變后掠翼機構(gòu)設(shè)計與分析

變后掠翼機構(gòu)設(shè)計與分析

基于變搶的機動變搶算法專家估計，無人機在21世紀(jì)的飛機中是“殺手”。為此,世界主要軍事強國,尤其是美國,己著手研究和評估無人作戰(zhàn)飛機。對于許多無人作戰(zhàn)飛機來說,能否完成任務(wù)取決于其能否同時擁有高空低速飛行(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)飛機典型的作戰(zhàn)任務(wù)為:在遠離敵方的機場起飛,高速(大后掠角)進入目標(biāo)區(qū)域,高空突防后,長時間(最小后掠角)對目標(biāo)區(qū)域進行實時偵查,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力下長時間盤旋下滑飛行,具有良好的低速盤旋性能,可以以較小速度、較高的升阻比實現(xiàn)長時的盤旋下降飛行,滿足長時留空的要求。飛行器在設(shè)計上都可以考慮采用變后掠翼的方式,低速時轉(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。本文提出了一種機翼變后掠翼設(shè)計方法,共分三步:第一步,結(jié)合機翼幾何參數(shù)和設(shè)計指標(biāo),確定變掠機構(gòu)位置和機構(gòu)部分主要參數(shù);第二步,建立數(shù)學(xué)模型,對機構(gòu)進行運動分析,把握機翼運動隨時間或連桿的變化規(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獨立后傾斜系統(tǒng)的設(shè)計分析1.1氣動合理的雙構(gòu)式組合對于無人機來說,機翼變后掠的設(shè)計要求就是要保證機構(gòu)的運動能滿足飛行任務(wù)段所需要的后掠角,機構(gòu)不但要重量輕、控制簡單和運動可靠,同時還要保證機翼結(jié)構(gòu)傳力路線的合理可行,并兼顧機翼結(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翼轉(zhuǎn)軸位置對氣動中心移動量有很大的影響。如果轉(zhuǎn)軸展向位置比較靠外,則氣動中心的移動量會明顯減小,但參與變后掠的機翼面積比例就會太小,體現(xiàn)不出足夠的變后掠氣動效益。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)對變后掠機翼的研究,選取翼展30%為轉(zhuǎn)軸位置較為合理。因此將機翼設(shè)計為分段機翼,內(nèi)段翼固定不動,外段翼進行變后掠。1.3作動筒兩端連接采用液壓或電力驅(qū)動,變桿長連桿傳動。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,作動筒一端通過推桿基座和內(nèi)段翼活動連接,另一端和外段翼上的轉(zhuǎn)軸鉸接。作動筒推桿前后伸縮時,帶動外段翼繞主軸旋轉(zhuǎn),同時作動筒繞推桿基座旋轉(zhuǎn),從而實現(xiàn)變后掠。2變后撒布機的設(shè)計計算2.1內(nèi)段機翼主軸及后掠地位將運動機構(gòu)抽象,得到變后掠機構(gòu)的數(shù)學(xué)模型,如圖1所示。其中(b)是(a)中變掠機構(gòu)的放大圖,假設(shè)內(nèi)翼尖弦和外翼根弦后緣點平齊,A代表內(nèi)段機翼上的機構(gòu)主軸,C代表外段翼上與作動筒鉸接的轉(zhuǎn)軸,D代表作動筒推桿基座,AB代表連桿,CD代表作動筒,BC為外段機翼根弦初始位置,EF為外段機翼根弦最大后掠位置,四邊形ABCD代表機翼初始狀態(tài)時機構(gòu)的位置,四邊形AEFD代表機翼最大后掠狀態(tài)時機構(gòu)的位置。機構(gòu)部分變量含義見表1。2.2轉(zhuǎn)軸的選擇機翼幾何形狀確定后,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)軸的弦向位置對氣動中心的移動量的影響不如展向位置敏感,而選擇轉(zhuǎn)軸弦向位置時主要考慮結(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)弦長處。另外,還要考慮運動協(xié)調(diào)要求,機翼變后掠時,在轉(zhuǎn)軸附近處,轉(zhuǎn)動機翼的一部分將從固定機翼中轉(zhuǎn)出來,另一部分則要轉(zhuǎn)進去。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%左右弦長處。參數(shù)θ:為保證機翼有著良好的整流特性,外翼初始狀態(tài)時機翼后緣與內(nèi)翼后緣平行,最大后掠狀態(tài)時外翼前緣與內(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。如果總體氣動設(shè)計上對機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)的計算。參數(shù)s,f,l,d:由作動筒設(shè)計經(jīng)驗,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)后得到作動筒最大行程s的計算公式如(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,同時結(jié)合經(jīng)驗給定一個k值,求解方程(4)即可得到作動筒最大行程s,結(jié)合式(1)(2)(3)進行求解,機構(gòu)的全部參數(shù)都將確定下來。3各作動筒參數(shù)變掠機構(gòu)運動合成的效果為外段翼繞主軸(A點)旋轉(zhuǎn)(見圖2),選擇外段翼和作動筒共用的一點C,其運動為繞A的圓周運動,即F點合速度的方向垂直AF。則在整個運動過程中有: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)若作動筒為勻速運動,則速度v由作動筒最大行程除以作用時間來確定;若作動筒為非勻速運動,則需要給定速度隨時間的變化規(guī)律,通過式(5)帶入其它設(shè)計參數(shù),并進行數(shù)值求解,便可得到機翼運動隨時間的變化規(guī)律。4計算4.1變掠機構(gòu)設(shè)計某變后掠無人機機翼平面形狀如圖3所示。運動機構(gòu)設(shè)計指標(biāo)為:外翼后掠角變換范圍為從4.4°～30°;5s完成。第一步,結(jié)合機翼平面形狀參數(shù)和設(shè)計指標(biāo),確定變掠機構(gòu)參數(shù)如表2。第二步,假設(shè)作動器做勻速運動,則:v=s/t=1.92cm/s將數(shù)值代入計算關(guān)系式(5),用MATLAB數(shù)學(xué)計算軟件對其進行數(shù)值求解,得到機翼運動隨時間和連桿的變化規(guī)律曲線,見圖5和圖6中的數(shù)值計算結(jié)果。4.2catia仿真分析為了對變后掠機構(gòu)的運動規(guī)律和運動過程進行比較直觀的分析和對上述計算模型、參數(shù)計算方法進行驗證,用大型三維建模分析軟件CATIA對算例的變后掠運動機構(gòu)進行了三維建模,并利用其運動分析模塊進行了運動模擬仿真分析,仿真結(jié)果見圖4～圖6。通過對比圖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運動仿真得到的結(jié)果與MATLAB數(shù)值計算得到的結(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)本文對變后掠翼機構(gòu)進行了設(shè)計計算,給出了部分主要參數(shù)的設(shè)計分析及計算公式。當(dāng)給定了機翼平面形狀參數(shù)和設(shè)計指標(biāo)后,通過本文設(shè)計分析和計算方法,可以合理布置變掠機構(gòu)位置、設(shè)計變掠機構(gòu)部分主要參數(shù)和對機翼的運動進行建模分析。2)通過對具體的算例,建立機構(gòu)的實體模型,進行運動模擬仿真,運動仿真得到的后掠角隨