無人機折疊尾翼展開與鎖定技術研究

王 鵬

（江南機電設計研究所，貴州 貴陽）

引言

隨著無人機的發展，為便于無人機的攜帶和彈射，多采用彈射筒與無人機一體化存放的特點，采用壓縮空氣或者彈射筒內置彈射機構進行彈射，此時需要對無人機的機翼和尾翼進行折疊。傳統的尾翼折疊機構通常采用在轉軸處安裝的扭簧作為展開動力來源，采用適配器限位的方式，存在結構體積大、展開動力弱、翼面氣動阻力過大等缺點，同時適配器與彈射筒存在摩擦力，影響無人機的的整體彈射性能，結構更加緊湊的無適配器折疊尾翼高過載展開鎖定機構成為彈射無人機的機翼、尾翼折疊機構發展趨勢[1]。本文將依據實際工程設計經驗，從理論分析、展開鎖定機構一體化設計、動力學仿真等方面著手，建立一種彈射無人機折疊尾翼展開與鎖定設計方法，為無人機折疊尾翼的設計提供一種參考。

1 彈射無人機折疊尾翼高過載展開與鎖定難點及解決方案

1.1 技術難點

折疊尾翼高過載展開與鎖定存在以下技術難點：

（1）折疊尾翼展開時機

無人機在彈射筒內運動時間極短，同時存在較大的過載，折疊尾翼的工作形式決定折疊尾翼在彈射筒內不能展開，否則將與彈射筒發生刮擦。同時折疊尾翼需在離開彈射筒后及時展開，以確保彈射無人機的穩定性。

（2）折疊尾翼結構強度

無人機彈射時折疊尾翼在筒內處于高過載條件，且折疊尾翼屬于運動機構,不能產生較大的變形，否則會發生卡滯變形甚至結構損壞，而由于彈射無人機尺寸重量限制，結構設計余量較小，設計難度大。

（3）折疊尾翼展開速度

彈射無人機折疊尾翼在離開彈射筒后需在短時間內快速展開，若展開速度達不到控制系統和氣動系統要求，會影響彈射后穩定性和精度[2]。

1.2 解決方案

（1）基于彈射過載解鎖的折疊尾翼設計

彈射無人機在彈射過程中最大的變量為彈射過程中的過載，而過載變化過程與折疊尾翼折疊展開時機需求吻合，基于彈射無人機折疊尾翼的實際工作原理，設計一種基于過載變化的折疊尾翼展開機構即可解決折疊尾翼的展開時機問題，既在高過載時，折疊尾翼在彈射筒解鎖但不展開，在彈射無人機出彈射筒后，不再受到膨脹壓縮空氣作用，高過載消失后折疊尾翼展開鎖定。

（2）折疊尾翼結構強度優化設計

結構抗高過載技術手段通常有兩種，采用高強度材料和減輕結構重量[3]。根據折疊尾翼的結構特點和工作原理，采用兩種方法相結合的方式設計折疊尾翼，即采用高強度碳纖維復合材料作為骨架，中間敷設泡沫材料，受力較大的轉軸部位為高強度碳纖維復合材料，受力較小的翼面主體為質量較輕的泡沫材料，根據結構受力特點合理分布，相較于采用單一高強度碳纖維的翼面，其轉軸處應力大幅度降低。

（3）折疊尾翼展開動力優化設計

普通無人機折疊尾翼的展開動力為內嵌于轉軸處的扭簧，由于扭簧位于翼面的迎風面，故其尺寸不能太大，這就導致折疊尾翼展開動力較弱。充分利用無人機空余尾部空間，設計一種壓縮彈簧作為折疊尾翼的展開動力，利用楔形效應，將沿無人機軸向的彈簧推力轉化為沿折疊尾翼展開方向的展開力矩，推動折疊尾翼快速展開。由于壓縮彈簧位于無人機內部不干擾無人機整體氣動性能，故可采用大直徑簧絲繞制，相較于扭簧能提供更大的展開力，保證較快的展開速度。

2 彈射無人機折疊尾翼高過載展開與鎖定技術研究

針對前文提到的技術難點和解決方案，結合彈射無人機實際設計經驗，設計一種折疊尾翼展開鎖定一體化機構，運用工程設計解決上述存在的問題。此機構由三部分組成。

（1）基于彈射過程動態變化過載的折疊尾翼展開與鎖定機構

將彈射過程中變化的過載作為解鎖展開動作的判定依據，即在發射筒內彈射后高過載時展開鎖定機構解鎖，但由于發射筒內高過載持續存在，折疊尾翼不展開，在彈射無人機離開發射筒后高過載消失，折疊尾翼展開鎖定。

展開鎖定一體化機構內部構造如圖1 所示，一體化機構由折疊翼、鎖舌、銷釘和壓縮彈簧組成，其中銷釘上預制斷裂槽，銷釘在受較大剪切力時沿斷裂槽斷裂。折疊狀態時推動鎖舌的彈簧處于壓縮蓄能狀態，鎖舌尾部卡扣對折疊尾翼限位使其處于折疊狀態，銷釘對鎖舌進行限位，在彈射前限制鎖舌的運動。彈射無人機彈射時在膨脹壓縮空氣的作用下產生極大過載，鎖舌壓縮彈簧向彈尾方向運動，向后運動的鎖舌剪切銷釘沿斷裂槽斷裂，銷釘斷裂后鎖舌繼續向后運動一段距離，在此段距離內鎖舌上卡扣對折疊尾翼仍起到限位作用，當彈射無人機出發射筒后不再受到膛壓作用，過載力消失，鎖舌對壓縮彈簧的壓縮力消失，失去限位的壓縮彈簧推動鎖舌向前運動，由于限制鎖舌運動的銷釘已折斷，鎖舌繼續向前滑行，滑行過程中鎖舌弧面與折疊尾翼上開孔接觸產生一個沿折疊尾翼展開方向的分力，推動折疊尾翼快速沿逆時針方向展開，展開到位后，鎖舌繼續向前運動并貼緊折疊尾翼側面，此時鎖舌限制折疊尾翼向順時針方向的運動，完成對折疊尾翼的鎖定，展開鎖定狀態如圖2 所示。

圖1 折疊尾翼初始折疊狀態示意圖

圖2 展開狀態示意圖

（2）基于碳纖維復合材料-泡沫材料混合設計的折疊尾翼

常規彈射無人機的尾翼采用單一材料制造，為了保證結構強度，通常采用高強度碳纖維復合材料制造，而折疊尾翼的應力集中區域通常位于轉軸處，這就導致翼尖處的應力較小而轉軸處應力極大。將折疊尾翼的中部采用鏤空設計，外圈為高強度碳纖維復合材料，內圈敷設輕質泡沫材料。采用此種設計，可以降低折疊尾翼的整體質量，從而減小折疊尾翼轉軸處的應力，將外圈承受的過載力可以均勻的轉化為內部泡沫材料邊緣均勻分布的剪力，從而降低整體應力。

（3）基于圓柱彈簧直驅的折疊翼展開系統

普通彈射無人機的折疊尾翼常用扭簧作為展開的動力來源，由于其位于折疊尾翼轉軸處，故其結構不能做的過大，否則將導致氣動阻力增大，而采用圓柱彈簧直驅的折疊尾翼展開系統可采用大線徑簧絲繞制，可提供較大的展開動力，同時充分利用了彈射無人機尾部的剩余空間，使整體結構更加緊湊，由于取消了位于折疊尾翼轉軸處的扭簧，可對轉軸處進行結構加強，增強折疊尾翼整體強度和剛度。

3 彈射無人機折疊尾翼高過載展開與鎖定過程仿真計算

3.1 折疊尾翼高過載展開鎖定過程動力學仿真驗證分析

發射筒內過載隨膨脹壓縮空氣壓力的變化而不斷變化，根據發射筒內膛壓變化趨勢，模擬發射筒內部過載變化[4]，初步預設發射筒內彈射無人機過載峰值為100 g，持續時間8 ms。

利用ADAMS 建立折疊尾翼高過載展開分析模型。彈簧預壓縮20 mm，折疊尾翼與無人機采用旋轉副連接，鎖舌與無人機采用滑動副連接，鎖舌與折疊尾翼之間的接觸設置為碰撞力，彈身整體為滑動副與地面連接。以上各運動副均考慮摩擦力對運動副的影響。根據彈射無人機的實際工作原理，將彈射無人機整體受到的膛壓以加載于無人機的過載形式給出，即在無人機上加載100 g 過載。

仿真過程如圖3 所示。

圖3 折疊翼展開過程

尾翼展開角速度變化如圖4 所示，在過載初始階段，鎖舌向后運動切斷銷釘后，鎖舌受到持續過載的作用，鎖舌持續壓縮彈簧，此時鎖舌對折疊翼無相對運動，折疊翼處于折疊狀態，彈射無人機出發射筒后，過載消失，鎖舌受到的過載力消失，此時彈簧推動鎖舌向前運動，鎖舌向前運動2 mm 后，鎖舌卡扣失去對折疊翼的限位作用，鎖舌繼續沿折疊翼上開孔向前運動推動折疊翼，施加了一個沿折疊翼展開方向的分力，推動折疊翼順時針方向展開，展開到位后，鎖舌繼續向前運動，鎖定折疊翼。由折疊翼展開角速度變化可知，折疊尾翼展開時間為15 ms。

圖4 折疊翼展開角速度變化

由仿真結果可知，折疊尾翼在發射筒內未展開，在離開發射筒后展開鎖定，折疊尾翼展開時間14 ms，折疊尾翼展開后，沿轉軸由輕微晃動，但整體呈現收斂趨勢。彈射無人機在離開炮口后能及時展開，達到使用指標要求。

3.2 折疊尾翼結構強度仿真驗證分析

發射筒內過載最大的時刻是折疊尾翼受力最嚴重工況，此時折疊尾翼承受的力主要是彈射的過載力，利用Abaqus 建立折疊尾翼力學仿真分析模型并進行分析計算，仿真結果如圖5 所示。

圖5 折疊尾翼靜力學仿真分析結果

通過仿真計算可知，折疊尾翼轉軸處最大應力為243 MPa，安全系數為2.47，在過載100 g 時折疊尾翼結構未損壞，折疊尾翼中復合材料填充層邊緣最大應力為5 MPa，復合材料填充層結構未損壞。相較于純高強度碳纖維的折疊尾翼，采用復合結構的尾翼其轉軸處應力下降約20%。

4 結論

本文針對彈射無人機折疊尾翼高過載展開鎖定的技術難點，采用工程設計手段解決存在的問題，使結構更加簡單可靠，同時采用相應的仿真軟件對折疊尾翼展開鎖定機構進行了仿真分析，驗證其解鎖、展開時機、展開速度和結構強度等性能。結論如下：

（1）彈射無人機彈射時，折疊翼在發射筒內解鎖成功，解鎖后仍受到彈簧受到鎖舌在高過載下的持續壓縮，此時鎖舌持續鎖定折疊翼，折疊尾翼未展開，不會與發射筒產生刮擦。

（2）彈射無人機離開發射筒后，彈射過程中的高過載消失，彈簧失去限制后推動鎖舌向前運動，向前運動的鎖舌在與折疊尾翼上的開口邊緣相互作用推動折疊尾翼展開，折疊尾翼展開后，鎖舌在繼續向前運動，運動到位后完成對折疊尾翼的鎖定。

（3）彈射無人機折疊尾翼及展開鎖定機構未發生結構破壞，相較于采用單一高強度碳纖維復合材料制作的彈射無人機折疊尾翼，其整體結構更輕，轉軸處的應力更小，整體變形量更小。

（4）折疊尾翼展開時間相較于采用扭簧的傳統折疊尾翼，其翼面橫截面積更小，展開速度更快，折疊尾翼展開時間為14 ms，達到使用要求。