基于小型飛艇的折疊翼總體結構設計和分析

袁志華， 郭首邑

（沈陽理工大學 裝備工程學院，沈陽110159）

0 引 言

目前，折疊翼在有特殊要求的武器或飛行器上的使用較為普遍。其結構簡單、占用空間小，可最大化地節省空間，在增強導彈的綜合作戰性能方面上起到了重要的作用。

折疊翼在展開過程中所處的環境較為復雜，內部的機構裝置既需傳遞載荷又要滿足運動功能要求[1-4]，因此整體折疊機構的結構設計、參數計算及各構件的位置直接影響整體裝置的快速性、可靠性及穩定性。

本文基于小型飛艇的內部結構和飛行狀態，設計更適合折疊機構工作的輸出裝置及不同飛行要求下折疊機構的具體方案和尺寸參數，并進行機構的可靠性計算及仿真。總體設計結構組成如圖1所示。

1 動力裝置的設計

考慮到飛艇內部含有大量氣體，為保證動力裝置可持續提供折疊機構所需的動力，故設計將燃氣作動筒裝置作為動力裝置，其內部的燃燒室可通過壓縮氣體來實現內能和機械能的轉化。

1.1 活塞的設計

活塞的類型選取考慮到其做功運動的工作效率、損耗的功率、工作行程等因素，且綜合比較各類活塞的優劣性，最終選取筒形活塞。還需加裝固體緩沖裝置來減弱對機構和整體裝置的沖擊效果。

圖1 總體設計結構組成

基于作動筒的結構和尺寸參數，設計活塞的直徑為φ150 mm。活塞總體高度H的設計需基于活塞的直徑大小，可表達為

因此高度設計為180 mm較為合理。

活塞銷中心到底邊的距離需基于活塞裙座到底邊的距離，可表達為

根據標準化尺寸參數，設計活塞頂部到第一活塞環距離c為10 mm，因此其活塞銷到底邊的距離設計為84 mm。由此活塞的基本參數即可確定，如表1所示。

確定活塞的類型及基本參數，即可繪制出整體的活塞設計圖，如圖2所示。

1.2 作動筒的基本參數

理想情況下作動筒內部的壓強P=5 MPa[5]。

由于推進劑裝藥燃燒的工作時間極其迅速,因此設定其裝藥燃燒無其余的熱量損失。依據理想氣體定律，作動筒內部的燃燒可表示為

表1 活塞的基本參數 mm

圖2 活塞的結構設計圖

式中：m為推進劑的總質量；n為燃燒壓力指數；R為燃氣體常數；Te為燃氣溫度；Vi為燃燒初始容積；X為在t時刻的活塞行程。

f1為作用于活塞的推力，由藥柱燃燒產生后的壓強產生，因此其值可表達為

在作動筒工作過程中，摩擦力會消耗一部分藥柱燃燒產生的能量。通過分析，其總阻力由筒體內壓縮空氣的阻力和活塞處摩擦力兩部分組成，因此實際推力可表達為

式中：M為活塞的質量；f2為筒內壓縮空氣的阻力；f3為活塞配合處的摩擦力。

筒內壓縮空氣的阻力f2的計算公式為式中：D5、D6分別為活塞直徑和活塞桿直徑；P2為作動筒后段筒體內的空氣壓強，Pa(N/m2)。

活塞配合處的摩擦力可表達為

式中：b1為密封圈配合的接觸寬度;μ2為密封圈處的摩擦因數，動摩擦因數通常取0.02～0.30，計算時可取其值的1/5。

故可求出其燃氣作動筒的壓強和其實際推力情況，如表2所示。由此即可分析出作用于活塞的基本運動規律。

表2 作動筒的基本參數

2 折疊裝置的設計

2.1 折疊機構的結構設計

基于折疊機構的工作原理，為保證整體飛行器的穩定性和結構完整，故在折疊機構的結構設計時需著重考慮以下幾點：1）折疊機構的內部結構需盡量簡易、占用較小空間，且保證運動過程中不能破壞翼面蒙皮；2）需控制運動過程中機構平穩，將其對機體的影響控制到最低；3）鎖緊機構需能承受翼板間的載荷。

整體的翼面設計由內翼、折疊翼、外翼三大部分組成。設計內翼的展向長度較中翼略短，使其所受的力矩盡量小，而中翼與外翼的展向長度相等。考慮到飛行過程中所處的環境及其所需的要求不同，因此將設計翼面有折疊狀態、半展開狀態和全展開狀態三種飛行姿態，如圖3所示。

當在上升或下降時，為減小所受的阻力，短時間內提高飛行速度，因此設計折疊翼可相對于內翼以勻速的速率沿轉動軸轉動135°，轉動過程中，外翼始終保持水平狀態，此時達到折疊狀態，整體翼面呈現“Z”字型，如圖3（a)所示。為保證飛艇具有良好的飛行狀態，折疊翼需以勻速的速率進行展開運動，沿轉動軸順時針轉動90°，達到半展開狀態，如圖3（b)所示。當需進行長距離飛行時，實現其飛行高續航、遠距離的特點，故設計折疊翼在半展開狀態下可繼續沿轉動軸再轉動45°，使內翼、折疊翼和外翼達到同一水平上，實現翼面的完全展開，達到全展開狀態，如圖3（c)所示。

為更明確、直觀地展示出其折疊機構的具體折疊方案和各機構的位置，故繪制出其折疊機構的機械原理圖，如圖4所示。

折疊翼展開機構的主要設計參數包括： 運動推桿的長度BA1；作動筒的支點（O點）與折疊翼初始位置點（A1點）的距離l1；折疊翼旋轉運動的中心點（Q點）與另一端點的距離l2。

基于上述要求及實際設計參數的可行性，故設計其尺寸：l1=1750 mm，l2=1350 mm。初始位置時作動筒與水平面的夾角θ (簡稱為燃氣作動筒初始角）為30°，且要求作動筒的擺動角φ 在運動過程中小于8° ，保證其機構的傳動效率大于90%。總體機構運動簡圖如圖5所示。

圖3 折疊翼的不同飛行姿態

圖4 折疊機構原理圖

圖5 總體機構運動簡圖

2.2 鎖緊機構的結構設計

在設計時考慮到折疊翼在運動過程中有不同程度的角度轉動，因此設計的鎖緊機構的工作原理為折疊翼在運動過程中或未完全展開到位時, 滑塊左端由于扭桿套筒的限制，從而無法向左移動進到兩個套筒連接處，如圖6（a)所示。

在折疊翼進行展開運動時，需緩慢沿轉動軸轉動一定的角度時, 因此設計扭轉套筒上設計的角度與折疊翼轉動的角度相同。由于滑塊的約束,從而實現了鎖緊的目的，如圖6（b)所示。

圖6 鎖緊機構結構圖

3 折疊機構的可靠性分析與計算

3.1 展開時間分析

在此設計參數下，將折疊翼展開時間t 作為分析指標時，參考圖5的總體機構簡圖，可建立其方程為

式中：OA1、OA2分別表示點A1、A2到點O的距離；V表示燃氣作動筒輸出速度，則

故可知，展開時間還與折疊翼的長度、作動筒的初始角及其旋轉支點到折疊翼的起始長度有關。展開機構的展開時間與作動筒可提供的推力成反比，機構的轉速越高，所需時間則越短，其所需的推力則越大。

3.2 對機體的影響分析

機構運動過程中，空氣阻力會影響其飛行姿態。理論上，機體會受到空氣動力矩Mo的作用，故可表達為

式中，t1、t2為折疊翼運動初始和到位時間。

根據其角動量公式聯立，則有

因此在考慮空氣動力矩后，折疊翼的快速展開過程會產生初始角速度,使機體轉動一定的角度，其數值的大小取決于所受到的空氣動力矩Mo的大小。除此之外，轉動過程中也受到阻力、自身轉動慣量、運動時間等影響。

3.3 機構的可靠性計算

在整體機構的運動過程中，忽略氣動阻力所帶來的影響，因此可將安全邊界方程表達[6-7]為

式中：Wz為作動筒運動所提供的總功；Wm、Wp分別為機構運動摩擦力所消耗的能量和所做的功。

作動筒運動所提供的總功可表示為

式中,L為活塞所運動的行程。

計算機構間的摩擦力，只考慮翼面轉動離心做力產生的摩擦力所的功，忽略其與槽之間的摩擦力所做的功，因此其摩擦力矩Mm的表達式為

式中：M為翼面總體(折疊翼和外翼)的總質量；lm為翼面總體的質心與其轉軸之間的距離；r為軸孔半徑；f0為當量摩擦因數，一般情況下取0.10。

由于折疊翼在運動過程中將隨時轉動，因此其摩擦力矩的值也將呈動態變化，因此有

折疊翼在運動過程中主要做轉動運動，因此將其所做的功表示為

其中，J為折疊翼繞內翼轉動的轉動慣量。

參考相關數據，取其變異系數為0.15,則其均方差為

其機構運動過程可靠性指標可表示為

通過計算得出折疊翼展開機構的運動可靠性為0.978，證實整個機構運動過程較為平穩，不會出現過大的波動或者失效的情況。

4 結 論

本文基于計算出作動筒內部的實際壓強和可提供的推力的前提下，進行折疊翼的總體結構和尺寸參數設計，并根據其飛行的要求不同提出了不同的折疊方案，該方案和其結構在滿足設計要求的前提下，優點較為顯著；并通過計算和分析整體機構的可靠性，證實該整體機構在運動過程中可靠和平穩。若要提高機構運動時的平穩性，減小其對機體的影響，可采取潤滑轉動副、優化翼型設計等措施。對今后折疊翼的進一步研究發展具有一定參考價值。