巡飞弹钻石背折叠翼结构优化设计
一种小型轻质折叠弹翼展开解锁机构的设计及动力学仿真分析
一种小型轻质折叠弹翼展开解锁机构的设计及动力学仿真分析作者：李君山梁旭刘鹏许旻孟建新张世武来源：《航空兵器》2013年第04期摘要：弹翼折叠是提高战机载弹量的一种有效方法，展开解锁机构的设计是折叠弹翼总体结构设计的关键之一。
本文利用形状记忆合金（SMA）功重比高的特点，设计了一种新型的基于SMA触发的展开解锁机构，进行了相关力学分析，根据得到的载荷径向分力N及预载扭矩Mmax设计计算了SMA驱动器参数，通过其解锁过程的ADAMS动力学仿真及解锁实验，验证了该设计的可行性。
关键词：折叠弹翼；解锁机构；SMA；动力学仿真中图分类号：TJ760.3+4 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2013）04-0007-03SystemDesignandDynamicSimulationAnalysisofRelease MechanismforaSmallLightFoldingWing LIJunshan1，LIANGXu1，LIUPeng1，XUMin1，MENGJianxin2，3，ZHANGShiwu1（1.UniversityofScienceandTechnologyofChina，Hefei230000，China；2.ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang 471009，China；3.AviationKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonAirborneGuidedWeapons，Luoyang471009，China）Abstract：Missilewingfoldingisaneffectivemethodforimprovingthecarryingcapacityofaaircraft.Thereleasemechan ismplaysanimportantroleingeneralstructuredesignofthemissilefoldingwing.Thispaperproposesanewkindofreleasemechanismbasedonshapememoryalloy（SMA）.The relativemechanicsanalysisismade，andwiththeradialforceNofloadandpreloadtorqueMmax，SMA driverparametersarecalculated.ThefeasibilityofthisreleasemechanismisverifiedbytheADAMSdynamics imulationanalysisandthereleaseexperiment.Keywords：foldingwing；releasemechanism；SMA；dynamicsimulation0 引言近年来，隐形战机在执行目标打击任务中扮演着越来越重要的角色，因此各国对新一代作战飞机都明确要求具有优良的隐身效果。
折叠翼机构的一种设计方法
折叠翼机构的一种设计方法孙海文，张晓旻，王军辉(中国航天科技集团公司四院四十一所，燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，西安710025)作者简介：孙海文(1982—)，男，主要从事导弹、火箭结构设计研究。
本文引用格式：孙海文，张晓旻，王军辉.折叠翼机构的一种设计方法[J].兵器装备工程学报，2017(7):85-88.Citation：format:SUN Haiwen，ZHANG Xiaomin，WANG Junhui.A Design Method of the Folding-Wings[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(7):85-88.摘要：提出一种折叠翼机构设计方法，利用Abaqus有限元软件建立三维模型进行动力学仿真分析，获得展开时间、结构应力、位移等关键数据，仿真结果与地面试验结果一致性较好，表明设计方法合理可行。
关键词：动力学；折叠翼；试验为适应导弹现代化设计小型化的必然趋势，弹翼多采用折叠机构[1-3]。
折叠翼可有效缩小导弹的横向尺寸，便于贮存、运输，节省发射装置贮运空间[4-6]，增加车辆、舰艇和飞机的运载能力，提高武器系统的作战能力[7]。
导弹离筒后，折叠翼在惯性力作用下展开到位并可靠锁定[8]。
在折叠翼展开过程中，展开机构需要传递载荷，满足规定的运动功能要求，其展开机构的结构形式与各构件铰接位置是折叠翼设计的关键[9-11]。
折叠翼展开机构主要用于保证翼面顺利折叠与展开，其性能直接影响展开的快速性、稳定性及可靠性，关系着导弹飞行试验成功与否。
在折叠翼的设计过程中，要确保折叠翼顺利展开，可靠锁定，冲击过载不影响导弹正常飞行。
本文提出一种折叠翼机构设计方法，对同类机构研究具有一定的参考价值。
1 折叠翼机构1.1 折叠翼机构组成折叠翼主要包括固定部分、折叠部分、锁定机构、扭簧机构，如图1所示。
图1 折叠翼组成示意图其中扭簧机构由扭簧、扭簧上盖、扭簧下盖、转轴等组成，如图2所示。
一种舵翼折叠机构[实用新型专利]
![一种舵翼折叠机构[实用新型专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/5875ab06effdc8d376eeaeaad1f34693daef10d5.png)
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)实用新型专利(10)授权公告号 (45)授权公告日 (21)申请号 201821447535.3(22)申请日 2018.09.05(73)专利权人 成都云鼎智控科技有限公司地址 610000 四川省成都市中国(四川)自由贸易试验区成都高新区益州大道中段1858号G5 1503房(72)发明人 唐冰 陈亮 刘以建 (74)专利代理机构 成都弘毅天承知识产权代理有限公司 51230代理人 杨保刚 邓芸(51)Int.Cl.F42B 10/14(2006.01)(54)实用新型名称一种舵翼折叠机构(57)摘要本实用新型公开了一种舵翼折叠机构，属于舵翼技术领域，用于解决现有的炮弹发射时必须与膛壁紧密接触，舵翼折叠机构的各种折叠方式并不都能适用于制导炮弹上的问题。
包括安装架、质量滑块、螺杆、弹簧和舵翼，安装架上设有若干导向柱，质量滑块上设有导向槽，质量滑块通过导向槽与导向柱滑动连接；安装架内设有用于固定弹簧的固定槽，质量滑块上螺纹孔，螺杆设置在固定槽内，弹簧设置在固定槽内且弹簧套设在螺杆上，螺杆的螺纹端穿过固定槽与质量滑块上的螺纹孔螺纹连接；质量滑块上设有用于固定舵翼的卡槽，舵翼设置在卡槽内，舵翼的底部开设有销轴孔，销轴孔内设有销轴，销轴上套设有扭簧，扭簧的一端与舵翼连接，扭簧的另一端与安装架连接。
权利要求书1页 说明书3页 附图4页CN 208751384 U 2019.04.16C N 208751384U1.一种舵翼折叠机构，其特征在于，包括安装架(1)、质量滑块(2)、螺杆(3)、弹簧(8)和舵翼本体(4)，所述安装架(1)上设有若干导向柱(5)，所述质量滑块(2)上设有与所述导向柱(5)相配合的导向槽(6)，所述质量滑块(2)通过导向槽(6)与导向柱(5)滑动连接；所述安装架(1)内设有用于固定弹簧(8)的固定槽(7)，所述质量滑块(2)与固定槽(7)相对的位置处设有螺纹孔(9)，所述螺杆(3)设置在固定槽(7)内，弹簧(8)设置在固定槽(7)内且所述弹簧(8)套设在螺杆(3)上，螺杆(3)的螺纹端穿过固定槽(7)与质量滑块(2)上的螺纹孔(9)螺纹连接；所述质量滑块(2)上设有用于固定舵翼本体(4)的卡槽(10)，所述舵翼本体(4)设置在卡槽(10)内，所述舵翼本体(4)的底部开设有销轴孔，所述销轴孔内设有销轴(11)，所述销轴(11)上套设有扭簧(12)，所述扭簧(12)的一端与舵翼本体(4)连接，扭簧(12)的另一端与安装架(1)连接。
折叠式主弹翼气动特性研究
５６ ５２ ４８ ６平衡攻角随马赫数变化曲线 Ｃｕｒｖｅｓ ｏｆ ｔｒｉｍ ａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ ＶＳ．Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ
８Ｏ ７６ ７２ ６８ ６４ ６０ ５６ ５２ ４８ ４４
图７平衡攻角下升阻比随马赫数变化曲线 Ｆｉｇ．７ Ｃｕｒｖｅｓ ｏｆ ＣＬ／ＣＤ ａｔ ｔｒｉｍ ａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ ＶＳ．Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ
图８为３种外形的滚转阻尼力矩系数Ｃ。。随马 赫数的变化曲线．由图８可以看出钻石背弹翼外形 的弹翼展长最大，其滚转阻尼力矩系数绝对值也最 大．虽然前后折叠式弹翼外形与折叠式大展弦比弹 翼外形的弹翼展长相同，但由于前后折叠式弹翼外 形弹翼的升力面积是折叠式大展弦比弹翼外形弹翼 升力面积的２倍，因此前后折叠式弹翼外形的滚转 阻尼力矩系数大于折叠式大展弦比弹翼外形的滚转 阻尼力矩系数．
由此可见钻石背翼由前、后两片翼条组成升力 面积大，翼条的展弦比大，升力斜率大，气动性能好．
收稿日期：２００９—１０—２１ 基金项目：国家部委预研基金项目（９１４０Ａ１３０１８１０ＢＱ０１） 作者简介：吴小胜（１９７９一），男，博士，讲师，Ｅ。ｍａｉｌ：ｗｘｓ７９１０＠ｂｉｔ．ｅｄｕ．ｃｎ．
万方数据
第９期
炮射无人机
在现代战争中，战场态势瞬息万变，侦察过程的时间长短成为直接影响炮兵作战效能的关键。
为了弥补无人机侦察和其他近距离侦察装备的不足，美，俄等军事发达国家从实战，简便，快速的角度出发，提出用炮弹作为运载工具，由弹体搭载侦察设备的构想。
于是，炮射无人机应运而生。
炮射无人机是为满足未来战争需求而出现的一种新型无人驾驶飞行器，由各类火炮、火箭炮等身管武器发射，能在目标区上方执行侦察与毁伤评估，精确打击，通信中继、目标指示等各种作战任务。
炮射无人机是无人机技术和弹药技术有机结合的产物，因此也被看作是一种炮射巡飞弹，其英文名称是gun-launched unmannedaerial vehicle，缩写为GLUAM，与传统侦察方式相比，它具有侦察速度快。
实时效果好、突防能力强、使用操作简单。
效费比高等特点。
美国在炮射无人机领域独领风骚，研制的炮射无人机主要有：155毫米榴弹炮发射的“快看”GLUAV、155毫米榴弹炮或127毫米舰炮炮弹投放的广域侦察弹(WASP)、坦克炮发射的多功能一次性炮射巡飞弹、“洛卡斯”(LOCASS)自主攻击弹药系统等。
此外，俄罗斯研制了由“旋风”300毫米火箭弹投放的R-90无人侦察机，英国正在研制“火影”巡飞弹。
法国目前正在进行一项“空地一体作战系统”计划，争取在2015年前实现利用小型炮射无人机进行前沿侦察的能力。
俄罗斯R－90炮射无人侦察机俄罗斯“合金”精密仪表设计局在研制多管火箭炮时，一直在寻找缩短系统射击反应时间的办法，并最终为“旋风”多管火箭炮研制了内装R－90侦察校射无人机的300毫米火箭弹，并且已试验成功，使多管火箭炮的实时射击保障这一难题得到解决。
R－90无人机2005年2月首次公开亮相，就立刻引起世人关注。
R－90无人机总长1.42米，翼展为2.56米，重42千克，目前只有“旋风”这样的300毫米大口径火箭弹能够装下。
它由M44D脉冲喷气发动机推进，射程可达70千米，持续飞行时间为30分钟，飞行高度200-600米。
巡飞弹的翼型选择及气动特性分析
巡飞弹的翼型选择及气动特性分析陶迎迎;郝永平;袁备;李曙光;谢天祥;李东辉【摘要】弹翼为巡飞弹提供大部分升力,为了研究选择高升力、高升阻比翼型的方法.利用CAD技术建立了3类圆头尖尾翼型的二维模型,运用GAMBIT进行网格划分,利用FLUENT软件进行动力学仿真,采集空气动力学数据对阻力系数、升力系数和升阻比进行了比较,对曲线存在的特殊点着重分析.结果表明,在满足高升力、高升阻比和飞行稳定的基础上,选择翼型FX-63-137为巡飞弹的最佳翼型.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2016(036)001【总页数】4页(P129-131,139)【关键词】翼型;阻力系数;升力系数;升阻比【作者】陶迎迎;郝永平;袁备;李曙光;谢天祥;李东辉【作者单位】沈阳理工大学机械工程学院,沈阳110159;沈阳理工大学兵器科学技术研究中心,沈阳110159;沈阳理工大学机械工程学院,沈阳110159;沈阳理工大学兵器科学技术研究中心,沈阳110159;沈阳理工大学机械工程学院,沈阳110159;沈阳理工大学兵器科学技术研究中心,沈阳110159;沈阳理工大学机械工程学院,沈阳110159;沈阳理工大学兵器科学技术研究中心,沈阳110159;沈阳理工大学机械工程学院,沈阳110159;沈阳理工大学兵器科学技术研究中心,沈阳110159;沈阳理工大学机械工程学院,沈阳110159;沈阳理工大学兵器科学技术研究中心,沈阳110159【正文语种】中文【中图分类】TJ760.35纵观军事科技现状，未来主战场必将是高度信息化的战场，巡飞弹作为无人机与弹药技术有机结合的信息化武器，它不仅能够对敌实施精确、有效的打击，还能够承担战场侦察监视、战斗毁伤评估、通信以及无线电中继等单一或多项任务，必将成为弹药发展的重要趋势［1-2］。
巡飞弹是一种能在目标区上方进行“巡弋飞行”，“待机”执行多种作战任务的新概念弹药，长航时等高巡飞是其实现侦察和智能攻击作战使命的前提［2-3］。
导弹弹翼设计-哈尔滨工程大学飞行器设计专业
飞行器设计与工程专业课程设计题目：弹翼结构总体设计组别：第四组哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院2011/11/19第一部分：设计要求要求设计某导弹弹翼，对地面固定目标进行打击，飞行高度距离地面50- 150米，巡航速度0.7Ma,有效射程1000公里。
参考数据：起飞质量：2.2t；翼展：2. 5m；弹体直径：0. 5m；弹长：6. 25m；要求：1.计算弹翼的各外形儿何参数；2.计算弹翼的各空气动力系数及压力中心；3.设计弹翼结构，并进行传力分析，得出受力图；4.对弹翼进行强度及稳定性校核，并设计连接件形式，进行简单的气动弹性计算。
第二部分：设计过程2. 1外形几何参数设计2.1.1总体布局形式确定根据给定导弹的飞行高度（50-150m）、速度（0. 7Ma）及射程（lOOOKm），确定该导弹为一种巡航导弹。
在此确定该导弹的气动布局形式为常规布局，升力面采用梯形翼面。
2.1.2升力系数确定设计条件中给定飞导弹巡航速度为0. 7Ma,由于每个飞行器在特定马赫数下会有一个最佳的升力系数，图2.1.1为马赫数与升力系数的关系，由此我们可以确定出在0.7Ma 条件下，飞行器升力系数为0. 75,此升力系数为导弹巡航状态下得升力系数。
图2.1.1为马赫数与升力系数的关系参考资料：/EFM/Introduction/Book02/03_05.aspx?v=0&p=0&d=0&k=Book02_03_052.1.3翼面积确定确定巡航状态下得升力系数之后，我们即可算得导弹的翼面积，根据升力公式：L = ^C L pV：S乂由巡航状态条件下，物体的重力与升力相等可知：L = mg故有翼面积:s= ----------------------------- 带入各数据：导弹质量2.2t,重力加速度取9. 8kg/m 3,空气密度P =1.225 kg/m 3,远场速度V=238m/s 9计算得：.mg _ 2200*9.8*C “叱 +*0.75*1.225*23* 2.1.4翼面几何特征确定（展孫比几、根梢比〃与后掠角力）得到翼面积之后，则可根据展弦比计算公式计算出展弦比:A = — = ------ = /.J S 0.84其中：/为翼展。
基于HyperWorks的折叠翼结构优化设计_王晓慧
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优化问题的数学模型与求解
变密度法 SIMP （ Solid Isotropic Microstructure with
Penalization for intermediate densities ） 是目前应用最多 的连续体结构拓扑优化方法。 SIMP 通常以单元相对 — 796 —
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0414 ； 修回日期： 20120827 。 收稿日期： 201212LZGF101 ） 。 基金项目： 中央高校基本科研业务费专项资金（ YWFmail： xhwang@ 作者简介： 王晓慧（ 1978 —） ， 女， 博士 / 硕导， 主要研究结构与多学科优化 、 优化理论与算法、 飞行器总体设计。Ebuaa． edu． cn
tL ≤ t ≤ tU X 为连续变量； x i 为拓扑变量即单元相对密度； n 其中，
L 为拓扑变量个数； t 为外表面蒙皮厚度变量； t 为厚度 U 下限； t 为厚度上限； f （ X） 为优化目标函数， 本文以结
构的应变能作为优化目标， 如式 （ 3 ） 所示； g j （ X ） 为第 j 个结构性状约束； m 为约束个数， 包含结构质量约束、 单元应力约束和节点位移约束， 如式（ 4 ） 所示。 N 1 1 1 f（ X） = F T U = U T KU = ∑ u T ku 2 2 2 i =1 i i i = 式中 1 （ 2
（ 3）
f（ X） 为结构总应变能， 即柔顺度或柔度； F 和 U
2012 年 12 月
王晓慧， 等： 基于 HyperWorks 的折叠翼结构优化设计