基于MFC压电纤维复合材料的智能小翼驱动性能研究

胡冰蕊　张欣宇　付裕

摘要：      智能微型导弹可以通过控制可变形智能弹翼结构改变飞行状态， 满足作战需求。 针对此类可变形智能小翼结构， 本文以压电纤维复合材料（Macro Fiber Composite， MFC）作为驱动器， 通过使用MFC碳纤维复合材料悬臂梁仿真和试验相结合的方法验证压电复合材料的驱动性能。 随后， 设计了MFC复合材料小翼驱动机构并进行驱动试验， 验证了所设计的MFC驱动智能小翼变形方案的可行性。 在此基础上， 研究了智能小翼复合材料蒙皮铺层设计对小翼压电驱动性能的影响。 结果表明， 增大智能小翼蒙皮45°铺层占比、 减小0°铺层占比， 或将45°铺层置于蒙皮表层、 0°铺层置于蒙皮芯层时， 有利于智能小翼驱动性能提升。

关键词：     智能小翼； 压电纤维； 压电驱动； 小翼结构设计； 复合材料中图分类号：     TJ760； V257

文献标识码：    A文章编号：     1673-5048（2023）02-0053-06

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0260

0引言

近年来， 随着智能材料技术、 微机电技术、 传感器技术的不断突破， 为导弹的智能化、 微型化提供了可能性［1］。 微型化导弹具有隐蔽性好、 不易拦截、 精度高等特点， 能够实现真正意义上的精确毁伤［2］， 势必成为未来军事领域的重要研究方向。 目前， 公开的国内外微型导弹如图1所示。

随着智能材料的不断发展， 可变形智能结构成为兵器科学领域的一个研究重点， 通过配备合适的智能结构， 能够有效实现弹翼变形来调整导弹飞行状态， 进而满足作战需求［4］。 压电材料作为一种典型的智能材料， 通过正逆压电效应实现结构的主动驱动与传感功能， 具有结构简单、 带宽大、 响应速度快等优点， 被认为是微型智能导弹智能驱动器较好的选择［5］。 美国自1995年开始了压电材料驱动器在智能导弹上的应用研究［6］。 针对智能导弹翼面， 2007年， Vos等［7］提出了一种基于后屈曲预压缩的压电元件新型飞行驱动器。 在后续研究工作中， Barrett等［8］将研发的压电驱动器安装在15.2 cm、 250磅的跨音速导弹弹翼中， 如图2所示。 相较于传统的伺服驱动器， 压电驱动器减少了驱动器数量级， 同时减轻了结构重量， 实现了弹翼±7°偏转角。

2014年， Mudupu等［9］將压电双晶片用于驱动智能弹翼， 如图3所示。 在此基础上， 实现弹翼的角度控制， 并通过风洞试验验证所设计的自适应控制器可以实现对弹翼的控制。

已有研究表明， 针对可变形弹翼的智能导弹， 国内外学者已经将压电材料制成智能导弹的翼面， 并通过直接控制压电材料的变形来调整飞行器的飞行状态。 为此， 针对此类可变形智能小翼结构， 本文利用应用前景较广泛的MFC薄片型压电驱动器， 开展MFC压电复合材料智能小翼驱动性能研究。 由于复合材料结构的可设计性， 通过调整铺层厚度、 铺层顺序和铺层比例等实现智能小翼性能的有效改善。 为了进一步深入探究复合材料结构铺层对于MFC压电片驱动性能的影响， 设计了含MFC压电层的智能小翼结构， 通过仿真和试验分析了智能小翼的驱动性能。 在此基础上， 利用有限元法建立真实的复合材料智能小翼模型， 并讨论了复合材料结构铺层设计对智能小翼驱动性能的影响， 为将来的MFC驱动类似的智能小翼结构设计研究提供参考。

1MFC驱动性能分析

首先选用MFC压电纤维复合材料［10］作为驱动器， 并通过对粘贴有MFC驱动器的碳纤维复合材料悬臂梁进行仿真和试验， 分析压电复合材料结构驱动性能。

1.1MFC驱动性能仿真

MFC复合材料悬臂梁采用树脂将MFC驱动器与碳纤维悬臂梁粘接在一起， 悬臂梁粘贴有MFC的一端通过夹具固支， 另一端自由悬空， 如图4所示。

通过软件对MFC压电悬臂梁进行驱动仿真， 将MFC压电纤维复合材料宏观等效为均匀的压电材料。 MFC材料参数及尺寸如表1所示， 悬臂梁采用经过试验标定的碳纤维复合材料制备， 其材料参数及尺寸如表2所示。

MFC压电悬臂梁靠近MFC的一端为完全约束边界条件， MFC与悬臂梁接合的表面设置恒定电压为0 V， 另一表面依次施加-400 V， -200 V， 200 V和400 V的电压， 通过仿真计算得到不同驱动电压下悬臂梁的自由端变形情况， 如表3所示。

1.2MFC驱动性能试验

为验证本文所建立的MFC压电悬臂梁有限元模型的准确性， 对具有相同模型尺寸的MFC压电悬臂梁进行了相关试验测试。

MFC压电悬臂梁试验框架如图5所示， 试验仪器主要有控制平台、 功率放大器、 MFC压电纤维复合材料、 激光位移传感器和计算主机等。 整个MFC压电驱动试验过程为： 控制平台在计算机软件平台控制下发出信号， 通过功率放大器放大电压以驱动MFC压电片产生变形， 进而带动与其粘接的复合材料悬臂梁结构变形； 利用激光位移传感器测量悬臂梁自由端测点的位移， 将采集到的位移信号传输给计算机。 本试验在MFC表面分别施加-400 V， -200 V， 200 V和400 V的驱动电压。

仿真和试验测得的悬臂梁自由端位移对比如图6所示， 两者的具体结果分析如表4所示。 可以看出， 仿真与试验结果基本一致， 两者误差不超过12.7%， 这验证了MFC压电悬臂梁有限元仿真模型的准确性。

2智能小翼驱动试验

考虑到压电材料控制的智能弹翼属于可变形压电智能小翼结构， 为了验证MFC驱动此类智能小翼结构变形的可行性， 设计了基于MFC压电纤维复合材料的智能小翼驱动机构， 并在此基础上进行智能小翼压电驱动试验， 为将来智能导弹翼面的设计研究提供参考。

考虑到智能小翼结构试验件加工制备与仿真分析的易操作性， 采用设计方案更为简便的翼型， 小翼有效弦长为133.5 mm， 采用软件绘制出智能小翼模拟件的模型加工图纸， 小翼蒙皮采用1 mm碳纤维复合材料薄板， 在蒙皮外表面三等分处布置2片MFC压电片， 实现对小翼的驱动变形控制。 为保证小翼后缘偏转方向一致， 设计了内部骨架结构作为限位器， 加工完成的智能小翼模拟件如图7所示。 在前面压电悬臂梁试验平台的基础上接入智能小翼模拟件， 利用激光位移测量仪测量小翼后缘驱动变形位移。

为测试小翼压电驱动效果， 对小翼表面粘贴的MFC施加直流电压， MFC与小翼接触的一侧保持0 V电压， 另一侧分别施加300 V， 500 V， 700 V， 900 V， 1 200 V和1 400 V直流电压， 通过激光位移传感器测量小翼末梢位移， 最终小翼位移测量结果及偏转角度如表5所示。

不同驱动电压与小翼偏转角的关系如图8所示。 可以看出， 随着驱动电压的增加， 小翼偏转角逐渐增加。 除700 V的数据点外， 驱动电压与小翼偏转角近似成线性关系， 这符合MFC压电驱动变形规律［11］， 验证了所设计的智能小翼驱动机构的可行性。

3蒙皮铺层设计对智能小翼驱动性能的影响MFC驱动性能仿真与试验结果对比验证了MFC材料参数的准确性。 而且， 智能小翼驱动试验结果表明， MFC驱动小翼变形具有可行性。 在此基础上， 本文建立基于MFC驱动的小翼模型， 如图9所示， 探究小翼复合材料层合板铺层设计对驱动性能的影响。 小翼弦长257 mm， 展长658 mm， 蒙皮厚1.5 mm， 在蒙皮外表面均匀布置6片MFC压电片， MFC有效作用面积为长85 mm， 宽57 mm。

进行MFC智能小翼静态驱动仿真时， 不考虑智能小翼表面复杂气动载荷的影响。 按照实际应用中的情况设置智能小翼仿真边界约束： 智能小翼两端面与结构主体连接的位置约束其平动自由度； 智能小翼结构内部的横梁位置约束其竖直自由度； MFC与智能小翼主体结构使用Tie绑定约束。 MFC与智能小翼接合的表面设置恒定电压为0 V， 另一表面施加1 500 V的驱动电压。

3.1智能小翼蒙皮铺层角对驱动性能影响

考虑到碳纤维复合材料机翼蒙皮常用的标准铺层角度为0°， 45°和90°， 首先讨论上述3种不同铺层角对智能小翼驱动性能的影响。 设定MFC长度方向为0°铺层方向， 对MFC外表面施加1 500 V驱动电压， 改变小翼复合材料蒙皮铺层角， 选取小翼后缘5个均布点位置， 取其变形位移的平均值用于计算智能小翼驱动偏转角。

图10给出了不同铺层角对智能小翼在Y方向的驱动变形影响结果（设定空间竖直方向为Y方向）， 表6为计算得到的不同铺层角下智能小翼驱动偏转角。 可以看出， 90°和45°铺层角下的智能小翼偏转角明显大于0°时的偏转角。 同时， 45°铺层时， 智能小翼压电驱动变形效果最好。

3.2智能小翼蒙皮铺层比对驱动性能影响

改变0°， 45°和90°铺层角的比例， 探究智能小翼蒙皮不同铺层比对驱动性能的影响， 设计铺层方案如表7所示。 图11给出了不同铺层比下智能小翼在Y方向上的驱动变形位移结果， 表8为不同铺层比下智能小翼驱动偏转角。 可以发现， 增大45°或90°铺层角占比有利于提高智能小翼驱动效果， 其中增加45°铺层角更有利于驱动性能的提升。 当增大0°铺层占比时， 智能小翼驱动变形位移减小。

3.3智能小翼蒙皮铺层优选结果

基于工程上常用的碳纤维复合材料蒙皮基本铺层设计准则， 采用对称均衡铺层， 主要采用0°， ±45°， 90°的标准铺层角； 同时， 避免相同取向的铺层叠置， 相邻之间的铺层角度变化一般不要超过60°， 以避免固化应力产生的微观裂纹和有利于层间剪切应力的传递。 0°， ±45°， 90°四种铺层中每一种至少要占10%， 以防止任何方向的基体直接受载， 尽量选用0°或者±45°隔开90°的层组， 以减小层间的剪切与法向应力［12］。

基于上述复合材料层合板铺层原则， 本文拟在铺层角度和铺层比不变的前提下， 改变铺层顺序， 探究其对智能小翼压电驱动性能的影响， 选取的设计铺层方案如表9所示。

图12给出了不同铺层顺序下智能小翼驱动变形位移结果， 表10为不同铺层顺序下智能小翼驱动偏转角。 通过A， B和D铺层方案对比发现±45°铺层位于复合材料蒙皮表层时， 智能小翼压电驱动变形效果较好。 通过C， E铺层方案与其他方案对比可以看出， 0°铺层置于蒙皮表层时， 会明显减小智能小翼驱动偏转角， 降低智能小翼压电驱动性能。

4结论

本文选用MFC压电纤维复合材料作为驱动器， 通过MFC压电悬臂梁驱动仿真和试验相结合的方法验证了压电复合材料结构的驱动性能， 并对粘贴有MFC压电片的智能小翼进行了驱动试验， 验证了MFC驱动小翼偏转的可行性。 在此基础上， 探究了智能小翼复合材料蒙皮鋪层设计对其驱动性能的影响， 主要结论如下：

（1） 选用45°或90°铺层角有利于智能小翼驱动性能提升， 0°铺层角不利于实现智能小翼驱动；

（2） 增加45°或90°铺层的占比可提高智能小翼驱动性能。 其中， 增加45°铺层占比更有利于提高智能小翼驱动性能； 相较之下， 0°铺层占比增加会降低智能小翼驱动性能；

（3） 45°铺层置于智能小翼复合材料蒙皮表层时， 智能小翼驱动效果较好； 0°铺层置于表层时， 会减小智能小翼驱动变形。 合理设计复合材料智能小翼蒙皮铺层角度， 能够在保证结构强度可靠性的前提下， 明显提高智能小翼的驱动性能。

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Study on Driving Performance of Intelligent Winglet Based on

MFC Piezoelectric Fiber Composite

Hu Bingrui Zhang Xinyu Fu Yu

（1. Chinese Aeronautical Establishment， Beijing 100020， China;

2. School of Aeronautics， Northwestern Polytechnical University， Xian 710072， China）

Abstract： By controlling deformable intelligent missile winglets， miniature missiles with smart winglets can change the flight state to meet the operational requirements. For this kind of deformable smart winglet structure， this paper takes the macro fiber composite （MFC） as the actuator to drive composite cantilever beams， and verifies the driving performance of MFC by the combination of simulation and experiment. Subsequently， the driving mechanism of composite winglet with MFC is designed and tested， which can verify the feasibility of the design scheme. On this basis， the influence of smart winglet composite skin ply design on driving capability is investigated in detail. The results show that driving capability of MFC can be improved by increasing 45° ply ratio and decreasing 0° ply ratio， or placing 45° ply on the surfaces and 0° ply in the middle plane of skin.

Key words：  intelligent small winglet; piezoelectric fiber; piezoelectric actuation; winglet structural design; composite°′″0引言