新型变体翼展开和控制机构设计

马一鸣+宋啸中

摘 要：变掠翼飞行器虽然有着良好的气动性能，但是受制于结构强度及质量等问题，一直没能大范围装备。该文完成了一款可变掠翼的变体翼飞行器的概念设计（以可变前掠翼为例），设计了一套简洁、紧凑的机翼展开结构；同时采用了独特设计的双层液压挺柱作为机翼承力的基本结构，能改善机翼和机身连接处的受力情况，能改变整体机翼的前掠角、俯仰角。该飞行器兼顾了高速和低速的气动性能，具有极高的机动性，结构强度的问题也得到极大改善。

关键词：变掠翼 前掠翼 变体飞行器

中图分类号：V22 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2016）11（b）-0018-03

航空飞行器发展至今已有百余年历史，人类对于高空、高速、高机动性、高飞行效率的追求从未停止。如何兼顾高超音速、跨音速、亚音速状态下飞行气动性能是未来先进飞行器亟需解决的重要问题。机翼的形态直接决定了该飞行条件下的飞行性能，因此改变飞行器机翼形态是适应飞行工况和调节飞行性能的最直接方式[1]，并且机翼的不同布局对气动性能也有较大影响[2]。在20世纪后半叶，变后掠翼战机曾被研发并装备，它具有航程大、适应性广、跨音速性能好等优点。而前掠翼飞行器相比于后掠翼飞行器有着更好的机动性和隐身性，国内外对可变前掠翼飞行器有很多理论上的研究[3]，但由于结构复杂等原因，还未有实物样机。该文提出一种新型的可变掠翼结构，能实现机翼的展开、俯仰等运动并且有别于现有的主流变体设计；同时采用特殊设计的液压挺柱对机翼进行减振和操纵，能有效抵抗展开过程中的气动冲击，提高结构的可靠性。

1 结构和原理分析

1.1 总体结构

该变体翼飞行器的总体结构布局如图1所示。该飞行器采用背部发动机，腹部进气。飞行器的翼面有主翼、鸭翼和尾翼，其中主翼和鸭翼是可以展开的。鸭翼和主翼均为变掠翼，采用类似的展开控制结构。以主翼为例，该文设计的展开机构为一套连杆系统，动力由展开轮系（6）提供。

1.2 液压挺柱的结构和布局

此系统核心部件之一为特殊设计的韧性液压挺柱，由上挺柱、下挺柱及中间囊状部分组成，如图2所示。其中囊状部分由内囊和外囊组成，外囊将内囊包裹，且内外囊间由液压油填充。外囊使用橡胶/碳纤维复合材料，高强度，高弹性，高模量，具有极强的柔韧性，并具有较强强度；内囊使用碳纤维编织，具有极高的抗拉强度和刚性，且内、外两油囊不连通。内囊在上挺柱内设有卷帘，通过卷帘收放来调整内囊长度从而控制两挺柱间距离。上挺柱中空设有供油管路与内油囊相连，可以向内泵入高压油。上挺柱固定在机翼上，下挺柱安装在机身滑轨上，供液压油系统在机翼内部。当内囊泵入高压油过程中弹簧中的刚性固定架解锁，下挺柱中间的活塞压块被向下推，到达预定位置后与滑轨槽接触并发生相互挤压，静摩擦力很大，此时液压挺柱锁死在滑轨上不可滑动，此时内囊完全呈刚性，液压挺柱相当于一根刚性杆，可以起到支撑、夹紧和定位的作用；当内囊油压很低，内囊皮松弛时，活塞压块被弹簧托起，与滑轨之间无接触，此时液压挺柱可在滑轨上滑动，此时弹性的外油囊可以针对冲击起到缓冲减振的作用。

液压挺柱主要用在机翼和机身的连接处。单侧机翼上共布置有6个液压杆，如图3所示。其中①②③位于上翼面，④⑤⑥位于机翼下部。①②④⑤的上挺柱固定在机翼上，下挺柱与机身上的滑轨相连；其中③⑥對称布置，①②④⑤不对称布置。③⑥为液压杆同时为机翼开闭运动的转轴，下挺柱直接固连在机身上，上挺柱通过轴承与机翼相连。因此，在飞行过程中，可通过卷帘收放，调整上、下挺柱距离，通过多个液压杆的配合，可使机翼完成多种不同机动动作。机身与机翼之间的缝隙由活动挡板进行遮挡，当机翼俯仰时可以随机翼调整以确保气流不会进入机身。结构受力方面，轨道交织并固定在各龙骨上，由龙骨将前掠翼受到的气动力均匀分散到机身框架上，改善机翼的根部受力状况。

1.3 前掠翼展开机构

该变体飞行器鸭翼和主翼的展开过程如图4所示。在（a）图中，鸭翼和主翼闭合，鸭翼锁住主翼的翼尖，减少机翼震颤；要打开或闭合主翼，首先需要把鸭翼打开，如（b）图中所示；之后通过转动展开轮，可以将主翼绕液压杆③和⑥定轴转动到一定范围内的任意角度，同时另外几个液压杆在机身上的滑轨上滑动，如图（c）所示。在主翼进行打开和闭合动作时，液压杆③和⑥及部分液压杆内囊充油，呈现刚性，承受主翼的气动力；其余液压杆内囊微微松弛，保留一定的刚度，相当于一根弹性支柱，利用外囊实现减振和缓冲气动力的波动，减少在展开过程中变化的气动力对机身结构的冲击损害。当主翼转动到目标位置的时候，所有液压杆内囊充满油，将主翼夹紧定位。如果要调节机翼的俯仰攻角时，③和⑥的内囊稍微减一点油，呈松弛状态，而其余几个液压挺柱通过调节卷帘，并将内囊注满油，用于定位和夹紧。

此种方式仅在一个小仓段里部署展开机构，并保证机身龙骨不被截断，增加机身结构强度。机翼展开过程中其他方向的力和瞬时的气动力的冲击载荷由液压挺柱外囊承担；展开完成之后液压挺柱锁死机翼。因此展开机构的强度要求大大降低，其结构重量可以大大减轻。这套展开系统还能拓展到变后掠翼等多种变体翼飞行器上，能解决传统变掠翼飞行器展开机构复杂、笨重的缺点。

2 运动和性能分析

2.1 液压挺柱的减振和强度

下面进行强度设计，对于内囊的强度简单估算。设飞机重量为m=300 t（参考苏27最大起飞重量），最大过载a=9 g。假设过载的力矩来自机翼，则每个机翼的受到的气动力合力为F=ma/2=1.32e7 N。由于液压挺柱2和5位置较近，因此简化为一个集中力。设机翼受集中力到挺柱③的距离为L1，挺柱③到⑤的距离为L2，挺柱③⑥受到合力为F1，挺柱②⑤受到合力为F2。设L1=4 m，L2=1.5 m，由杠杆原理可以算出F1=4.8e7 N，F1=3.5e7 N。液压挺柱③和⑥的各受一半的力。

当飞行器做大过载飞行的时候机翼是被固定住的，也就是内油囊充满了高压油，设压力为P，设内油囊承受所有的力F1，内油囊变形成一个椭球，长短轴长度分别为R和H，如图 5所示。

由椭球的关系式可以得到tanα=（hR2）/（r1H2），受力关系为：

a

内油囊皮厚度为d1，内油囊皮材料（碳纤维）的抗拉强度σm=3.5 GPa，安全系数为n=1.5。设内油囊半径r1=0.2 m，椭球长短轴之比为R/H=3，设h/H=0.5，则有d1≥nT/σm=22 mm。因此内囊皮的厚度设计为22 mm。

2.2 机动性分析

传统飞行器需要副翼来控制飛行器的机动飞行。副翼控制飞行器的原理是通过改变副翼的转角，从而改变某一侧机翼的升力，从而产生飞行器滚转或偏航的力矩。该变体翼飞行器不需要副翼来控制飞行器的机动飞行。下面通过定量计算来分析副翼操作与整翼倾转的效果。

为了简化模型，将机翼简化成薄翼（或平板翼），设主翼长为L，副翼长为E。设来流空气速度为V，密度为ρ，在主翼攻角为α，副翼下偏角η时，对于不可压缩流动情况，采用薄翼理论，可以得到襟翼偏转产生的升力系数（以平板和襟翼的总长作为弦长）表达式为：f1=2πα+2η（π-θ1+sinθ1），其中cosθ1=（E-L）/（E+L）。对于不带副翼的机翼，弦长为L+E，升力系数为f2=2πα。

设在副翼与主翼的弦长比例为E/L=0.25，在某一飞行攻角下α1=α2=α，分别操纵传统机翼的副翼倾转角η和该变体翼的全翼Δα，在相同的倾转角Δα2=η=β下，二者升力的增量比例关系可以简化为：

可以发现操纵全翼得到的升力系数的增量提高了近25倍。因此相对于传统带副翼的飞行器，该变体飞行器的机动性上有很大的优势。同时取消副翼之后，飞行器的隐身性也有了极大的提升。

3 结论

该文设计一种变体翼飞行器，具有鸭翼、主翼和尾翼，其中鸭翼和主翼可以展开和闭合，主翼为可变前掠翼设计。详细设计了主翼展开和操纵机构。采用了独创的液压挺柱结构。新的结构有以下几个方面的特点。

（1）高机动性。取消了副翼由整个翼面代替，在二维平板翼下计算，升力系数增量提高了近25倍。各机翼均可改变攻角且独立运动，使其具有了超强机动性。

（2）高结构强度。由液压机构承受气动力和冲击，避免了展开机构受到大的气动力，故对其强度要求降低。

（3）原创的液压系统。囊状结构将采用复合材料，重量将大大降低并具有高度可靠性，将解决变掠翼飞行器质量大，控制机构易损的顽疾。

（4）结构精简。液压系统集成了控制和受力部分，结构相比现有系统简单许多。

参考文献

[1] 吴章沅，胡孟权，张冬，等.双直滑轨式变前掠翼机构设计方案与仿真[J].计算机仿真，2015，32（9）：104-108.

[2] 张冬，胡孟权，王旭，等.前后掠翼鸭式布局中鸭翼涡的流动机理[J].飞行力学，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.