柔性后緣單索傳動機構的設計與分析

張大為，石慶華，王云楊，姚永濤，3，尹維龍，3（.哈爾濱工業大學復合材料與結構研究所，50080哈爾濱；.中國航空工業集團公司北京航空制造工程研究所，00004北京；3.特種環境復合材料國家級重點實驗室（哈爾濱工業大學），50080哈爾濱）

柔性后緣單索傳動機構的設計與分析

張大為1，石慶華2，王云楊1，姚永濤1，3，尹維龍1，3
（1.哈爾濱工業大學復合材料與結構研究所，150080哈爾濱；2.中國航空工業集團公司北京航空制造工程研究所，100004北京；3.特種環境復合材料國家級重點實驗室（哈爾濱工業大學），150080哈爾濱）

為滿足柔性后緣結構空間的限制條件，設計一種用于驅動柔性后緣變形的單索傳動機構.建立基板和單索耦合的非線性微分方程，給出了求解方法和具體算例.分析結果表明：所設計的單索傳動機構可以實現后緣結構在0°和20°偏角范圍內的任意變形，偏轉角和驅動力之間以及偏轉角和索位移之間均具有較好的線性關系；索施加在各個限位滑輪上的壓力隨著后緣偏轉角的增加而增大，作用在限位滑輪的最大壓力僅為輸入力的20%左右.所研究的成果可為柔性后緣的驅動結構設計提供一定的理論依據.

變體飛行器；柔性后緣；單索傳動；限位滑輪；大變形

柔性后緣機翼取消了機械鉸鏈，使翼面在變形過程中始終保持光滑、連續和無縫，避免了剛性控制面偏轉時翼面斜率的突變，從而推遲了氣流分離；同時，翼面的無縫變形提高了飛行器的隱身性能［1－5］.對于柔性后緣而言，其傳動機構主要有硬式和軟式兩種.硬式傳動主要是指通過剛性連桿機構將驅動力傳到指定的驅動點來使驅動后緣產生彎曲變形，如變彎度機翼［6］、任務自適應機翼［7］和多關節變彎度機翼［8］等.硬式傳動機構需要連桿、轉動副、支座等零部件，缺點是結構復雜和附加質量大.

和硬式傳動機構不同，軟式傳動主要是借助索和滑輪來實現驅動力的傳遞，具有結構簡單、易于布置在空間非常有限的后緣結構內和附加質量小等優點.文獻［9］提出了一種單索傳動機構，并應用在于風力機葉片的變形后緣裝置上，其傳動索采用的是直徑為2 mm的碳棒.但是，文獻［9］未對單索傳動機構進行力學建模及分析.文獻［10］提出一種魚骨式的自適應后緣結構，采用鋼索拉動結構變形，但在結構變形的過程中索和后緣結構之間會發生干涉和摩擦等問題，從而造成索的磨損破壞.為此，本文重點研究在多設計約束下柔性后緣單索傳動機構的設計和力學建模及分析方法.

1 單索傳動機構設計

所設計的變體后緣單索傳動機構如圖1所示.其中，采用限位滑輪以保證后緣變形過程中索與蒙皮之間不發生干涉.單索傳動機構驅動后緣產生彎曲變形的機理可描述為：索通過定滑輪穿過根部隔板，然后依次穿過布置在后緣結構內部的限位滑輪，最后與基板連接，通過外部驅動器拉動索來實現基板的彎曲變形.由于索只能承受拉力，所以，單索傳動機構只能實現后緣結構的單向運動.若實現雙向運動，需要在基板上下成對布置單索驅動機構.

圖1 單索傳動機構驅動的柔性后緣結構

圖2 為限位滑輪的設計圖，由支座和定滑輪兩個主要部件組成.當后緣變形比較大時，索將與限位定滑輪接觸，索的傳力方向發生了改變，但力的大小沒有變化，如圖3（a）所示；當后緣變形比較小或者索處于被動拉伸時，索與限位滑輪不再接觸，如圖3（b）所示，此時索的傳力方向不受影響.

圖2 限位滑輪結構

2 力學建模

基板的受力情況及參數定義如圖4所示.其中：s為拖體坐標；ΔL為后緣彎曲變形過程中索的拉伸位移（簡稱索位移）；F為索的輸入力；Ni為索作用在限位滑輪上的壓力；Di為索與滑輪的接觸點；δi為在第i個限位滑輪處索與水平線的夾角.

圖3 限位滑輪對索的約束作用

圖4 基板的受力分析及參數定義

基板上s點在oxy坐標系內的坐標為［x（s），w（s）］，s點的轉角為θ（s）.點Di（i＝0，1，…，5）在oxy坐標系內的坐標為（xi，yi）.由幾何關系可知，各點的坐標值分別為

相鄰兩個限位滑輪之間的索與水平線之間夾角為

作用在限位滑輪上的力Ni與水平線之間的夾角為

根據力的平衡分析，可得

輸入力F通過根部定滑輪和一系列限位滑輪的傳力，最終作用在基板上驅動力的大小仍然為F.由于驅動力通過限位滑輪后，力的方向發生了變化.根據圖4可以給出基板上任一點的彎矩表達式為：

式中：di為第i個限位滑輪的鋼索通過點到基板中面的距離；si為第i個限位滑輪與基板連接點的拖體坐標.

在拖體坐標系下，梁曲率與彎矩之間的關系為［11］

式中θ＝θ（s）為基板變形曲線在s點的切線角.

最后，得到單索傳動機構和基板彎曲耦合運動的微分方程和邊界條件為

上式為非線性微分方程，采用差分迭代法來求解.

3 計算與討論

所采用算例的數據為：基板選取鋼板，其長度、寬度和厚度分別為600、100、1 mm，彈性模量為210 GPa；翼型采用NACA0012，后緣的最大偏角為20°；限位滑輪為4個；b＝100 mm.圖5為后緣偏角分別為5°、10°、15°和20°下柔性后緣中基板、限位滑輪和索的變形狀態.可以看出，隨著后緣偏角的增加，索在限位滑輪位置發生偏折的角度也越大.當后緣偏角為20°時，索的最大偏折角為9.8°，發生在第1個限位滑輪處，如圖5（d）所示.

圖6為單索傳動機構的驅動力與后緣偏角之間的關系曲線.可以看出，后緣偏角和驅動力之間具有比較好的線性關系.圖7為單索傳動機構的索位移與后緣偏角之間的關系曲線.后緣偏角與索位移之間也體現出比較好的線性關系.通過計算，本算例中索的傳動比為1（°）／mm.因此，通過控制索的拉伸位移來控制后緣的彎曲變形.

圖5 柔性后緣在不同偏角下的變形狀態

作用在限位滑輪上的壓力載荷如表1所示，該載荷數據是限位滑輪結構設計的依據.可以看出，在整個后緣偏角從5°～20°的變化范圍內索施加在根部滑輪上的壓力變化幅度不大.那是因為索在根部滑輪的偏折角是隨著后緣偏角的增加而減小的，所以索施加在根部滑輪上的壓力變化范圍很小.當后緣偏角為20°時，作用在根部滑輪上的壓力為1.03 N，僅是輸入力的2.3%.索施加在各個限位滑輪上的壓力隨著后緣偏角的增加而增大，最大壓力載荷均發生第1限位滑輪上.當后緣偏角為20°時，所需的輸入力為45 N，作用在限位滑輪1上的壓力為7.82 N，是最大輸入力的17.4%.作用在滑輪上的載荷越小，則滿足強度要求的滑輪結構質量和尺寸越小.

圖6 偏角與輸入力之間的關系曲線

圖7 偏角與索位移之間的關系曲線

表1 索施加在滑輪的壓力載荷N

4 結 論

1）設計一種用于驅動柔性后緣的單索傳動機構，采用限位滑輪以保證索與蒙皮之間不發生干涉.

2）采用單索傳動機構的柔性后緣，其偏轉角和驅動力之間具有比較好的線性關系；同時，偏轉角和索位移之間也體現出比較好的線性關系.

3）在后緣偏角0°～20°的范圍內，索施加在根部滑輪上的壓力載荷非常??；索施加在各個限位滑輪上的壓力隨著后緣偏轉角的增加而增大，且作用在限位滑輪的最大壓力僅為輸入力的20%左右.

［1］杜善義，張博明.飛行器結構智能化研究及其發展趨勢［J］.宇航學報，2007，28（4）：773－778.

［2］BARBARINO S，BILGEN O，AJAJ R M，et al.A review of morphing aircraft［J］.Journal of Intelligent Material Systems and Structures，2011，22（9）：823－877.

［3］VASISTA S，TONG L Y，WONG K C.Realization of morphing wings a multidisciplinary challenge［J］.Journal of Aircraft，2012，49（1）：11－28.

［4］REICH G，SANDERS B.Introduction to morphing aircraft research［J］.Journal of Aircraft，2007，44（4）：1059－1060.

［5］YIN W L.Stiffness requirement of flexible skin for variable trailing?edge camber wing［J］.Science in China Technological Sciences，2010，53（4）：1077－1081.

［6］PARKER H.The parker variable camber wing［R］.USA：NACA，1920.

［7］JOHN W，WILTON P，GORDON A.Variable camber systems integration and operational performance of the AFTI／F－111 mission adaptive wing［R］.USA：NASA，1992.

［8］POONSONG P.Design and analysis of a multi?section variable camber wing［D］.College Park：University of Maryland，2004：10－11.

［9］DAYNES S，WEAVER P.A morphing trailing edge device for a wind turbine［J］.Journal of Intelligent Material Systems and Structures，2012，23（6）：691－701.

［10］WOODS B K S，FRISWELL M I.Preliminary investigation of a fishbone active camber concept［C］／／Proceedings of the ASME 2012 Conference on Smart Materials，Adaptive Structures and Intelligent Systems.New York：ASME，2012：19－21.

［11］陳至達.桿、板、殼大變形理論［M］.北京：科學出版社，1994：75－76.

（編輯 張 紅）

Design and analysis of single cable transmission for flexible trailing edge

ZHANG Dawei1，SHI Qinghua2，WANG Yunyang1，YAO Yongtao1，3，YIN Weilong1，3

（1.Center for Composite Materials and Structures，Harbin Institute of Technology，150080 Harbin，China；2.AVIC Beijing Aeronautical Manufacturing Technology Research Institute，100004 Beijing，China；3.State Key Laboratory of Science and Technology on Advanced Composites in Special Environments（Harbin Institute of Technology），150080 Harbin，China）

To satisfy the constrain of structure space of flexible trailing edge，the single cable transmission mechanism is designed in this paper.The nonlinear differentialequations coupled by the mid?plate and single cable are derived，and the solving approach and the calculational example are given.The results show that the single cable can be actuated any deformation of the flexible trailing edge within the deflection angle between 0°and 20°. The linear relationship between the deflection angle and the driving force is good.So is the deflection angle and the displacement of cable.The pressure load on every limit pulley increases as the deflection angle increases.The maximum pressure load exerted on the limit pulley is about 20%of the input force.

morphing aircraft；flexible trailing edge；single cable transmission；limit pulley；large deformation

V215.3

A

0367－6234（2015）10－0025－04

10.11918／j.issn.0367?6234.2015.10.005

2014－04－14.

教育部博士點基金（20102302120032）.

張大為（1990—），男，碩士研究生；尹維龍（1980—），男，副教授，博士生導師.

尹維龍，yinweilongbj＠sina.com.