飛行器折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)性能的優(yōu)化及實(shí)驗(yàn)

韓雪峰，劉曉東，馬伍元，馬　青，袁東明

(中國(guó)科學(xué)院 長(zhǎng)春光學(xué)精明機(jī)械與物理研究所，吉林 長(zhǎng)春 130033)

?

飛行器折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)性能的優(yōu)化及實(shí)驗(yàn)

韓雪峰*，劉曉東，馬伍元，馬青，袁東明

(中國(guó)科學(xué)院 長(zhǎng)春光學(xué)精明機(jī)械與物理研究所，吉林 長(zhǎng)春 130033)

為了優(yōu)化飛行器折疊翼機(jī)構(gòu)的展開(kāi)性能，對(duì)飛行器的折疊翼機(jī)構(gòu)進(jìn)行分析，并提出了優(yōu)化其展開(kāi)性能的方法。建立了折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)的理論模型和動(dòng)力學(xué)仿真模型，對(duì)折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)過(guò)程進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)分析，并進(jìn)行了實(shí)例計(jì)算。分析了影響折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)性能的因素，用正交試驗(yàn)的方法對(duì)折疊翼機(jī)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到了最優(yōu)折疊翼機(jī)構(gòu)方案，并對(duì)最優(yōu)方案進(jìn)行了仿真分析。最后，按照最優(yōu)方案折疊翼機(jī)構(gòu)進(jìn)行了改進(jìn)，實(shí)驗(yàn)測(cè)試了折疊翼機(jī)構(gòu)的展開(kāi)性能。實(shí)驗(yàn)測(cè)得折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)時(shí)間為0.128 s，測(cè)點(diǎn)位置應(yīng)力分別為82 MPa和92 MPa；動(dòng)力學(xué)仿真得到折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)時(shí)間為0.122 s，相應(yīng)測(cè)點(diǎn)位置應(yīng)力分別為85 MPa和96 MPa，兩項(xiàng)測(cè)試誤差在5%以內(nèi)。得到的結(jié)果表明折疊翼機(jī)構(gòu)滿足機(jī)翼展開(kāi)穩(wěn)定、快速，應(yīng)力和沖擊力小的要求，為飛行器性能的調(diào)高奠定了基礎(chǔ)。

飛行器；折疊翼；展開(kāi)性能；動(dòng)力學(xué)模型；正交試驗(yàn)；結(jié)構(gòu)優(yōu)化

1　引　言

導(dǎo)彈采用折疊翼機(jī)構(gòu)對(duì)提高導(dǎo)彈的運(yùn)輸、儲(chǔ)存和對(duì)載機(jī)的適應(yīng)性、減小包裝箱尺寸等具有重要意義，所以折疊翼導(dǎo)彈受到了越來(lái)越廣泛的關(guān)注。國(guó)內(nèi)外眾多型號(hào)的導(dǎo)彈采用了折疊翼機(jī)構(gòu)，如美國(guó)“寶石路2”的GBU-12、GBU-16、GBU-20，“鉆石背”的JDAM和SDB，英法的彈出式尾翼導(dǎo)彈BGL1000，以色列的spice-1000，國(guó)內(nèi)的鉆石翼JDAM-雷石6等[1-2]。

折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)性能關(guān)系到導(dǎo)彈發(fā)射后能否正常飛行和既定任務(wù)的完成情況，是折疊翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的主要依據(jù)。折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)性能包括展開(kāi)時(shí)間、展開(kāi)沖擊力和展開(kāi)同步性等。對(duì)于包含折疊翼機(jī)構(gòu)的舵機(jī)系統(tǒng)，控制系統(tǒng)的起控時(shí)刻要在折疊翼展開(kāi)完全以后，折疊翼機(jī)構(gòu)的剛度對(duì)舵機(jī)控制系統(tǒng)的帶寬影響較大，折疊翼機(jī)構(gòu)的展開(kāi)精度對(duì)舵機(jī)系統(tǒng)的控制能力有較大影響[3-4]。所以對(duì)折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)性能的研究具有重要意義，Rahnejat對(duì)多體系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)的建模和方程的理論解進(jìn)行了詳細(xì)的研究[5]；RobertKroyer利用有限元軟件對(duì)折疊翼展開(kāi)的可靠性進(jìn)行了分析[6]； YudiHeryawan等人對(duì)某折疊翼飛機(jī)的設(shè)計(jì)、制造、風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行了論述，提出了折疊翼機(jī)構(gòu)的考核驗(yàn)證方法[7]；馬彩霞采用壓電晶體加速度傳感器對(duì)某導(dǎo)彈折疊翼的展開(kāi)時(shí)間、展開(kāi)沖擊力、展開(kāi)角度變化等參數(shù)進(jìn)行了試驗(yàn)測(cè)試[8]；李曉輝等以某旋轉(zhuǎn)型火箭彈為例，對(duì)折疊翼機(jī)構(gòu)進(jìn)行了計(jì)算和試驗(yàn)對(duì)比[9]；崔二巍對(duì)某導(dǎo)彈折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)進(jìn)行了理論分析和數(shù)值計(jì)算[10]；吳俊全對(duì)折疊翼機(jī)構(gòu)進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真和試驗(yàn)[11]；趙俊鋒對(duì)折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)過(guò)程剛?cè)狁詈线M(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真分析[12]。雖然國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)性能進(jìn)行了廣泛的研究，但沒(méi)有提出對(duì)折疊翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的優(yōu)化方法，沒(méi)有從理論分析到仿真分析和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證的閉環(huán)設(shè)計(jì)。

為了分析某飛行器折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)性能并對(duì)其進(jìn)行優(yōu)化，首先建立了折疊機(jī)構(gòu)的理論模型和動(dòng)力學(xué)仿真模型，并進(jìn)行了實(shí)例計(jì)算；然后利用動(dòng)力學(xué)仿真和正交試驗(yàn)相結(jié)合的方法對(duì)折疊機(jī)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化，得到了最優(yōu)折疊翼機(jī)構(gòu)方案，并對(duì)最優(yōu)方案進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真分析；最后對(duì)最優(yōu)方案的折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)性能進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)測(cè)試，并與仿真結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。

2　折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)理論模型

折疊翼機(jī)構(gòu)原理如圖1所示，主要由翼面、支架、導(dǎo)向桿和彈簧等組成。翼面與導(dǎo)向桿通過(guò)螺紋連接，導(dǎo)向桿在彈簧力的作用下在支架滑槽內(nèi)滑動(dòng)，滑動(dòng)軌跡包括旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和直線運(yùn)動(dòng)。

圖1　折疊翼機(jī)構(gòu)原理圖

折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)過(guò)程如圖2所示，展開(kāi)過(guò)程共分為4個(gè)階段，其中在階段二又可以分為如圖3所示的幾個(gè)階段，實(shí)際運(yùn)動(dòng)時(shí)階段2.2和階段2.3可能會(huì)有幾次往復(fù)過(guò)程，直到旋轉(zhuǎn)速度為零時(shí)第二階段結(jié)束。

圖2　展開(kāi)過(guò)程示意圖

圖3　第二階段運(yùn)動(dòng)過(guò)程示意圖

階段1，從折疊翼釋放到導(dǎo)向桿中心運(yùn)動(dòng)到端面邊緣的過(guò)程，所用時(shí)間為[0，t1]，前翼在此階段受到彈簧扭矩Ms、導(dǎo)向桿與支架間摩擦力矩Mf1和翼面與支架間摩擦力矩Mf2的共同作用。為了便于分析折疊翼機(jī)構(gòu)的展開(kāi)過(guò)程，將翼面視為剛體，暫不考慮翼面的彈性變形。根據(jù)剛體定軸轉(zhuǎn)動(dòng)的角動(dòng)量定理，有：

(1)

(2)

(3)

(4)

階段2，運(yùn)動(dòng)時(shí)間為[t1，t2]，此過(guò)程包含翼面的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和滑移運(yùn)動(dòng)，同時(shí)包括翼面與滑槽左端面和倒斜面的碰撞往復(fù)過(guò)程，此階段運(yùn)動(dòng)過(guò)程如圖3所示，圖3給出了一次碰撞往復(fù)過(guò)程，而實(shí)際運(yùn)動(dòng)時(shí)可能會(huì)存在幾次往復(fù)，往復(fù)次數(shù)由實(shí)際計(jì)算結(jié)果決定。

階段2.1，導(dǎo)向桿從端面邊緣到第一次碰撞，時(shí)間為[t10，t11]。此過(guò)程旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)方向前翼受到扭簧產(chǎn)生的扭矩Ms和轉(zhuǎn)軸摩擦力矩Mf2，根據(jù)角動(dòng)量定理有：

(5)

θ21(t)=φeq21+A21cos(?t)+B21sin(?t)，

(6)

其中：參數(shù)φeq21、A21、B21可以解得。

滑移運(yùn)動(dòng)時(shí)翼面受到彈簧力Fs，翼面轉(zhuǎn)軸和支架間滑動(dòng)摩擦力f1，由牛頓第二定律有：

(7)

Fα=kα(Δx1-x21).

(8)

x21=W21(1-cosω(t-t1))，

(9)

其中：W21=Δx1-f1/kα。

階段2.2，導(dǎo)向桿和支架第一次碰撞到第二次碰撞的過(guò)程，時(shí)間為[t11，t12]。此過(guò)程翼面在旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)方向受到扭簧提供的扭矩Ms和轉(zhuǎn)軸摩擦力矩Mf2，根據(jù)角動(dòng)量定理有：

(10)

θ22(t)=φeq22+A22cos ?t+B22sin ?t，

(11)

其中：參數(shù)φeq22，A22，B22可以解得。

滑動(dòng)方向受力與階段2.1相同，運(yùn)動(dòng)方程如式(9)所示。

階段2.3，從第二次碰撞到第三次碰撞的運(yùn)動(dòng)過(guò)程，時(shí)間記為[t12，t13]。此過(guò)程中前翼旋轉(zhuǎn)受到扭簧扭矩和前翼轉(zhuǎn)軸摩擦力矩，根據(jù)角動(dòng)量定理有：

(12)

θ23(t)=φeq23+A23cos ?t+B23sin ?t，

(13)

其中：φeq23，A23，B23可以解得。

滑動(dòng)運(yùn)動(dòng)受到彈簧推力Fs和翼面轉(zhuǎn)軸與支架間的摩擦力f2，根據(jù)牛頓第二定律有：

(14)

x23(t)=W23+C23cos(ω(t-t1))+

D23sin(ω(t-t1))，

(15)

其中：W23=Δx1+f2/ks，C23，D23可計(jì)算得到。

階段2.4，翼面會(huì)重復(fù)階段2.2、2.3，直到旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)結(jié)束導(dǎo)向桿進(jìn)入到滑動(dòng)槽時(shí)階段2結(jié)束。

階段3，導(dǎo)向桿從位置3運(yùn)動(dòng)到位置4，時(shí)間為[t2，t3]。此過(guò)程翼面受到彈簧推力Fa、支架對(duì)翼面轉(zhuǎn)軸摩擦力f1、支架對(duì)導(dǎo)向桿摩擦力f2，根據(jù)牛頓第二定律可得：

(16)

Fa=kα(Δx1-x3).

(17)

x3(t)=W′+C3cosω(t-t1)+D3sinω(t-t1)，

(18)

其中：W′，C3，D3可計(jì)算得到。

階段4，從翼面接觸到鎖緊銷到展開(kāi)完成，時(shí)間為[t3，t4]。此過(guò)程翼面除受到階段3中的所有力外還受到鎖緊銷釘給翼面的阻力Fs，根據(jù)牛頓第二定律有：

(19)

x4(t)=W″+C4cosω(t-t1)+D4sinω(t-t1)，

(20)

其中：W，C4，D4可計(jì)算得到。

帶入相關(guān)參數(shù)，即可得到展開(kāi)折疊翼展開(kāi)過(guò)程中旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和平移運(yùn)動(dòng)隨時(shí)間的變化。

3　折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)ADAMS仿真模型

3.1翼面建模

由于展開(kāi)過(guò)程中翼面所受沖擊載荷較大，翼面在展開(kāi)過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生變形，進(jìn)而影響展開(kāi)性能，為了更加真實(shí)的模擬前翼的展開(kāi)過(guò)程和得到展開(kāi)過(guò)程中翼面的最大應(yīng)力，在ADAMS模型中將翼面做為柔性體進(jìn)行分析，翼面柔性體建模流程如圖4所示[14-15]。

圖4　柔性體建模流程圖

3.2驅(qū)動(dòng)力矩建模

折疊翼展開(kāi)驅(qū)動(dòng)力主要由彈簧的預(yù)緊力提供，該預(yù)緊力提供折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)的扭轉(zhuǎn)力矩和推力，在折疊翼完全展開(kāi)時(shí)，預(yù)緊力還有一定的剩余。在建模時(shí)用卷簧力矩(Torsion Spring)和拉簧推力(Translational Spring-Damper)來(lái)模擬驅(qū)動(dòng)力，扭簧扭矩和拉簧推力計(jì)算如式(2)和(8)所示。其中扭簧的初始扭轉(zhuǎn)角φ=140°，扭簧扭轉(zhuǎn)剛度由簧絲直徑確定；拉簧的初始?jí)嚎s量x0=15 mm，拉簧壓縮剛度系數(shù)同樣由簧絲直徑確定。

3.3沖擊力添加

折疊翼展開(kāi)過(guò)程中存在較多碰撞環(huán)節(jié)，在ADAMS仿真模型中采用碰撞力(Contact Force)來(lái)模擬翼面與支架間和導(dǎo)向桿與支架間的相互碰撞。參數(shù)的設(shè)置采用推薦值和計(jì)算值：其中接觸剛度(Stiffness)k根據(jù)接觸件的材料和截面形狀計(jì)算確定，指數(shù)(Force Exponent)e取2.0，阻尼(Damping)c和切入深度(Penetration Depth)d需要經(jīng)過(guò)有限元仿真來(lái)確定[16]。

3.4展開(kāi)時(shí)間確定

折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)過(guò)程是轉(zhuǎn)動(dòng)和平動(dòng)的疊加，所用時(shí)間為從仿真開(kāi)始到完全展開(kāi)的時(shí)間。在確定平動(dòng)運(yùn)動(dòng)軌跡時(shí)，在翼面轉(zhuǎn)軸的中點(diǎn)建立傳感器1，通過(guò)傳感器1得到平動(dòng)運(yùn)動(dòng)位移和速度隨時(shí)間的變化曲線；在翼面轉(zhuǎn)軸表面建立傳感器2和傳感器3，通過(guò)計(jì)算∠213得到翼面轉(zhuǎn)角和角速度隨時(shí)間的變化曲線。

3.5實(shí)際算例

將預(yù)估的阻力、阻力矩、碰撞力參數(shù)、傳感器點(diǎn)參數(shù)、幾何參數(shù)等帶入理論模型和ADAMS仿真模型中。理論計(jì)算和ADAMS仿真計(jì)算結(jié)果如圖5所示。翼面在旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)結(jié)束時(shí)有一次往復(fù)震蕩，旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)總時(shí)間為0.092 s，展開(kāi)運(yùn)動(dòng)總時(shí)間為0.129 s；ADAMS仿真結(jié)果與理論計(jì)算結(jié)果相似，同樣在旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)結(jié)束時(shí)出現(xiàn)一次震蕩，旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)總時(shí)間為0.102 s，展開(kāi)運(yùn)動(dòng)總時(shí)間為0.139 s，仿真結(jié)果與理論計(jì)算結(jié)果較為吻合。

(a)轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化

(b)位移隨時(shí)間變化

4　基于ADAMS仿真的正交試驗(yàn)優(yōu)化

4.1展開(kāi)性能影響因素分析

折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)性能指標(biāo)包括展開(kāi)時(shí)間t、展開(kāi)最大沖擊力F和翼面最大應(yīng)力δ。其中翼面最大應(yīng)力和最大沖擊力成正比，展開(kāi)最大沖擊力越小性能越好，展開(kāi)時(shí)間越短性能越好。折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)性能影響因素包括彈簧剛度系數(shù)、導(dǎo)向桿與支架間配合間隙、翼面材料和導(dǎo)向桿材料。

其中彈簧為折疊機(jī)構(gòu)展開(kāi)提供動(dòng)力，直接影響展開(kāi)時(shí)間和展開(kāi)沖擊力；導(dǎo)向桿與支架間配合間隙影響折疊翼在展開(kāi)過(guò)程中導(dǎo)向桿與支架間沖擊力；翼面和導(dǎo)向桿使用不同材料，對(duì)展開(kāi)過(guò)程中沖擊力和摩擦力有較大影響，進(jìn)而影響折疊機(jī)構(gòu)的展開(kāi)性能。由于要綜合考慮折疊機(jī)構(gòu)的質(zhì)量特性、加工成本和實(shí)際結(jié)構(gòu)形式等，所以只對(duì)影響因素取3個(gè)水平進(jìn)行分析。因素水平如表1所示。

如果對(duì)上訴影響因素做全面仿真分析，共需要進(jìn)行81次仿真分析，工作量較大，所以采用4因素3水平正交試驗(yàn)的方法，以減少ADAMS的仿真次數(shù)?；?因素3水平的正交試驗(yàn)只需要9次仿真，是全面仿真的1/9，將大大降低工作量。

表1　因素水平表

4因素3水平仿真方案及仿真結(jié)果如表2所示，表2中1、2、3表示對(duì)應(yīng)因素的水平，具體值如表1所示。由表2中的極差R可知，對(duì)折疊翼展開(kāi)時(shí)間影響顯著性為B>C>D>A，最優(yōu)運(yùn)行條件為A3B3C1D1，由此可見(jiàn)對(duì)展開(kāi)時(shí)間性能影響顯著性排序?yàn)閺椈芍睆?、翼面材料、?dǎo)向桿材料和翼面與支架間間隙量，從仿真結(jié)果可以看出展開(kāi)時(shí)間都小于0.2 s，滿足對(duì)折疊翼所提指標(biāo)要求；對(duì)展開(kāi)最大沖擊力影響的顯著性為B>A>D>C，最優(yōu)運(yùn)行條件為A3B1C1D3；對(duì)折疊翼展開(kāi)最大沖擊力影響顯著性排序?yàn)閺椈芍睆健⒁砻媾c之間間間隙量、翼面材料和導(dǎo)向桿材料，最大展開(kāi)沖擊力為610 N，滿足總體指標(biāo)要求[17-19]。

可以看出無(wú)論從展開(kāi)時(shí)間還是從展開(kāi)最大沖擊力，彈簧直徑(剛度)都是最主要的影響因素，彈簧直徑越大展開(kāi)時(shí)間越短，展開(kāi)沖擊力越大；翼面材料對(duì)展開(kāi)時(shí)間影響比較顯著，鋁材料展開(kāi)時(shí)間最短；翼面材料對(duì)展開(kāi)沖擊力影響不顯著，同時(shí)用鋁材展開(kāi)沖擊力最小，性能最優(yōu)；翼面和支架間間隙對(duì)展開(kāi)沖擊力影響較大，但對(duì)展開(kāi)時(shí)間影響很??；導(dǎo)向桿材料對(duì)展開(kāi)時(shí)間和展開(kāi)沖擊力影響都不顯著，采用鎂鋁合金材料展開(kāi)最大沖擊力最小，展開(kāi)時(shí)間第二小，采用鋁材展開(kāi)時(shí)間最小，展開(kāi)最大沖擊力第二小，考慮到鎂鋁合金材料強(qiáng)度較高，導(dǎo)向桿決定采用鎂鋁合金材料。綜合考慮以上各因素水平對(duì)展開(kāi)性能的影響，得到最優(yōu)方案為A3B1C1D3。

表2　正交試驗(yàn)方案及結(jié)果

4.2最優(yōu)方案仿真結(jié)果

通過(guò)以上分析，得到最優(yōu)結(jié)構(gòu)方案為A3B1C1D3，即導(dǎo)向桿與支架滑槽間間隙為0.2 mm，簧絲直徑1.5 mm，翼面材料用鋁合金，導(dǎo)向桿材料用45剛為最優(yōu)結(jié)構(gòu)方案。將ADAMS模型相關(guān)參數(shù)改為與最優(yōu)結(jié)構(gòu)方案對(duì)應(yīng)，仿真得到展開(kāi)時(shí)間為0.124 s，展開(kāi)過(guò)程中翼面和支架間最大沖擊力為242 N，導(dǎo)向桿和支架間最大沖擊力為245 N，翼面和導(dǎo)向桿與支架間碰撞力變化如圖6所示；最大沖擊力時(shí)刻翼面的應(yīng)力云圖如圖7所示，翼面最大應(yīng)力為170 MPa，最大應(yīng)力節(jié)點(diǎn)為翼面與導(dǎo)向桿連接處，在翼根處最大應(yīng)力為96 MPa，均小于鋁合金的許用應(yīng)力。

(a)翼面支架間碰撞力

(b)導(dǎo)向桿支架間碰撞力

圖7　翼面應(yīng)力分布云圖

5　折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)實(shí)驗(yàn)

5.1展開(kāi)實(shí)驗(yàn)描述

折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)實(shí)驗(yàn)主要目的是測(cè)量折疊翼機(jī)構(gòu)的展開(kāi)時(shí)間和翼面應(yīng)力。按照最優(yōu)結(jié)構(gòu)方案，對(duì)折疊翼機(jī)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)和加工，然后進(jìn)行折疊翼展開(kāi)實(shí)驗(yàn)。將折疊翼機(jī)構(gòu)固定于實(shí)驗(yàn)臺(tái)上，如圖8(a)所示。使用高速攝像機(jī)測(cè)量折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)時(shí)間。

折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)應(yīng)變測(cè)量，折疊翼機(jī)構(gòu)應(yīng)變片黏貼位置如圖8(b)所示，將應(yīng)變片連接在動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀上，動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀連接在電腦上。通過(guò)動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀可以測(cè)得折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)過(guò)程中的最大應(yīng)變值。

(a)試驗(yàn)照片

(b)應(yīng)變片位置照片

5.2實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

通過(guò)分析高速攝像和動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀記錄的折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)數(shù)據(jù)，得到折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)實(shí)驗(yàn)結(jié)果與ADAMS仿真結(jié)果對(duì)比如表3所示。通過(guò)表3可以看出，展開(kāi)時(shí)間的仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果誤差在5%以內(nèi)。通過(guò)實(shí)驗(yàn)得到測(cè)點(diǎn)1和測(cè)點(diǎn)2處的應(yīng)力值分別為82 MPa和92 MPa，仿真結(jié)果中對(duì)應(yīng)的測(cè)點(diǎn)1和測(cè)點(diǎn)2位置處的應(yīng)力值分別為85 MPa 和96 MPa，誤差在5%以內(nèi)。

表3　實(shí)驗(yàn)和仿真結(jié)果對(duì)比

6　結(jié)　論

為了分析某飛行器折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)性能，本文首先建立了折疊翼機(jī)構(gòu)展開(kāi)的理論模型和ADAMS仿真模型，對(duì)比了兩種方法計(jì)算得到的折疊翼展開(kāi)時(shí)間，兩種方法計(jì)算結(jié)果誤差在5%以內(nèi)。然后用ADAMS仿真和正交試驗(yàn)相結(jié)合的方法，對(duì)折疊翼機(jī)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化，得到了最優(yōu)折疊翼機(jī)構(gòu)方案。用ADAMS對(duì)最優(yōu)結(jié)構(gòu)方案進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)分析，展開(kāi)時(shí)間為0.122 s，展開(kāi)最大沖擊力246 N，展開(kāi)翼面最大應(yīng)變180 MPa，翼面根部節(jié)點(diǎn)應(yīng)力分別為85 MPa和96 MPa。最后通過(guò)實(shí)驗(yàn)對(duì)折疊翼機(jī)構(gòu)的展開(kāi)性能進(jìn)行了測(cè)試，實(shí)驗(yàn)測(cè)得展開(kāi)時(shí)間0.128 s，翼面根部的應(yīng)變分別為82 MPa和92 MPa，與仿真結(jié)果相比誤差在5%以內(nèi)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明折疊翼機(jī)構(gòu)滿足展開(kāi)穩(wěn)定可靠、時(shí)間短、沖擊力小的要求，為飛行器性能提高提供了參考。

[1]周義，周緒斌，王自焰.“寶石路”激光制導(dǎo)炸彈風(fēng)雨四十載[J].兵器博覽，2006(2)：5-9.

ZHOU Y， ZHOU X B， WANG Z Y.“Gem” laser guided bombs and wind and rain forty years [J].WeaponExpo.，2006(2):5-9.(in Chinese)

[2]丁紅.某導(dǎo)彈折疊翼的有限元分析與試驗(yàn)研究[D].哈爾濱：哈爾濱工程大學(xué)，2010.

DING H.FiniteElementAnalysisandExPerimentalStudyforAfoldingWingofAircraftmissiles[D].Harbin: Harbin Engineering University，2010.(in Chinese)

[3]張明月，楊洪波，章家保.改進(jìn)自抗擾控制諧波式電動(dòng)舵機(jī)伺服系統(tǒng)[J].光學(xué) 精密工程，2014，22(1):99-106.

ZHANG M Y， YANG H B， ZHANG J B. Servo system of harmonic drive electromechanical actuator using improved ADRC [J].Opt.PrecisionEng.，2014，22(1)：99-106.(in Chinese)

[4]肖前進(jìn)，賈宏光，章家保，等.電動(dòng)舵機(jī)伺服系統(tǒng)非線性辨識(shí)及補(bǔ)償[J].光學(xué) 精密工程，2013，21(8)：2038-2046.

XIAO Q J， JIA H G， ZHANG J B，etal.. Identification and compensation of nonlinearity for electromechanical actuator servo sysem [J].Opt.PrecisionEng.，2013，21(8)：2038-2046.(in Chinese)

[5]ROBERT K. Wing mechanism analysis [J].ComputersandStructures， 1999， 72(8):253-265.

[6]YUDI H， HOON C P， NAM S G. Byun Design and demonstration of a small expandable morphing wing [J].Proc.ofSPIE， 2005， 57(14):224-231.

[7]METOM S.Piezoelectrically actuated four-bar mechanism with two flexible links for micromechanical flying insect thorax [J].IEEE/ASMETransactionsonMechatronics，2003，104(1):299-305.

[8]馬彩霞，余旭東，王濤.導(dǎo)彈折疊翼展開(kāi)運(yùn)動(dòng)試驗(yàn)[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，1993(2):63-65.MA C X，YU X D， WANG T.Missile folding wing exercise testing [J].JournalofProjectiles，Rockets，MissilesandGuidance，1993(2):63-65.(in Chinese)

[9]李曉暉，李懷念，吳俊全.火箭彈折疊翼展開(kāi)過(guò)程的計(jì)算與試驗(yàn)研究[J].航天器環(huán)境工程，2009，26：82-86.

LI X H， LI H N， WU J Q.Calculation and experimental study on the folding wing of rocket projectile [J].SpacecraftEnvironmentEngineering， 2009，26:82-86.(in Chinese)

[10]崔二巍，于存貴，李猛，等.某導(dǎo)彈折疊彈翼展開(kāi)過(guò)程的仿真分析[J].兵工自動(dòng)化，2013，32(12)：12-15.

CUI E W， YU C G， LI M，etal..The simulation analysis of the wing of a missile folding wing [J].OrdnanceIndustryAutomation，2013，32(12)：12-15.(in Chinese)

[11]吳俊全，孫海文，張曉.折疊翼展開(kāi)試驗(yàn)與動(dòng)力學(xué)仿真研究[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2012，32(3)：164-167.

WU J Q，SUN H W，ZHANG X.The researchon unfolding testand dynamic model of folding-wing [J].JournalofProjectiles，Rockets，MissilesandGuidance，2012，32(3)：164-167.(in Chinese)

[12]趙俊鋒，劉莉.折疊彈翼展開(kāi)的剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)分析[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2011，31(5)：141-146.

ZHAO J F， LIU L. Dynamic simulation and optimization design of folding wing deployment [J].JournalofProjectiles，Rockets，MissilesandGuidance，2011，31(5)：141-146.(in Chinese)

[13]R.克拉夫，J.彭津，王光遠(yuǎn)(譯).結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)[M].北京：高等教育出版社，2006.

CLOUGH R W，PENZIEN J，WANG G Y(Translation).StructuralDynamics[M]. Beijing: Higher Education Press， 2006.(in Chinese)

[14]金光，謝曉光，谷松.衛(wèi)星太陽(yáng)能帆板展開(kāi)的動(dòng)力學(xué)仿真分析和應(yīng)用[J].光學(xué) 精密工程， 2014，22(3)：745-751.

JIN G，XIE X G，GU S.Dynamic simulation and application of deploy able mechanism of satellite solar panels [J].Opt.PrecisionEng.，2014，22(3)：745-751.(in Chinese)

[15]鄭黎明，鄧春萍，楊慎華.激光切割頭擺動(dòng)機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)仿真及試驗(yàn)[J].光學(xué) 精密工程，2009，17(12):3047-3054.

ZHENG L M， DENG CH P， YANG ZH H.Dynamic simulation and application of deployable mechanism of satellite solar panels [J].Opt.PrecisionEng.，2009，17(12):3047-3054.(in Chinese)

[16]黑沫，魯亞飛，張智永.基于動(dòng)力學(xué)模型的快速反射鏡設(shè)計(jì)[J].光學(xué) 精密工程，2013，21(1):53-61.

HEI M， LU Y F， ZHANG ZH Y.Design of fast steering mirror based on dynamic model [J].Opt.PrecisionEng.，2013， 21(1):53-61.(in Chinese)

[17]黃蓉姿，萬(wàn)金泉，馬邕文.正交實(shí)驗(yàn)選擇纖維素酶產(chǎn)生菌的最優(yōu)綜合培養(yǎng)條件[J].中國(guó)環(huán)境科學(xué)，2012，32(1):130-135.

HUANG R Z， WAN J Q， MA H W.Optimization of synthetic culture condition ofcellulose producing strains using orthogonal experimental design [J].ChinaEnvironmentalScience，2012，32(1):130-135.(in Chinese)

[18]柳貢慧，劉偉，劉忠.利用四因素三水平正交回歸分析法進(jìn)行鉆具造斜率預(yù)測(cè)研究[J]. 石油天然氣學(xué)報(bào)，2010，32(3):108-112.

LIU G H， LIU W， LIU ZH. Using the four factor three level orthogonal regression analysis method to study the prediction of drilling string [J].JournalofOilandGasTechnology，2010，32(3):108-112.(in Chinese)

[19]鄭新毅，賈振元，任小濤.用正交試驗(yàn)分析電參數(shù)對(duì)小孔圓柱度的影響[J].光學(xué) 精密工程，2010，18(2):426-433.ZHENG X Y， JIA ZH Y， REN X T.Analysis on effect of discharge parameters on cylindricity of small holes by orthogonal experiments [J].Opt.PrecisionEng.，2010，18(2):426-433.(in Chinese)

韓雪峰(1982-)，男，吉林公主嶺人，副研究員，2006年于吉林大學(xué)獲得學(xué)士學(xué)位，2011年于中國(guó)科學(xué)院長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所獲得博士學(xué)位，主要負(fù)責(zé)結(jié)構(gòu)總體工作，從事飛行器結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)和機(jī)電一體化協(xié)同優(yōu)化研究。E-mail: hanxuefeng5210@163.com

劉曉東(1990-)，男，黑龍江齊齊哈爾人，碩士，研究實(shí)習(xí)員，2012年于吉林大學(xué)獲得學(xué)士學(xué)位，2014年于哈爾濱工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院獲得碩士學(xué)位，主要從事飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)工作。E-mail: xiaodonglly@126.com

(版權(quán)所有未經(jīng)許可不得轉(zhuǎn)載)

Optimization and experiments of deployment performance for folding wing mechanism of an aircraft

HAN Xue-feng*， LIU Xiao-dong， MA Wu-yuan， MA Qing， YUAN Dong-ming

(ChangchunInstituteofOptics，F(xiàn)ineMechanicsandPhysics，ChineseAcademyofSciences，Changchun130033，China)*Correspondingauthor，E-mail：hanxuefeng5210@163.com

To optimize the deploying performance of folding wing mechanism for an aircraft， this paper analyzes the folding wing mechanism and proposes a method to optimize the deploying performance of the mechanism. A theoretical model and a dynamic simulation model for the deployment of folding wing mechanism were established， the deploying processing of folding wing mechanism was analyzed and the folding time of the mechanism was given by using the theoretical model. Then， the effect factor on the deploying performance of the mechanism was analyzed， and the orthogonal trial method was used to optimize those structure parameters to obtain a optimized designed scheme. Finally， the mechanism was simulated and optimized by the optimal scheme and the deploying performance of the mechanism was measured by experiments. Experimental results show that the folding time of the mechanism is 0.128 s and the structure stresses at the measuring points are 92 MPa and 80 MPa respectively. Moreover the dynamic model test results of the mechanism show that the folding time of the mechanism is 0.12 s and the structure stresses at the measuring points are 85 MPa and 96 MPa， respectively. The difference of the experimental and simulation results is within 5%. It indicates that the optimal folding wing mechanism promotes the flight performance of the aircraft while the mechanism also basically satisfies the design requirements like the stability， reliability， fast speed， small stress and the impact force.

aircraft; folding wing; deployment performance; dynamic model; orthogonal trial; mechanism optimization

2016-01-17；

2016-02-10.

中國(guó)科學(xué)院國(guó)防科技創(chuàng)新基金資助項(xiàng)目(No.YYYJ-1122)

1004-924X(2016)09-2262-09

V224

A

10.3788/OPE.20162409.2262