wú)人機(jī)折疊翼動(dòng)力學(xué)方程，并進(jìn)行了理論分析和Fluent 仿真計(jì)算，分析了分步展開(kāi)方案的可行性。根據(jù)折疊翼分步展開(kāi)總體方案，設(shè)計(jì)了相應(yīng)的展開(kāi)機(jī)構(gòu)，并分析了分步展開(kāi)機(jī)構(gòu)的可行性，得到如下結(jié)論：

（1） 無(wú)人機(jī)折疊翼采用分步展開(kāi)方案可減小重力及氣動(dòng)力對(duì)展開(kāi)過(guò)程的影響，實(shí)現(xiàn)在短時(shí)間內(nèi)以小力矩使折疊翼展開(kāi)；

（2） 折疊翼分步展開(kāi)機(jī)構(gòu)采用的分步觸發(fā)機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，采用扭轉(zhuǎn)彈簧作為動(dòng)力源，體積小，質(zhì)量輕。展開(kāi)機(jī)構(gòu)符合無(wú)人機(jī)輕量化設(shè)計(jì)需求。