新型變體翼展開和控制機(jī)構(gòu)設(shè)計

馬一鳴+宋嘯中

摘 要：變掠翼飛行器雖然有著良好的氣動性能，但是受制于結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及質(zhì)量等問題，一直沒能大范圍裝備。該文完成了一款可變掠翼的變體翼飛行器的概念設(shè)計（以可變前掠翼為例），設(shè)計了一套簡潔、緊湊的機(jī)翼展開結(jié)構(gòu)；同時采用了獨(dú)特設(shè)計的雙層液壓挺柱作為機(jī)翼承力的基本結(jié)構(gòu)，能改善機(jī)翼和機(jī)身連接處的受力情況，能改變整體機(jī)翼的前掠角、俯仰角。該飛行器兼顧了高速和低速的氣動性能，具有極高的機(jī)動性，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的問題也得到極大改善。

關(guān)鍵詞：變掠翼 前掠翼 變體飛行器

中圖分類號：V22 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2016）11（b）-0018-03

航空飛行器發(fā)展至今已有百余年歷史，人類對于高空、高速、高機(jī)動性、高飛行效率的追求從未停止。如何兼顧高超音速、跨音速、亞音速狀態(tài)下飛行氣動性能是未來先進(jìn)飛行器亟需解決的重要問題。機(jī)翼的形態(tài)直接決定了該飛行條件下的飛行性能，因此改變飛行器機(jī)翼形態(tài)是適應(yīng)飛行工況和調(diào)節(jié)飛行性能的最直接方式[1]，并且機(jī)翼的不同布局對氣動性能也有較大影響[2]。在20世紀(jì)后半葉，變后掠翼戰(zhàn)機(jī)曾被研發(fā)并裝備，它具有航程大、適應(yīng)性廣、跨音速性能好等優(yōu)點(diǎn)。而前掠翼飛行器相比于后掠翼飛行器有著更好的機(jī)動性和隱身性，國內(nèi)外對可變前掠翼飛行器有很多理論上的研究[3]，但由于結(jié)構(gòu)復(fù)雜等原因，還未有實(shí)物樣機(jī)。該文提出一種新型的可變掠翼結(jié)構(gòu)，能實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的展開、俯仰等運(yùn)動并且有別于現(xiàn)有的主流變體設(shè)計；同時采用特殊設(shè)計的液壓挺柱對機(jī)翼進(jìn)行減振和操縱，能有效抵抗展開過程中的氣動沖擊，提高結(jié)構(gòu)的可靠性。

1 結(jié)構(gòu)和原理分析

1.1 總體結(jié)構(gòu)

該變體翼飛行器的總體結(jié)構(gòu)布局如圖1所示。該飛行器采用背部發(fā)動機(jī)，腹部進(jìn)氣。飛行器的翼面有主翼、鴨翼和尾翼，其中主翼和鴨翼是可以展開的。鴨翼和主翼均為變掠翼，采用類似的展開控制結(jié)構(gòu)。以主翼為例，該文設(shè)計的展開機(jī)構(gòu)為一套連桿系統(tǒng)，動力由展開輪系（6）提供。

1.2 液壓挺柱的結(jié)構(gòu)和布局

此系統(tǒng)核心部件之一為特殊設(shè)計的韌性液壓挺柱，由上挺柱、下挺柱及中間囊狀部分組成，如圖2所示。其中囊狀部分由內(nèi)囊和外囊組成，外囊將內(nèi)囊包裹，且內(nèi)外囊間由液壓油填充。外囊使用橡膠/碳纖維復(fù)合材料，高強(qiáng)度，高彈性，高模量，具有極強(qiáng)的柔韌性，并具有較強(qiáng)強(qiáng)度；內(nèi)囊使用碳纖維編織，具有極高的抗拉強(qiáng)度和剛性，且內(nèi)、外兩油囊不連通。內(nèi)囊在上挺柱內(nèi)設(shè)有卷簾，通過卷簾收放來調(diào)整內(nèi)囊長度從而控制兩挺柱間距離。上挺柱中空設(shè)有供油管路與內(nèi)油囊相連，可以向內(nèi)泵入高壓油。上挺柱固定在機(jī)翼上，下挺柱安裝在機(jī)身滑軌上，供液壓油系統(tǒng)在機(jī)翼內(nèi)部。當(dāng)內(nèi)囊泵入高壓油過程中彈簧中的剛性固定架解鎖，下挺柱中間的活塞壓塊被向下推，到達(dá)預(yù)定位置后與滑軌槽接觸并發(fā)生相互擠壓，靜摩擦力很大，此時液壓挺柱鎖死在滑軌上不可滑動，此時內(nèi)囊完全呈剛性，液壓挺柱相當(dāng)于一根剛性桿，可以起到支撐、夾緊和定位的作用；當(dāng)內(nèi)囊油壓很低，內(nèi)囊皮松弛時，活塞壓塊被彈簧托起，與滑軌之間無接觸，此時液壓挺柱可在滑軌上滑動，此時彈性的外油囊可以針對沖擊起到緩沖減振的作用。

液壓挺柱主要用在機(jī)翼和機(jī)身的連接處。單側(cè)機(jī)翼上共布置有6個液壓桿，如圖3所示。其中①②③位于上翼面，④⑤⑥位于機(jī)翼下部。①②④⑤的上挺柱固定在機(jī)翼上，下挺柱與機(jī)身上的滑軌相連；其中③⑥對稱布置，①②④⑤不對稱布置。③⑥為液壓桿同時為機(jī)翼開閉運(yùn)動的轉(zhuǎn)軸，下挺柱直接固連在機(jī)身上，上挺柱通過軸承與機(jī)翼相連。因此，在飛行過程中，可通過卷簾收放，調(diào)整上、下挺柱距離，通過多個液壓桿的配合，可使機(jī)翼完成多種不同機(jī)動動作。機(jī)身與機(jī)翼之間的縫隙由活動擋板進(jìn)行遮擋，當(dāng)機(jī)翼俯仰時可以隨機(jī)翼調(diào)整以確保氣流不會進(jìn)入機(jī)身。結(jié)構(gòu)受力方面，軌道交織并固定在各龍骨上，由龍骨將前掠翼受到的氣動力均勻分散到機(jī)身框架上，改善機(jī)翼的根部受力狀況。

1.3 前掠翼展開機(jī)構(gòu)

該變體飛行器鴨翼和主翼的展開過程如圖4所示。在（a）圖中，鴨翼和主翼閉合，鴨翼鎖住主翼的翼尖，減少機(jī)翼震顫；要打開或閉合主翼，首先需要把鴨翼打開，如（b）圖中所示；之后通過轉(zhuǎn)動展開輪，可以將主翼繞液壓桿③和⑥定軸轉(zhuǎn)動到一定范圍內(nèi)的任意角度，同時另外幾個液壓桿在機(jī)身上的滑軌上滑動，如圖（c）所示。在主翼進(jìn)行打開和閉合動作時，液壓桿③和⑥及部分液壓桿內(nèi)囊充油，呈現(xiàn)剛性，承受主翼的氣動力；其余液壓桿內(nèi)囊微微松弛，保留一定的剛度，相當(dāng)于一根彈性支柱，利用外囊實(shí)現(xiàn)減振和緩沖氣動力的波動，減少在展開過程中變化的氣動力對機(jī)身結(jié)構(gòu)的沖擊損害。當(dāng)主翼轉(zhuǎn)動到目標(biāo)位置的時候，所有液壓桿內(nèi)囊充滿油，將主翼夾緊定位。如果要調(diào)節(jié)機(jī)翼的俯仰攻角時，③和⑥的內(nèi)囊稍微減一點(diǎn)油，呈松弛狀態(tài)，而其余幾個液壓挺柱通過調(diào)節(jié)卷簾，并將內(nèi)囊注滿油，用于定位和夾緊。

此種方式僅在一個小倉段里部署展開機(jī)構(gòu)，并保證機(jī)身龍骨不被截斷，增加機(jī)身結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。機(jī)翼展開過程中其他方向的力和瞬時的氣動力的沖擊載荷由液壓挺柱外囊承擔(dān)；展開完成之后液壓挺柱鎖死機(jī)翼。因此展開機(jī)構(gòu)的強(qiáng)度要求大大降低，其結(jié)構(gòu)重量可以大大減輕。這套展開系統(tǒng)還能拓展到變后掠翼等多種變體翼飛行器上，能解決傳統(tǒng)變掠翼飛行器展開機(jī)構(gòu)復(fù)雜、笨重的缺點(diǎn)。

2 運(yùn)動和性能分析

2.1 液壓挺柱的減振和強(qiáng)度

下面進(jìn)行強(qiáng)度設(shè)計，對于內(nèi)囊的強(qiáng)度簡單估算。設(shè)飛機(jī)重量為m=300 t（參考蘇27最大起飛重量），最大過載a=9 g。假設(shè)過載的力矩來自機(jī)翼，則每個機(jī)翼的受到的氣動力合力為F=ma/2=1.32e7 N。由于液壓挺柱2和5位置較近，因此簡化為一個集中力。設(shè)機(jī)翼受集中力到挺柱③的距離為L1，挺柱③到⑤的距離為L2，挺柱③⑥受到合力為F1，挺柱②⑤受到合力為F2。設(shè)L1=4 m，L2=1.5 m，由杠桿原理可以算出F1=4.8e7 N，F(xiàn)1=3.5e7 N。液壓挺柱③和⑥的各受一半的力。

當(dāng)飛行器做大過載飛行的時候機(jī)翼是被固定住的，也就是內(nèi)油囊充滿了高壓油，設(shè)壓力為P，設(shè)內(nèi)油囊承受所有的力F1，內(nèi)油囊變形成一個橢球，長短軸長度分別為R和H，如圖 5所示。

由橢球的關(guān)系式可以得到tanα=（hR2）/（r1H2），受力關(guān)系為：

a

內(nèi)油囊皮厚度為d1，內(nèi)油囊皮材料（碳纖維）的抗拉強(qiáng)度σm=3.5 GPa，安全系數(shù)為n=1.5。設(shè)內(nèi)油囊半徑r1=0.2 m，橢球長短軸之比為R/H=3，設(shè)h/H=0.5，則有d1≥nT/σm=22 mm。因此內(nèi)囊皮的厚度設(shè)計為22 mm。

2.2 機(jī)動性分析

傳統(tǒng)飛行器需要副翼來控制飛行器的機(jī)動飛行。副翼控制飛行器的原理是通過改變副翼的轉(zhuǎn)角，從而改變某一側(cè)機(jī)翼的升力，從而產(chǎn)生飛行器滾轉(zhuǎn)或偏航的力矩。該變體翼飛行器不需要副翼來控制飛行器的機(jī)動飛行。下面通過定量計算來分析副翼操作與整翼傾轉(zhuǎn)的效果。

為了簡化模型，將機(jī)翼簡化成薄翼（或平板翼），設(shè)主翼長為L，副翼長為E。設(shè)來流空氣速度為V，密度為ρ，在主翼攻角為α，副翼下偏角η時，對于不可壓縮流動情況，采用薄翼理論，可以得到襟翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的升力系數(shù)（以平板和襟翼的總長作為弦長）表達(dá)式為：f1=2πα+2η（π-θ1+sinθ1），其中cosθ1=（E-L）/（E+L）。對于不帶副翼的機(jī)翼，弦長為L+E，升力系數(shù)為f2=2πα。

設(shè)在副翼與主翼的弦長比例為E/L=0.25，在某一飛行攻角下α1=α2=α，分別操縱傳統(tǒng)機(jī)翼的副翼傾轉(zhuǎn)角η和該變體翼的全翼Δα，在相同的傾轉(zhuǎn)角Δα2=η=β下，二者升力的增量比例關(guān)系可以簡化為：

可以發(fā)現(xiàn)操縱全翼得到的升力系數(shù)的增量提高了近25倍。因此相對于傳統(tǒng)帶副翼的飛行器，該變體飛行器的機(jī)動性上有很大的優(yōu)勢。同時取消副翼之后，飛行器的隱身性也有了極大的提升。

3 結(jié)論

該文設(shè)計一種變體翼飛行器，具有鴨翼、主翼和尾翼，其中鴨翼和主翼可以展開和閉合，主翼為可變前掠翼設(shè)計。詳細(xì)設(shè)計了主翼展開和操縱機(jī)構(gòu)。采用了獨(dú)創(chuàng)的液壓挺柱結(jié)構(gòu)。新的結(jié)構(gòu)有以下幾個方面的特點(diǎn)。

（1）高機(jī)動性。取消了副翼由整個翼面代替，在二維平板翼下計算，升力系數(shù)增量提高了近25倍。各機(jī)翼均可改變攻角且獨(dú)立運(yùn)動，使其具有了超強(qiáng)機(jī)動性。

（2）高結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。由液壓機(jī)構(gòu)承受氣動力和沖擊，避免了展開機(jī)構(gòu)受到大的氣動力，故對其強(qiáng)度要求降低。

（3）原創(chuàng)的液壓系統(tǒng)。囊狀結(jié)構(gòu)將采用復(fù)合材料，重量將大大降低并具有高度可靠性，將解決變掠翼飛行器質(zhì)量大，控制機(jī)構(gòu)易損的頑疾。

（4）結(jié)構(gòu)精簡。液壓系統(tǒng)集成了控制和受力部分，結(jié)構(gòu)相比現(xiàn)有系統(tǒng)簡單許多。

參考文獻(xiàn)

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[2] 張冬，胡孟權(quán)，王旭，等.前后掠翼鴨式布局中鴨翼渦的流動機(jī)理[J].飛行力學(xué)，2016，34（1）：36-39.

[3] Gerhardt HA，Seho K，Nolan J，et al.Aircraft with variable forward-sweep wing：US， US10073898A[P].1999-11-16.