无人机折叠尾翼展开与锁定技术研究

王 鹏

（江南机电设计研究所，贵州 贵阳）

引言

随着无人机的发展，为便于无人机的携带和弹射，多采用弹射筒与无人机一体化存放的特点，采用压缩空气或者弹射筒内置弹射机构进行弹射，此时需要对无人机的机翼和尾翼进行折叠。传统的尾翼折叠机构通常采用在转轴处安装的扭簧作为展开动力来源，采用适配器限位的方式，存在结构体积大、展开动力弱、翼面气动阻力过大等缺点，同时适配器与弹射筒存在摩擦力，影响无人机的的整体弹射性能，结构更加紧凑的无适配器折叠尾翼高过载展开锁定机构成为弹射无人机的机翼、尾翼折叠机构发展趋势[1]。本文将依据实际工程设计经验，从理论分析、展开锁定机构一体化设计、动力学仿真等方面着手，建立一种弹射无人机折叠尾翼展开与锁定设计方法，为无人机折叠尾翼的设计提供一种参考。

1 弹射无人机折叠尾翼高过载展开与锁定难点及解决方案

1.1 技术难点

折叠尾翼高过载展开与锁定存在以下技术难点：

（1）折叠尾翼展开时机

无人机在弹射筒内运动时间极短，同时存在较大的过载，折叠尾翼的工作形式决定折叠尾翼在弹射筒内不能展开，否则将与弹射筒发生刮擦。同时折叠尾翼需在离开弹射筒后及时展开，以确保弹射无人机的稳定性。

（2）折叠尾翼结构强度

无人机弹射时折叠尾翼在筒内处于高过载条件，且折叠尾翼属于运动机构,不能产生较大的变形，否则会发生卡滞变形甚至结构损坏，而由于弹射无人机尺寸重量限制，结构设计余量较小，设计难度大。

（3）折叠尾翼展开速度

弹射无人机折叠尾翼在离开弹射筒后需在短时间内快速展开，若展开速度达不到控制系统和气动系统要求，会影响弹射后稳定性和精度[2]。

1.2 解决方案

（1）基于弹射过载解锁的折叠尾翼设计

弹射无人机在弹射过程中最大的变量为弹射过程中的过载，而过载变化过程与折叠尾翼折叠展开时机需求吻合，基于弹射无人机折叠尾翼的实际工作原理，设计一种基于过载变化的折叠尾翼展开机构即可解决折叠尾翼的展开时机问题，既在高过载时，折叠尾翼在弹射筒解锁但不展开，在弹射无人机出弹射筒后，不再受到膨胀压缩空气作用，高过载消失后折叠尾翼展开锁定。

（2）折叠尾翼结构强度优化设计

结构抗高过载技术手段通常有两种，采用高强度材料和减轻结构重量[3]。根据折叠尾翼的结构特点和工作原理，采用两种方法相结合的方式设计折叠尾翼，即采用高强度碳纤维复合材料作为骨架，中间敷设泡沫材料，受力较大的转轴部位为高强度碳纤维复合材料，受力较小的翼面主体为质量较轻的泡沫材料，根据结构受力特点合理分布，相较于采用单一高强度碳纤维的翼面，其转轴处应力大幅度降低。

（3）折叠尾翼展开动力优化设计

普通无人机折叠尾翼的展开动力为内嵌于转轴处的扭簧，由于扭簧位于翼面的迎风面，故其尺寸不能太大，这就导致折叠尾翼展开动力较弱。充分利用无人机空余尾部空间，设计一种压缩弹簧作为折叠尾翼的展开动力，利用楔形效应，将沿无人机轴向的弹簧推力转化为沿折叠尾翼展开方向的展开力矩，推动折叠尾翼快速展开。由于压缩弹簧位于无人机内部不干扰无人机整体气动性能，故可采用大直径簧丝绕制，相较于扭簧能提供更大的展开力，保证较快的展开速度。

2 弹射无人机折叠尾翼高过载展开与锁定技术研究

针对前文提到的技术难点和解决方案，结合弹射无人机实际设计经验，设计一种折叠尾翼展开锁定一体化机构，运用工程设计解决上述存在的问题。此机构由三部分组成。

（1）基于弹射过程动态变化过载的折叠尾翼展开与锁定机构

将弹射过程中变化的过载作为解锁展开动作的判定依据，即在发射筒内弹射后高过载时展开锁定机构解锁，但由于发射筒内高过载持续存在，折叠尾翼不展开，在弹射无人机离开发射筒后高过载消失，折叠尾翼展开锁定。

展开锁定一体化机构内部构造如图1 所示，一体化机构由折叠翼、锁舌、销钉和压缩弹簧组成，其中销钉上预制断裂槽，销钉在受较大剪切力时沿断裂槽断裂。折叠状态时推动锁舌的弹簧处于压缩蓄能状态，锁舌尾部卡扣对折叠尾翼限位使其处于折叠状态，销钉对锁舌进行限位，在弹射前限制锁舌的运动。弹射无人机弹射时在膨胀压缩空气的作用下产生极大过载，锁舌压缩弹簧向弹尾方向运动，向后运动的锁舌剪切销钉沿断裂槽断裂，销钉断裂后锁舌继续向后运动一段距离，在此段距离内锁舌上卡扣对折叠尾翼仍起到限位作用，当弹射无人机出发射筒后不再受到膛压作用，过载力消失，锁舌对压缩弹簧的压缩力消失，失去限位的压缩弹簧推动锁舌向前运动，由于限制锁舌运动的销钉已折断，锁舌继续向前滑行，滑行过程中锁舌弧面与折叠尾翼上开孔接触产生一个沿折叠尾翼展开方向的分力，推动折叠尾翼快速沿逆时针方向展开，展开到位后，锁舌继续向前运动并贴紧折叠尾翼侧面，此时锁舌限制折叠尾翼向顺时针方向的运动，完成对折叠尾翼的锁定，展开锁定状态如图2 所示。

图1 折叠尾翼初始折叠状态示意图

图2 展开状态示意图

（2）基于碳纤维复合材料-泡沫材料混合设计的折叠尾翼

常规弹射无人机的尾翼采用单一材料制造，为了保证结构强度，通常采用高强度碳纤维复合材料制造，而折叠尾翼的应力集中区域通常位于转轴处，这就导致翼尖处的应力较小而转轴处应力极大。将折叠尾翼的中部采用镂空设计，外圈为高强度碳纤维复合材料，内圈敷设轻质泡沫材料。采用此种设计，可以降低折叠尾翼的整体质量，从而减小折叠尾翼转轴处的应力，将外圈承受的过载力可以均匀的转化为内部泡沫材料边缘均匀分布的剪力，从而降低整体应力。

（3）基于圆柱弹簧直驱的折叠翼展开系统

普通弹射无人机的折叠尾翼常用扭簧作为展开的动力来源，由于其位于折叠尾翼转轴处，故其结构不能做的过大，否则将导致气动阻力增大，而采用圆柱弹簧直驱的折叠尾翼展开系统可采用大线径簧丝绕制，可提供较大的展开动力，同时充分利用了弹射无人机尾部的剩余空间，使整体结构更加紧凑，由于取消了位于折叠尾翼转轴处的扭簧，可对转轴处进行结构加强，增强折叠尾翼整体强度和刚度。

3 弹射无人机折叠尾翼高过载展开与锁定过程仿真计算

3.1 折叠尾翼高过载展开锁定过程动力学仿真验证分析

发射筒内过载随膨胀压缩空气压力的变化而不断变化，根据发射筒内膛压变化趋势，模拟发射筒内部过载变化[4]，初步预设发射筒内弹射无人机过载峰值为100 g，持续时间8 ms。

利用ADAMS 建立折叠尾翼高过载展开分析模型。弹簧预压缩20 mm，折叠尾翼与无人机采用旋转副连接，锁舌与无人机采用滑动副连接，锁舌与折叠尾翼之间的接触设置为碰撞力，弹身整体为滑动副与地面连接。以上各运动副均考虑摩擦力对运动副的影响。根据弹射无人机的实际工作原理，将弹射无人机整体受到的膛压以加载于无人机的过载形式给出，即在无人机上加载100 g 过载。

仿真过程如图3 所示。

图3 折叠翼展开过程

尾翼展开角速度变化如图4 所示，在过载初始阶段，锁舌向后运动切断销钉后，锁舌受到持续过载的作用，锁舌持续压缩弹簧，此时锁舌对折叠翼无相对运动，折叠翼处于折叠状态，弹射无人机出发射筒后，过载消失，锁舌受到的过载力消失，此时弹簧推动锁舌向前运动，锁舌向前运动2 mm 后，锁舌卡扣失去对折叠翼的限位作用，锁舌继续沿折叠翼上开孔向前运动推动折叠翼，施加了一个沿折叠翼展开方向的分力，推动折叠翼顺时针方向展开，展开到位后，锁舌继续向前运动，锁定折叠翼。由折叠翼展开角速度变化可知，折叠尾翼展开时间为15 ms。

图4 折叠翼展开角速度变化

由仿真结果可知，折叠尾翼在发射筒内未展开，在离开发射筒后展开锁定，折叠尾翼展开时间14 ms，折叠尾翼展开后，沿转轴由轻微晃动，但整体呈现收敛趋势。弹射无人机在离开炮口后能及时展开，达到使用指标要求。

3.2 折叠尾翼结构强度仿真验证分析

发射筒内过载最大的时刻是折叠尾翼受力最严重工况，此时折叠尾翼承受的力主要是弹射的过载力，利用Abaqus 建立折叠尾翼力学仿真分析模型并进行分析计算，仿真结果如图5 所示。

图5 折叠尾翼静力学仿真分析结果

通过仿真计算可知，折叠尾翼转轴处最大应力为243 MPa，安全系数为2.47，在过载100 g 时折叠尾翼结构未损坏，折叠尾翼中复合材料填充层边缘最大应力为5 MPa，复合材料填充层结构未损坏。相较于纯高强度碳纤维的折叠尾翼，采用复合结构的尾翼其转轴处应力下降约20%。

4 结论

本文针对弹射无人机折叠尾翼高过载展开锁定的技术难点，采用工程设计手段解决存在的问题，使结构更加简单可靠，同时采用相应的仿真软件对折叠尾翼展开锁定机构进行了仿真分析，验证其解锁、展开时机、展开速度和结构强度等性能。结论如下：

（1）弹射无人机弹射时，折叠翼在发射筒内解锁成功，解锁后仍受到弹簧受到锁舌在高过载下的持续压缩，此时锁舌持续锁定折叠翼，折叠尾翼未展开，不会与发射筒产生刮擦。

（2）弹射无人机离开发射筒后，弹射过程中的高过载消失，弹簧失去限制后推动锁舌向前运动，向前运动的锁舌在与折叠尾翼上的开口边缘相互作用推动折叠尾翼展开，折叠尾翼展开后，锁舌在继续向前运动，运动到位后完成对折叠尾翼的锁定。

（3）弹射无人机折叠尾翼及展开锁定机构未发生结构破坏，相较于采用单一高强度碳纤维复合材料制作的弹射无人机折叠尾翼，其整体结构更轻，转轴处的应力更小，整体变形量更小。

（4）折叠尾翼展开时间相较于采用扭簧的传统折叠尾翼，其翼面横截面积更小，展开速度更快，折叠尾翼展开时间为14 ms，达到使用要求。