變后掠翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析

基于變搶的機(jī)動(dòng)變搶算法專家估計(jì)，無人機(jī)在21世紀(jì)的飛機(jī)中是“殺手”。為此,世界主要軍事強(qiáng)國(guó),尤其是美國(guó),己著手研究和評(píng)估無人作戰(zhàn)飛機(jī)。對(duì)于許多無人作戰(zhàn)飛機(jī)來說,能否完成任務(wù)取決于其能否同時(shí)擁有高空低速飛行(巡邏構(gòu)型)能力和超音速攻擊(攻擊構(gòu)型)能力。比如,某無人作戰(zhàn)飛機(jī)典型的作戰(zhàn)任務(wù)為:在遠(yuǎn)離敵方的機(jī)場(chǎng)起飛,高速(大后掠角)進(jìn)入目標(biāo)區(qū)域,高空突防后,長(zhǎng)時(shí)間(最小后掠角)對(duì)目標(biāo)區(qū)域進(jìn)行實(shí)時(shí)偵查,若發(fā)現(xiàn)目標(biāo)后立刻高速(大后掠角)撲向目標(biāo)進(jìn)行攻擊。再比如,某新能源無人飛行器,要求上升段具有良好的高速性能,可以以較大速度、較小阻力盡快上升到預(yù)定高度,要求盤旋下降段飛行器能夠在小動(dòng)力下長(zhǎng)時(shí)間盤旋下滑飛行,具有良好的低速盤旋性能,可以以較小速度、較高的升阻比實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)的盤旋下降飛行,滿足長(zhǎng)時(shí)留空的要求。飛行器在設(shè)計(jì)上都可以考慮采用變后掠翼的方式,低速時(shí)轉(zhuǎn)向小后掠角、大展弦比,其升力及升阻比明顯增加,巡航性能明顯改變;超音速時(shí)轉(zhuǎn)向大后掠、小展弦比,其波阻小,超音速性能良好。本文提出了一種機(jī)翼變后掠翼設(shè)計(jì)方法,共分三步:第一步,結(jié)合機(jī)翼幾何參數(shù)和設(shè)計(jì)指標(biāo),確定變掠機(jī)構(gòu)位置和機(jī)構(gòu)部分主要參數(shù);第二步,建立數(shù)學(xué)模型,對(duì)機(jī)構(gòu)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)分析,把握機(jī)翼運(yùn)動(dòng)隨時(shí)間或連桿的變化規(guī)律;第三步,用具體的算例證明該方法的有效性和合理性。1獨(dú)立后傾斜系統(tǒng)的設(shè)計(jì)分析1.1氣動(dòng)合理的雙構(gòu)式組合對(duì)于無人機(jī)來說,機(jī)翼變后掠的設(shè)計(jì)要求就是要保證機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)能滿足飛行任務(wù)段所需要的后掠角,機(jī)構(gòu)不但要重量輕、控制簡(jiǎn)單和運(yùn)動(dòng)可靠,同時(shí)還要保證機(jī)翼結(jié)構(gòu)傳力路線的合理可行,并兼顧機(jī)翼結(jié)構(gòu)內(nèi)部空間的大小。1.2后掠角變化分析有研究表明變后掠機(jī)翼轉(zhuǎn)軸位置對(duì)氣動(dòng)中心移動(dòng)量有很大的影響。如果轉(zhuǎn)軸展向位置比較靠外,則氣動(dòng)中心的移動(dòng)量會(huì)明顯減小,但參與變后掠的機(jī)翼面積比例就會(huì)太小,體現(xiàn)不出足夠的變后掠氣動(dòng)效益。轉(zhuǎn)軸太靠近翼根,則穩(wěn)定裕度隨后掠角變化太大,結(jié)構(gòu)增重,過載能力受到限制,也限制了變后掠優(yōu)越性的發(fā)揮。根據(jù)對(duì)變后掠機(jī)翼的研究,選取翼展30%為轉(zhuǎn)軸位置較為合理。因此將機(jī)翼設(shè)計(jì)為分段機(jī)翼,內(nèi)段翼固定不動(dòng),外段翼進(jìn)行變后掠。1.3作動(dòng)筒兩端連接采用液壓或電力驅(qū)動(dòng),變桿長(zhǎng)連桿傳動(dòng)。主軸通過軸承連接在軸翼盒上,連桿和主軸固連,外段翼與連桿固連,作動(dòng)筒一端通過推桿基座和內(nèi)段翼活動(dòng)連接,另一端和外段翼上的轉(zhuǎn)軸鉸接。作動(dòng)筒推桿前后伸縮時(shí),帶動(dòng)外段翼繞主軸旋轉(zhuǎn),同時(shí)作動(dòng)筒繞推桿基座旋轉(zhuǎn),從而實(shí)現(xiàn)變后掠。2變后撒布機(jī)的設(shè)計(jì)計(jì)算2.1內(nèi)段機(jī)翼主軸及后掠地位將運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)抽象,得到變后掠機(jī)構(gòu)的數(shù)學(xué)模型,如圖1所示。其中(b)是(a)中變掠機(jī)構(gòu)的放大圖,假設(shè)內(nèi)翼尖弦和外翼根弦后緣點(diǎn)平齊,A代表內(nèi)段機(jī)翼上的機(jī)構(gòu)主軸,C代表外段翼上與作動(dòng)筒鉸接的轉(zhuǎn)軸,D代表作動(dòng)筒推桿基座,AB代表連桿,CD代表作動(dòng)筒,BC為外段機(jī)翼根弦初始位置,EF為外段機(jī)翼根弦最大后掠位置,四邊形ABCD代表機(jī)翼初始狀態(tài)時(shí)機(jī)構(gòu)的位置,四邊形AEFD代表機(jī)翼最大后掠狀態(tài)時(shí)機(jī)構(gòu)的位置。機(jī)構(gòu)部分變量含義見表1。2.2轉(zhuǎn)軸的選擇機(jī)翼幾何形狀確定后,h,g,α,β也就確定了,其它參數(shù)的確定如下:參數(shù)a:由圖1中的幾何關(guān)系可以確定:a=g-htanαa=g?htanα參數(shù)b:轉(zhuǎn)軸的弦向位置對(duì)氣動(dòng)中心的移動(dòng)量的影響不如展向位置敏感,而選擇轉(zhuǎn)軸弦向位置時(shí)主要考慮結(jié)構(gòu)的影響。一般應(yīng)選在厚度較大的位置,取得較大的結(jié)構(gòu)高度,提高承載能力,減輕重量。因此,主軸可選擇在內(nèi)翼尖弦的35%～50%(一般翼型最大厚度處)弦長(zhǎng)處。另外,還要考慮運(yùn)動(dòng)協(xié)調(diào)要求,機(jī)翼變后掠時(shí),在轉(zhuǎn)軸附近處,轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)翼的一部分將從固定機(jī)翼中轉(zhuǎn)出來,另一部分則要轉(zhuǎn)進(jìn)去。要考慮相互干擾部分的總體相容性,轉(zhuǎn)軸可選擇在外翼根弦的60%左右弦長(zhǎng)處。參數(shù)θ:為保證機(jī)翼有著良好的整流特性,外翼初始狀態(tài)時(shí)機(jī)翼后緣與內(nèi)翼后緣平行,最大后掠狀態(tài)時(shí)外翼前緣與內(nèi)翼前緣平行。則外翼后掠角可在α到β之間變化。則:θ=α-β。如果總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)上對(duì)機(jī)翼變后掠的角度范圍有要求,可以重新設(shè)定θ角,不影響其它參數(shù)的計(jì)算。參數(shù)s,f,l,d:由作動(dòng)筒設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn),可知s/l=k(k=0.45～0.85),結(jié)合圖1中幾何關(guān)系可得:l=s/k(1)f=(k+1)·s/k(2)d=√(f-a)2+b2(3)d=(f?a)2+b2??????????√(3)其中,s可由下面的計(jì)算確定:由圖1(b)中的幾何關(guān)系以及余弦定理可以確定:CF2=AC2+AF2-2AC?AFcosθcos(∠Ω)=AC2+CD2-AD22AC?CDcos(∠δ)=cos(180°-θ2-Ω)=sin(θ2+Ω)=CD2+CF2-DF22CD?CFCF2=AC2+AF2?2AC?AFcosθcos(∠Ω)=AC2+CD2?AD22AC?CDcos(∠δ)=cos(180°?θ2?Ω)=sin(θ2+Ω)=CD2+CF2?DF22CD?CF經(jīng)推導(dǎo)后得到作動(dòng)筒最大行程s的計(jì)算公式如(4)式所示:sin(θ2+arccos(a2+b2+f2-d22f?√a2+b2))=2(a2+b2)(1+cosθ)+2f?s+s2f?√8(a2+b2)(1+cosθ)(4)當(dāng)最大后掠角度θ確定后,同時(shí)結(jié)合經(jīng)驗(yàn)給定一個(gè)k值,求解方程(4)即可得到作動(dòng)筒最大行程s,結(jié)合式(1)(2)(3)進(jìn)行求解,機(jī)構(gòu)的全部參數(shù)都將確定下來。3各作動(dòng)筒參數(shù)變掠機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)合成的效果為外段翼繞主軸(A點(diǎn))旋轉(zhuǎn)(見圖2),選擇外段翼和作動(dòng)筒共用的一點(diǎn)C,其運(yùn)動(dòng)為繞A的圓周運(yùn)動(dòng),即F點(diǎn)合速度的方向垂直AF。則在整個(gè)運(yùn)動(dòng)過程中有:v′cos(90°-?)=vθ(t)=ω(t)=v′AF=vAF?sin?由圖中的幾何關(guān)系及余弦定理可以確定:cos?=AF2+DF2-AD22AF?DF=(a2+b2)+(f-c)2-d22√a2+b2?(f-c)式中,c=vt。將以上各式整理可得:θ(t)=ω(t)=v√(a2+b2)?(1-cos2?)(5)若作動(dòng)筒為勻速運(yùn)動(dòng),則速度v由作動(dòng)筒最大行程除以作用時(shí)間來確定;若作動(dòng)筒為非勻速運(yùn)動(dòng),則需要給定速度隨時(shí)間的變化規(guī)律,通過式(5)帶入其它設(shè)計(jì)參數(shù),并進(jìn)行數(shù)值求解,便可得到機(jī)翼運(yùn)動(dòng)隨時(shí)間的變化規(guī)律。4計(jì)算4.1變掠機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)某變后掠無人機(jī)機(jī)翼平面形狀如圖3所示。運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)指標(biāo)為:外翼后掠角變換范圍為從4.4°～30°;5s完成。第一步,結(jié)合機(jī)翼平面形狀參數(shù)和設(shè)計(jì)指標(biāo),確定變掠機(jī)構(gòu)參數(shù)如表2。第二步,假設(shè)作動(dòng)器做勻速運(yùn)動(dòng),則:v=s/t=1.92cm/s將數(shù)值代入計(jì)算關(guān)系式(5),用MATLAB數(shù)學(xué)計(jì)算軟件對(duì)其進(jìn)行數(shù)值求解,得到機(jī)翼運(yùn)動(dòng)隨時(shí)間和連桿的變化規(guī)律曲線,見圖5和圖6中的數(shù)值計(jì)算結(jié)果。4.2catia仿真分析為了對(duì)變后掠機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律和運(yùn)動(dòng)過程進(jìn)行比較直觀的分析和對(duì)上述計(jì)算模型、參數(shù)計(jì)算方法進(jìn)行驗(yàn)證,用大型三維建模分析軟件CATIA對(duì)算例的變后掠運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了三維建模,并利用其運(yùn)動(dòng)分析模塊進(jìn)行了運(yùn)動(dòng)模擬仿真分析,仿真結(jié)果見圖4～圖6。通過對(duì)比圖5和圖6中的曲線可以發(fā)現(xiàn),圖中的曲線幾乎是完全重合的,這說明CATIA運(yùn)動(dòng)仿真得到的結(jié)果與MATLAB數(shù)值計(jì)算得到的結(jié)果是一致的,證明了本文方法的有效性和合理性。5建立變式中的仿真1)本文對(duì)變后掠翼機(jī)構(gòu)進(jìn)行了設(shè)計(jì)計(jì)算,給出了部分主要參數(shù)的設(shè)計(jì)分析及計(jì)算公式。當(dāng)給定了機(jī)翼平面形狀參數(shù)和設(shè)計(jì)指標(biāo)后,通過本文設(shè)計(jì)分析和計(jì)算方法,可以合理布置變掠機(jī)構(gòu)位置、設(shè)計(jì)變掠機(jī)構(gòu)部分主要參數(shù)和對(duì)機(jī)翼的運(yùn)動(dòng)進(jìn)行建模分析。2)通過對(duì)具體的算例,建立機(jī)構(gòu)的實(shí)體模型,進(jìn)行運(yùn)動(dòng)模擬仿真,運(yùn)動(dòng)仿真得到的后掠角隨