某型无人机襟翼操纵系统改进设计

郭崇颖，吴 斌，李 浩，李 岩

(中国电子科技集团公司第三十八研究所 工程系统研究部，安徽 合肥 230088)

某型无人机襟翼操纵系统改进设计

郭崇颖，吴 斌，李 浩，李 岩

(中国电子科技集团公司第三十八研究所 工程系统研究部，安徽 合肥 230088)

针对由于襟翼操纵系统刚强度不足导致襟翼偏角角度不足，无人机滑行距离过长的问题，提出了无人机襟翼操纵系统的改进设计方法，详细介绍了某无人机襟翼操纵系统改进方案。在襟翼操纵系统有限元仿真分析和力学实验结果的基础上，解析当前襟翼操纵系统存在的关键问题，并针对该问题提出了相应的解决方案，对襟翼操纵系统的结构形式进行改进，更换了襟翼结构材料，提高了襟翼操纵系统可靠性，为襟翼操纵系统的结构设计提供了理论基础和可行性设计方法。

无人机；力学仿真；襟翼操纵系统

0 引言

随着科学技术的突飞猛进，信息技术的迅猛发展以及空天地一体化战争区域特点，越来越多的高科技、智能化、信息化武器被装备到部队。其中无人机具有体积小、造价低、使用方便、对作战环境要求低、战场生存能力强等优点，正在迅速成为空中侦察和突袭力量的重要组成部分，是当今世界军事强国的重要发展方向[1]。

襟翼操纵系统是无人机的重要部件，用以控制飞机的起飞和降落，影响着飞机的整体性能，而襟翼本身收放速度的变化特性、压心位置的实时变化，对襟翼操纵系统的刚强度提出了挑战。如何根据襟翼的实时压力对襟翼操纵系统进行可靠性设计，已受到国内外很多专家和学者的关注和研究[2-6]。

本文以某型无人机襟翼操纵系统为例，根据操纵系统的有限元仿真实验和力学试验结果，分析操纵系统失效的关键问题，对襟翼操纵系统的结构形式和材料进行改进，并对相应的改进方案进行有限元仿真，验证了操纵系统的可靠性，为无人机襟翼操纵系统的结构设计提供参考。

1 襟翼操纵系统结构与问题

襟翼是机翼边缘部分的一种翼面形可动装置，能够增加机翼面积，改变机翼弯度，增加升力，改善起飞着陆效能。襟翼操纵系统由水平支座、电动机组、连接滑块、连接臂、支座、操纵杆和摇臂组成。电动机组利用滑块、连接支臂与操纵杆相连，并通过驱动摇臂改变机翼位姿，根据操纵系统原理完成襟翼操纵系统初始结构方案设计，如图1所示。

当该操纵系统应用到某无人机时，发现无人机滑行距离过长，极其容易出现无法成功起飞或失事的情况。经过现场检测，初步确认问题为襟翼增升效果不明显。为了确定操纵系统的具体问题，对襟翼操作系统进行了相关仿真试验和力学测试试验，对系统进行可靠性评估，找出问题来源及解决方案。

2 实验检验

*注：由于操作杆弹性变形，襟翼回弹2.8°；

操作杆最大应力50Mpa，满足强度要求

该型无人机襟翼操纵系统由直径为30mm的复合材料构成，根据材料的物理和结构特性，在ABAQUS软件中建立相应的有限元模型。为了简化操纵系统的有限元模型，操纵系统接头、操纵杆等部分采用实体单元模拟，支臂、摇臂和飞机襟翼采用壳单元模拟，获得襟翼操纵系统仿真分析结果，如图2所示，操纵杆变形引起的误差为2.8°。

为进一步确认分析结果，对操纵系统进行力学测试试验，通过逐步调整电机输出力矩，测试在不同力矩下襟翼的偏转角度，完成对襟翼操纵系统刚强度的评估。通过实时测量机翼加载点载荷及输出点位移大小，解析操纵系统力矩大小，实现对操纵系统力学特性的评估。其中利用卷尺测量机翼输出点位移，利用电子秤测量机翼加载点的载荷，如图3所示。

根据相关测试结果建立机翼的位移-载荷图，如图4所示，襟翼操纵系统每千克载荷产生偏角约为0.65°，在载荷缓慢加载的过程中，操纵系统的操纵杆和支座连接处存在晃动，襟翼的最大偏转角度为2.7°，襟翼在最大偏转角度下，襟翼与机翼存在3.2°的间隙。

通过对上述实验结果的整理，获得以下结论：

(1)襟翼正向驱动下偏产生的角度与理论设计要求存在一定的差距，但基本满足设计要求；

(2)襟翼在承受载荷时，连接滑块与支座处存在明显晃动，且连接滑块、支座和连接臂处存在间隙。

3 改进方案

针对以上实验结论，对襟翼操纵系统结构进行改进，首先在保证连接滑块与连接臂滑槽尺寸的前提下，提高配合模块的加工精度，使得连接滑块与连接臂滑槽之间的间隙更小、更平滑；其次对支座进行加厚，增强支座刚强度；最后对支座与机身的连接处进行加强，减少支座晃动，提高支座强度，增强输出力矩。

具体改进措施如下：

(1)传动杆由特制碳纤维管材改为标准铝合金管材，并考虑到采购周期、成本、工艺等因素，采用铝管2A12-T4作为传动杆；

(2)左右襟翼更改为同一根传动杆操纵；

(3)操纵系统结构件均采用铝合金机加工艺，避免复合材料拉铆容易压溃的缺陷。

襟翼操纵系统改进结构方案如图5所示，对改进的结构方案进行有限元仿真分析(见图6)，襟翼机构刚度、强度均满足要求，采用襟翼结构的力学实验方案进行实验验证，襟翼操纵系统每千克载荷产生偏角约为0.71°，襟翼在最大偏转角度下，襟翼与机翼存在0.8°的间隙且襟翼在承受载荷时，连接滑块与支座处晃动现象不明显。

*注：由于操作杆弹性变形，襟翼回弹1.4°；

操作杆最大应力26Mpa，满足强度要求

4 结语

本文通过对襟翼操纵系统结构方案改进以及材料的重新选择，减少了襟翼晃动，提高了襟翼操纵系统的刚强度，保证了襟翼在驱动载荷驱动下产生的偏转角度。通过对襟翼操纵系统的有限元仿真试验和力学试验，为以后的襟翼机构改进提供了理论参考依据。本文建立的仿真实验方法可以为无人机起落架、挂载等其它结构的载荷故障分析提供参考。

[1] 刘涛,楚帅领,张春元.军用无人机的发展趋势[J].科技创新导报,2013,27(8):29-30.

[2] 胡广平.MD-90飞机吊挂襟翼系统设计分析[J]. 民用飞机设计与研究,2002,31(1):28-31.

[3] 杜仲,刘德胜,许将军.CESSNA172R飞机飞行操纵钢索故障原因分析[J].中国安全生产科学技术,2014,10(2):155-159.

[4] 王小文.L8型飞机襟翼收放系统可靠性验证试验及寿命试验研究[D].西安:西北工业大学，2001.

[5] 张正发,耿新民.TB200飞机襟翼操纵失效分析[J].中国民航飞行学院学报,2000,10(2):45-46.

[6] 袁波,冯成慧,李刚.飞机襟翼结构动力学仿真分析[C]∥江西省航空学会，中国航空学会结构与强度分会，陕西省航空学会.中国航空学会结构强度专业学术交流会论文集,2013:261-267.

[责任编辑、校对：李 琳]

Optimization Design of Flap Controller for An Unmanned Aerial Vehicle

GUOChong-ying,WUBin,LIHao,LIYan

(Engineering System Research Department,No.38 Research Institute of CETC,Hefei 230088,China)

In order to solve the problem that the UAV 's taxiing distance is too long due to the strength of the flap control system,the optimal design method of the UAV flap control system is put forward,and the improved scheme of the UAV flap control system is introduced in detail.Based on the results of FEM simulation and mechanics experiment,the key problems of current flap control system are analyzed,and corresponding solutions are put forward to optimize the structure of the flap control system.The reliability of the flap control system is improved and the theory foundation and feasibility design method of the flap control system structure design are provided,which solves the problem that the drift distance of the UAV is too long.

UAV;mechanical analysis;flight control of flap system

2016-10-08

郭崇颖(1989-)，男，江苏徐州人，博士，工程师，主要从事无人机结构设计。

V227+.6

A

1008-9233(2017)01-0013-03