折叠式飞行器机翼展开装置的技术研究
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。
飞行装置机翼折叠机构的制作方法
飞行装置机翼折叠机构的制作方法一、引言飞行装置机翼折叠机构是一种能够将飞机的机翼折叠起来，以便于在停机坪上更方便地停放飞机的装置。
本文将详细介绍该装置的制作方法。
二、材料准备1. 钢板：用于制作机翼折叠机构的主要材料，需要选择质量好、强度高的钢板。
2. 焊接材料：包括焊条、焊丝和气体等。
3. 电动工具：包括电钻、电锯等。
4. 手动工具：包括锤子、扳手等。
5. 其他辅助材料：如润滑油、防锈漆等。
三、制作步骤1. 制作支架首先需要制作支架，用于固定机翼折叠机构。
可以使用钢板或者铝合金板进行制作，需要根据实际情况进行设计和加工。
支架需要有足够的强度和稳定性，以确保整个装置能够稳固地固定在飞机上。
2. 制作升降臂升降臂是连接支架和机翼的重要部件，需要根据机翼的大小和形状进行设计和制作。
升降臂需要具有足够的强度和刚度，以确保机翼能够在折叠时保持稳定。
3. 制作机翼折叠装置机翼折叠装置是整个飞行装置机翼折叠机构的核心部件，需要根据实际情况进行设计和加工。
通常包括升降臂、铰链、液压缸等部件，需要确保各个部件之间的协调配合，以确保机翼能够顺利地折叠起来。
4. 安装液压系统液压系统是驱动机翼折叠装置的重要部件，需要根据实际情况进行设计和安装。
通常包括油箱、泵、阀门等部件，需要确保系统能够正常工作，并具有足够的压力和流量。
5. 进行测试和调试在完成整个装置的制作后，需要进行测试和调试，以确保其能够正常工作。
测试过程中需要注意安全问题，并逐步调整各个部件之间的参数，以达到最佳效果。
四、注意事项1. 制作过程中要注意安全问题，避免发生意外事故。
2. 制作过程中需要根据实际情况进行设计和加工，确保各个部件之间的协调配合。
3. 制作过程中需要使用高质量的材料和工具，以确保装置具有足够的强度和稳定性。
4. 制作完成后需要进行测试和调试，以确保装置能够正常工作。
5. 在使用过程中需要定期检查和维护，以确保装置的稳定性和可靠性。
【CN209776790U】一种折叠式无人机机翼空中快速展开装置【专利】
(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 201920400290.7(22)申请日 2019.03.27(73)专利权人 河南机电职业学院地址 450000 河南省郑州市新郑市龙湖镇泰山路与郑新路交叉口西南角专利权人 郑州亚柏智能科技有限公司 河南省柏盛无人机工程技术研究院有限公司(72)发明人 陈海峰 岳艳阁 化进科 张斌 臧林 王成洲 苏敏 司卫华 (74)专利代理机构 郑州锐科知识产权代理事务所(普通合伙) 41171代理人 王建平(51)Int.Cl.B64C 3/56(2006.01)(54)实用新型名称一种折叠式无人机机翼空中快速展开装置(57)摘要一种折叠式无人机机翼空中快速展开装置，包括无人机机体，无人机机体的内部设置有齿轮支座，无人机机体的上方设置有上机翼和下机翼，其中上机翼的左端连接有内旋转轴，下机翼左端连接有外套筒，内旋转轴的中部固定穿设有第二齿轮，内旋转轴的下端连接有主动轴摇臂，主动轴摇臂连接有动力装置，外套筒的中部固定穿设有第一齿轮；所述齿轮支座的内部还设置有第三齿轮和第四齿轮，第三齿轮始终与第二齿轮啮合传动，第四齿轮始终与第一齿轮啮合传动，第四齿轮始终与第三齿轮啮合传动；所述无人机机体上设置有L型的机翼固定钩扣，机翼固定钩扣上安装有扭簧。
总之，本实用新型缩短了无人机在空中展开机翼的时间，提高了无人机飞行的稳定性。
权利要求书1页 说明书3页 附图3页CN 209776790 U 2019.12.13C N 209776790U权 利 要 求 书1/1页CN 209776790 U1.一种折叠式无人机机翼空中快速展开装置，其特征在于：包括无人机机体（1），无人机机体（1）的内部设置有齿轮支座（12），无人机机体（1）的上方设置有上机翼（2）和下机翼（3），所述上机翼（2）和下机翼（3）叠放设置，其中上机翼（2）的左端连接有内旋转轴（4），下机翼（3）左端连接有外套筒（5），内旋转轴（4）竖直穿设置在外套筒（5）的内部且与外套筒（5）同轴转动连接，内旋转轴（4）的上端与上机翼（2）的左端固定连接，内旋转轴（4）的中部固定穿设有第二齿轮（7），第二齿轮（7）位于齿轮支座（12）的内部，内旋转轴（4）的下端伸出齿轮支座（12）且伸出的轴段部分设置有台阶轴（42），在齿轮支座（12）的下表面与台阶轴（42）的上台阶面之间穿设有拉簧（41），在上机翼（2）和下机翼（3）处于折叠状态时，拉簧（41）为压缩状态，内旋转轴（4）的下端连接有主动轴摇臂（11），主动轴摇臂（11）连接有动力装置，外套筒（5）的中部固定穿设有第一齿轮（6），第一齿轮（6）位于齿轮支座（12）的内部；所述齿轮支座（12）的内部还设置有第三齿轮（8）和第四齿轮（9），第三齿轮（8）始终与第二齿轮（7）啮合传动，第四齿轮（9）始终与第一齿轮（6）啮合传动，第四齿轮（9）始终与第三齿轮（8）啮合传动；所述无人机机体（1）上设置有L型的机翼固定钩扣（10），机翼固定钩扣（10）上安装有扭簧（101），机翼固定钩扣（10）的上端与下机翼（3）的下表面接触，在上机翼（2）和下机翼（3）处于展开状态时，机翼固定钩扣（10）在扭簧（101）的作用力下弹出无人机机体（1）的上表面，挡住上机翼（2）和下机翼（3）的内侧面。
“一字型”折叠翼展开试验与仿真验证分析
[10] 王念峰,张宪民.基于成对曲线组合的柔顺机构设计[J ].中国科学:技术科学,2012,42(8):911‐918.W a n g N i a n f e n g ,Z h a n g X i a n m i n .C o m p l i a n tM e c h -a n i s m sD e s i g nB a s e d o nP a i r s o f C u r v e s [J ].S c i e n -t i aS i n i c aT e c h n o l o gi c a ,2012,42(8):911‐918.[11] Z h uB e n l i a n g ,Z h a n g Xi a n m i n ,F a t i k o wS .A M u l t i ‐o b j e c t i v eM e t h o do fH i n g e ‐f r e eC o m p l i a n tM e c h a -n i s m O p t i m i z a t i o n [J ].S t r u c t u r a l a n d M u l t i d i s c i -p l i n a r y O pt i m i z a t i o n ,2014,49:431‐440.[12] M aZD ,K i k u c h iN ,C h e n g H C .T o p o l o g i c a lD e -s i g nf o r V i b r a t i n g St r u c t u r e s [J ].I n t e r n a t i o n a l J o u r n a lf o r N u m e r i c a l M e t h o d si n E n g i n e e r i n g ,1995,121:259‐280.(编辑 张 洋)作者简介:朱大昌,男,1973年生㊂江西理工大学机电工程学院教授㊂主要研究方向为柔顺㊁并联机构学及智能控制,微纳制造装备与技术㊂发表论文60余篇㊂宋马军,男,1990年生㊂江西理工大学机电工程学院硕士研究生㊂一字型”折叠翼展开试验与仿真验证分析胡 明1 章 斌1 陈文华1 田芳菲1 张 虹2 周小红21.浙江理工大学机电产品可靠性技术研究浙江省重点实验室,杭州,3100182.北京机电工程研究所,北京,100074摘要:以某 一字型”折叠翼展开机构为研究对象,应用研制的折叠翼展开试验装置,进行了不同转矩下的展开试验,得到了其关键性能参数变化规律㊂参照 一字型”折叠翼展开机构原理样机的实际几何参数㊁物理特性及约束条件,在A D AM S 中建立其虚拟样机模型,通过仿真分析得到了对应驱动力下折叠翼的运动参数和展开性能参数的变化规律㊂对比分析仿真与试验结果可知:弹翼能及时展开到位,准确定位㊁可靠锁定,且展开过程中各部件之间无干涉,满足设计要求㊂关键词:折叠翼;展开机构;展开试验;A D AM S 仿真中图分类号:T J 760.3 D O I :10.3969/j.i s s n .1004132X.2015.13.017E x p a n dP e r f o r m a n c e a n dS i m u l a t i o nV e r i f i c a t i o no fL i n e ‐s t y l e dF o l d i n g ‐w i n gH u M i n g 1 Z h a n g B i n 1 C h e n W e n h u a 1 T i a nF a n g f e i 1 Z h a n g H o n g 2 Z h o uX i a o h o n g21.Z h e j i a n g P r o v i n c e ’sK e y L a b o r a t o r y o fR e l i a b i l i t y T e c h n o l o g y fo rM e c h a n i c a l a n d E l e c t r i c a l P r o d u c t s ,Z h e j i a n g S c i ‐T e c hU n i v e r s i t y ,H a n gz h o u ,3100182.B e i j i n g R e s e a r c h I n s t i t u t e o fM e c h a n i c a l&E l e c t r i c a l E n g i n e e r i n g ,B e i j i n g,100074A b s t r a c t :A i m i n g a t r e s e a r c h i n g d e p l o y a b l em e c h a n i s m o f l i n e ‐s t y l e d f o l d i n g ‐w i n g ,as p r e a d i n ge x p e r i m e n t a ld e v i c e w a s d e s i g n e d ,m u l t i p l es p r e a d i n g e x pe r i m e n t s w e r ec a r r i e d o u ti n d if f e r e n t t o r q u e s ,a n d t h ek e yp e r f o r m a n c e p a r a m e t e r r eg u l a t i o n sw e r e r e s e a r ch e d .Avi r t u a l p r o t o t y pem o d e l o f t h e f o l d i n g ‐w i n g w a se s t a b l i s h e d i n A D AM Sb a s e do nt h ea c t u a l g e o m e t r i c p a r a m e t e r s ,p h ys i c a l c h a r a c t e r i s t i c s a n d c o n s t r a i n t s o f t h e l i n e ‐s t y l e d f o l d i n g ‐w i n g .T h e s i m u l a t i o nw e r eu s e d t o s t u d y t h e f o l d i n g ‐w i n g u n d e rd i f f e r e n td r i v i n g f o r c eo fm o t i o n p a r a m e t e r sa n d p e r f o r m a n c e p a r a m e t e r s r e g u l a -t i o n s .C o m p a r i n g s i m u l a t i o n r e s u l t sw i t h t h e t e s t d a t a ,b o t h o f t h e d yn a m i c s i m u l a t i o n r e s u l t s a n d t h e g r o u p t e s t d a t a s h o wt h a t t h e f o l d i n g ‐w i n g c a nu n f u r l t o t h ea p p o i n t e d p l a c e q u i c k l y,c a nb e l o c a t e d a c c u r a t e l y a n d l o c k e dr e l i a b l y .T h e r ea r en o i n t e r f e r e n c e sa m o n g e a c h p a r t sd u r i n g t h ed e p l o y m e n t p r o c e s s o f f o l d i n g ‐w i n g.K e y wo r d s :f o l d i n g ‐w i n g ;u n f o l d i n g m e c h a n i s m ;s p r e a d i n g e x p e r i m e n t ;A D AM Ss i m u l a t i o n 0 引言折叠翼展开机构是导弹的重要组成部分,可收稿日期:20140911基金项目:国家自然科学基金资助项目(51375458);教育部高等学校博士学科点专项科研基金资助项目(20123318130001);浙江省自然科学基金资助项目(L Z 12E 05004)以缩小导弹发射体积,方便运输和存储,并在展开后为导弹提供升力㊂折叠翼展开过程中的性能评价参数主要包括:展开时间㊁展开角度㊁翼展同步性㊁展开后对弹体冲击力等[1]㊂上述参数会直接影响到导弹发射后能否正常飞行和成功完成预定任务㊂为获得折叠翼展开机构的各项性能指标,㊃1081㊃ 一字型”折叠翼展开试验与仿真验证分析胡 明 章 斌 陈文华等Copyright ©博看网. All Rights Reserved.需要对折叠翼展开机构进行展开性能试验和仿真研究[2‐3]㊂国外在导弹折叠翼性能试验尤其是升力模拟加载试验方面已开展了相关研究㊂F/A‐18战斗攻击机的全尺寸疲劳试验[4]中,采用了支撑约束边界,其加载装置采用缓冲橡胶垫(覆盖了翼面大部分区域)和拉压式杠杆,翼面加载主要通过多级杠杆组合实现㊂H u d s o n等[5]在进行无人可重复使用航天飞行器X‐37的方向舵面静热联合载荷试验前,应用有限元法分析了整个翼面的气动载荷分布,确定了载荷垫的形状及杠杆分配比例,其静力加载装置采用橡胶载荷垫与拉压式杠杆组合的形式㊂国内学者在折叠翼的展开动力学仿真与试验方面也进行了相关研究,如文献[6‐8]中利用仿真模型得到了折叠翼相关运动参数的变化规律,采用绝对式转换器与记录仪配合测量了折叠翼的展开时间和运动参数;吴俊全等[9]通过地面试验与A D AM S动力学仿真计算,分别对某折叠翼在自重㊁拉簧和轴向过载条件下的展开过程进行了分析;赵俊峰等[10]建立了折叠翼展开的刚柔耦合动力学模型,并采用序列二次规划算法求得了最优作动力曲线;郑旸等[11]设计了一种剪刀式折叠翼加载展开试验装置,进行了不同装药量时的展开试验,通过仿真分析了弹翼施加模拟升力后对展开时间的影响程度㊂上述研究均局限于对折叠翼展开过程中展开时间及相关运动参数的分析,对折叠翼尤其是 一字型”折叠翼展开过程的仿真与试验及展开到位后的可靠锁定和对弹体撞击等方面研究较少㊂本文在分析 一字型”折叠翼展开机构组成与工作原理基础上,应用所研制的原理样机测试装置完成力学性能试验及相关性能参数的测试,应用A D AM S仿真求解获得其展开时间㊁展开角度和锁定㊁碰撞冲击力㊂测试数据与仿真数据的对比分析结果证明:所建立的动力学仿真模型能够较好地反映折叠翼测试装置性能,可用于模拟分析折叠翼展开过程的动态特性㊂1 一字型”折叠翼展开机构工作原理折叠翼展开机构主要由翼面㊁驱动装置㊁展开机构㊁定位和锁紧机构组成,如图1所示㊂其中,电动缸为折叠翼展开机构的驱动装置,用于提供翼面展开的驱动力;剪切销在翼面展开动作启动后被剪断,用于实现翼面初始定位;锁紧销在翼面展开到位后将其准确定位并可靠锁定,同时承受和传递冲击载荷;过位挡块用于防止翼面展开过位㊂折叠翼工作过程是:电动缸1接到信号后工作,推动推杆2,推杆2传递动力,将剪切销5剪断,推动翼面展开,直至锁紧销4动作将翼面7定位㊁锁紧㊂在上述各组成部件及时准确的动作下,翼面可展开锁定到规定位置㊂1.电动缸2.推杆3.过位挡块4.锁紧销5.剪切销6.到位传感器7.翼面图1 一字型”折叠翼展开机构示意图根据折叠翼展开机构的工作原理可知,展开过程必须满足如下要求:①折叠翼能迅速展开到位,工作可靠,展开时间在1s以内,展开过程中各部件不发生相互干涉;②展开到位后,展开角度为90°,允许偏差为±0.5°;③折叠翼完全展开到位后,锁紧销能将弹翼可靠地锁定在展开位置㊂2 折叠翼展开机构性能参数测试针对 一字型”折叠翼展开机构,研制了折叠翼展开机构原理样机及其测试装置,用于测试包括展开时间㊁展开角度㊁展开过程中关键零部件的冲击力等展开性能参数,以验证折叠翼能否成功实现展开与锁定等功能㊂设定翼面从起始点(信号开始时刻)到终止点(信号终止时刻)为展开时间t㊂采用光电编码器测量折叠翼的角度曲线,从而折算出折叠翼的展开角位移㊂展开过程中产生的冲击力主要有:剪切销冲击力㊁锁紧销冲击力和过位挡块冲击力㊂上述冲击力采用电阻应变式测力传感器测量,测试模块如图2所示㊂1.剪切销冲击力测试模块2.锁紧销冲击力测试模块3.过位挡块冲击力测试模块4.电动缸图2 冲击力测试模块示意图㊃2081㊃中国机械工程第26卷第13期2015年7月上半月Copyright©博看网. All Rights Reserved.折叠翼展开机构测试装置设计的关键在于能模拟翼面展开时所受到的气动升力㊂因折叠翼在展开过程中受到的气动升力是非均匀分布的,而地面模拟试验难以实现不均匀的气动升力加载,故通过斜面上升法来模拟展开过程中折叠翼所受的气动升力,其模拟加载原理为:将折叠翼简化为悬臂梁模型,其气动升力按悬臂梁受力变形进行处理,如图3所示㊂折叠翼的挠度与测试装置的模拟气动升力存在如下关系:H c =F lL 33E J(1)式中,H c 为F l 作用点处折叠翼的挠度;F l 为载荷加载装置模拟的折叠翼所受气动升力;L 为模拟升力F l 在折叠翼上作用点到回转中心O 的距离;J 为折叠翼抗弯截面模量;E 为折叠翼材料的弹性模量㊂图3 模拟展开升力时折叠翼的受力简图由式(1)可得F l =K 2H c(2)其中,K 2=3E J /L 3为常量,表明折叠翼产生的模拟升力与折叠翼挠度成线性关系,由此可通过模拟折叠翼挠度来模拟折叠翼的气动升力㊂据此,所设计的折叠展开机构测试装置采用万向球和模拟墙来实现升力加载模拟,如图4所示,即折叠翼展开过程中,万向球沿着模拟墙运动,并随着模拟墙的上升而上升,导致翼面变形的不断增大,进而间接地模拟了折叠翼的气动升力的变化㊂1.万向球 2.模拟墙 3.折叠翼图4 气动载荷模拟装置示意图折叠翼展开测试装置的控制系统通过所研发的上位机控制软件实现,测试装置的操作流程包括伺服电机运动㊁应变仪数据采集㊁力传感器数据采集㊁码盘数据采集及测试后数据保存与分析等㊂在安装气动载荷模拟装置的条件下,对折叠翼展开机构原理样机进行展开过程试验㊂将电机转矩分别设置为5N ㊃m ㊁6N ㊃m ㊁7N ㊃m ㊁8N ㊃m ㊁9N ㊃m ㊁10N ㊃m ,进行折叠翼展开试验,试验结果见表1㊂表1 折叠翼展开过程测试数据电机转矩(N ㊃m )电动缸最大推力(k N )展开到位角度(°)展开到位时间(m s )剪切销最大冲击力(N )锁紧销最大冲击力(N )过位挡块最大冲击力(N )56.1690.248756426.23920577967.3990.428256523.64409612078.6290.087886531.35037663689.8590.117566429.456527039911.0890.287266518.9622972231012.3290.357026458.567817521由表1可知,随着电动缸最大推力的增大,展开时间逐渐缩短,展开速度增大,展开角度在(90±0.5)°范围内,表明折叠翼每次试验均能展开到位且安全可靠锁定㊂随着驱动力增大,锁紧销和过位挡块的最大冲击力均逐渐增大,而剪切销的最大冲击力则基本保持不变㊂导致锁紧销和过位挡块所受最大冲击力增大的原因是驱动力增大使折叠翼展开到位时速度增大㊂剪切销的最大冲击力是在折叠翼展开初始时产生的,取决于剪切销的材料和剪断截面的径向尺寸,故电动缸推力对剪切销最大冲击力影响较小㊂3 折叠翼展开过程仿真验证以A D AM S 为仿真平台,参照 一字型”折叠翼展开机构原理样机的实际几何参数㊁物理特性及约束条件,建立折叠翼展开机构虚拟样机模型,如图5所示㊂然后添加相关构件外载荷㊁摩擦力与接触力㊂根据所建立的虚拟样机模型对折叠翼展开机构进行展开过程的动力学仿真验证与分析,得到展开时间㊁展开角度㊁展开过程中锁紧销与过位挡块所受冲击力等性能参数㊂1.电动缸 2.推杆 3.锁紧销 4.翼面5.气动升力模拟墙 6.基座 7.过位挡块图5 折叠翼展开机构动力学仿真模型电机驱动转矩不同时,电动缸的输出推力均不同,故需分别拟合不同转矩所对应的电动缸推力曲线,用于A D AM S 仿真中驱动转矩的输入㊂图6所示为电机转矩为5N ㊃m 时电动缸的推力拟合曲线㊂此驱动力下的折叠翼展开机构仿真结果如图7~图9所示㊂㊃3081㊃ 一字型”折叠翼展开试验与仿真验证分析胡 明 章 斌 陈文华等Copyright ©博看网. All Rights Reserved.图6 仿真驱动力(推力)拟合曲线图7 展开角度时间曲线图8 锁紧销所受冲击力时间曲线图9 过位挡块所受冲击力时间曲线由图7可知,0.875s 时,折叠翼展开到位,展开角度为89.96°㊂图8所示为锁紧销冲击力随时间变化曲线,可知折叠翼展开到位时锁紧销开始受到冲击力,并在锁定翼面时出现了2次与翼面的撞击,锁紧销所受最大冲击力为4374N ㊂图9所示为过位挡块冲击力变化规律,展开到位时,过位挡块冲击力瞬间增大到6639N ,然后迅速衰减至0,且没有出现二次撞击㊂由此,可以判定翼面已被锁紧销可靠锁定㊂同理,依据表1中电动缸推力数据,分别拟合电机驱动转矩为6~10N ㊃m 时的电动缸推力曲线以获得对应驱动力下的折叠翼仿真结果,见表2㊂表2 折叠翼展开过程仿真实验结果电机转矩(N ㊃m )电动缸推力(k N )展开角度(°)展开时间(m s)锁紧销最大冲击力(N )过位挡块最大冲击力(N )56.1689.968674378663967.3990.127955036682078.6290.217376127743689.8590.2470268537849911.0890.30684750486231012.3290.32655871095684 试验与仿真结果对比分析将折叠翼展开机构原理样机试验结果(表1)与仿真实验结果(表2)进行对比分析,如图10所示㊂(a)展开角度对比图(b)展开时间对比图(c)锁紧销所受冲击力对比图(d)过位挡块所受冲击力对比图图10 试验与仿真结果对比由图10a ㊁图10b 可以看出,展开时间与展开角度的仿真数据和试验数据的变化趋势一致,且展开时间均小于1s ,展开角度均在允许范围内㊂㊃4081㊃中国机械工程第26卷第13期2015年7月上半月Copyright ©博看网. All Rights Reserved.由图10c㊁图10d可知,锁紧销和过位挡块所受冲击力变化趋势基本一致,但冲击力数值大小差距较大,仿真结果大于地面试验结果,原因是地面试验时传感器测量误差和测量时力传递的累积损耗㊂5 结论(1)以某 一字型”折叠翼展开机构为对象,利用折叠翼展开地面试验装置和A D AM S动力学仿真,进行了不同驱动力下的展开试验,测试了展开时间,展开角度及展开过程中锁紧销㊁过位挡块的冲击力㊂(2)基于斜面上升法原理设计了一种折叠翼气动载荷的模拟加载装置,间接模拟了折叠翼展开过程中所受的气动载荷㊂试验结果表明,加载试验方法可行有效㊂(3)试验和仿真结果对比分析表明: 一字型”折叠翼能迅速展开到位,锁紧销与过位挡块能实现翼面准确定位㊁可靠锁定,且展开过程中各部件之间无相互干涉,满足设计要求㊂参考文献:[1] 李莉,吴斌.折叠翼展开性能仿真研究与实验[D].西安:西北工业大学,2005.[2] W a n g H,Y uTX,P a n g H,e t a l.R e l i a b i l i t y S i m u l a-t i o n A n a l y s i sf o r C o m p l e x M e c h a n i s m B a s e d o nS u p p o r tV e c t o r M a c h i n e[C]//2011I n t e r n a t i o n a lC o n f e r e n c eo n C o n s u m e r E l e c t r o n i c s,C o mm u n i c a-t i o n s a n dN e t w o r k s.L a sV e g a s:2011:546‐550.[3] V e n a n z i S,P a r e n t i‐C a s t e l l i V.A N e wT e c h n i q u e f o rC l e a r a n c e I n f l u e n c eA n a l y s i s i nS p a t i a lM e c h a n i s m s[J].J o u r n a lo f M e c h a n i c a lD e s i g n,T r a n s a c t i o n so ft h eA S M E,2005,127(3):446‐455.[4] G u i l a u m e M,M a n d a n i s G,P f i f f n e rI,e ta l.T h eS w i s sF/A‐18F u l lS c a l eF a t i g u eT e s t‐M o d e r na n dE f f i c i e n tT e s t i n g[C]//A I A A4t hA v i a t i o nT e c h n o l-o g y,I n t e g r a t i o na n d O p e r a t i o n s(A T I O)F o r u m.C h i c a g o,2004:1‐27.[5] H u d s o nL,S t e p h e n sC.X‐37C/S i C R u d d e r v a t o rS u b c o m p o n e n tT e s tP r o g r a m[C]//N A S A/F u n d a-m e n t a lA e r o n a u t i c sP r o g r a m A n n u a lM e e t i n g.A t-l a n t a,2009:20090037113.[6] 赵育善,余旭东,马彩霞,等.折叠翼展开过程仿真研究[J].弹箭与制导学报,1997,17(2):19‐23.Z h a oY u s h a n,Y uX u d o n g,M aC a i x i a,e t a l.T h eR e-s e a r c ho nU n f o l d i n g P r o c e s sS i m u l a t i o no fF o l d i n g‐w i n g[J].J o u r n a lo fP r o j e c t i l e s,R o c k e t s,M i s s i l e sa n dG u i d a n c e,1997,17(2):19‐23.[7] 马彩霞,余旭东,王焘.导弹折叠翼展开运动试验[J].弹箭与制导学报,1996,16(2):63‐65.M aC a i x i a,Y u X u d o n g,W a n g T a o.E x p a n d M o-t i o nP e r f o r m a n c e a n dS i m u l a t i o n o fM i s s i l eF o l d i n g‐w i n g[J].J o u r n a l o fP r o j e c t i l e s,R o c k e t s,M i s s i l e sa n dG u i d a n c e,1996,16(2):63‐65.[8] 谭湘霞,吴斌,余旭东,等.导弹折叠翼的机构弹性动力学分析与仿真研究[J].弹箭与制导学报, 1999,19(1):17‐21.T a nX i a n g x i a,W uB i n,Y uX u d o n g,e t a l.T h eR e-s e a r c ho n M e c h a n i s m S i m u l a t i o na n d E l a s t i c D y-n a m i c s o fM i s s i l eF o l d i n g‐w i n g[J].J o u r n a l o fP r o-j e c t i l e s,R o c k e t s,M i s s i l e sa n d G u i d a n c e,1999,19(1):17‐21.[9] 吴俊全,孙海文,张晓旻.折叠翼展开试验与动力学仿真研究[J].弹箭与制导学报,2011,31(3):164‐166.W u J u n q u a n,S u nH a i w e n,Z h a n g X i a o m i n.T h eR e-s e a r c h o n U n f o l d i n g T e s ta n d D y n a m i c M o d e lo fF o l d i n g‐w i n g[J].J o u r n a lo fP r o j e c t i l e s,R o c k e t s,M i s s i l e s a n dG u i d a n c e,2011,31(3):164‐166. [10] 赵俊峰,刘莉,杨武,等.折叠弹翼展开动力学仿真及优化[J].弹箭与制导学报,2012,32(4):155‐157.Z h a oJ u n f e n g,L i u L i,Y a n g W u,e ta l.D y n a m i cS i m u l a t i o n a n d O p t i m i z a t i o n D e s i g n o f F o l d i n gW i n g D e p l o y m e n t[J].J o u r n a l o f P r o j e c t i l e s,R o c k-e t s,M i s s i l e s a n dG u i d a n c e,2012,32(4):155‐157.[11] 郑旸,吴斌,杨森.折叠翼机构加载展开试验系统设计和仿真研究[J].装备环境工程,2013,10(2):38‐43.Z h e n g Y a n g,W uB i n,Y a n g S e n.D e s i g n a n dS i m u-l a t i o no f F o l d i n g W i n g sL o a d i n g a n dS p r e a d i n g E x-p e r i m e n t a lD e v i c e[J].E q u i p m e n tE n v i r o n m e n t a lE n g i n e e r i n g,2013,10(2):38‐43.(编辑 张 洋)作者简介:胡 明,女,1976年生㊂浙江理工大学机械与自动控制学院教授㊂主要研究方向为宇航空间机构设计及可靠性技术㊂发表论文40余篇㊂章 斌,男,1989年生㊂浙江理工大学机械与自动控制学院硕士研究生㊂陈文华,男,1963年生㊂浙江理工大学机械与自动控制学院教授㊁博士研究生导师㊂田芳菲,女, 1993年生㊂浙江理工大学机械与自动控制学院硕士研究生㊂张 虹,女,1968年生㊂北京机电工程研究所高级工程师㊂周小红,女,1976年生㊂北京机电工程研究所高级工程师㊂㊃5081㊃一字型”折叠翼展开试验与仿真验证分析 胡 明 章 斌 陈文华等Copyright©博看网. All Rights Reserved.。
无人机折叠机翼展开运动特性研究
第 ３ 卷 第 ４期 ８
２０ ０ ６年 ８月
南
京
航
空
航 天
大
学
学
报
Ｖｏ ． ８ Ｎｏ ４ １３ ．
Ａ ｕｇ． ２０ ０６
Ｊ ｕ ｎ ｌｏ ｎ ｉｇ Ｕｎ ｖ ｒ ｉ ｆＡｅｏ ａ ｔ ｓ８ ｔｏ ａ ｔｃ ｏ ｒ ａ ｆＮａ ｊ ｉｅ ｓｔ ｏ ｒ ｎ ｕ ｉ Ｌ ｎ ｙ ｃ Ａｓｒ ｎ ｕ ｉｓ
叠／ 展开 机构 以铰 链 片 、 轮 、 滑 钢索 等元 件作 为传 动 机构 ， 转 弹簧 的扭矩 通过 滑 轮及钢 索将 作 动力 传 扭 到外 翼 的挂 钩上 ， 图 １ 示 。 射离 箱后 ， 如 所 发 外翼 在
扭 簧产 生 的扭矩 驱 动下实 现快 速 展开 ， 使无 人机 迅
比” 和折 叠机 翼技 术 （ 国的“ 雷 维尔 ” 来 充分 ） 德 布 ） 利用发 射箱 空 间 。 某 无人 机要 求机 翼具 有较 大的 展 弦比 ， 因此在
１ 折 叠机 翼展 开 机构 设 计 要 求
某无 人 机 机 翼 折 叠 ／ 开 角度 为 １ ５， 翼 折 展 ３ 。机
中 图分 类号 ： ７ Ｖ２ ９ 文献标识码 ： Ａ 文 章 编 号 ：０ ５２ １ （０ ６０ — ４８０ １０ —６ ５ ２ ０ ）４０ ３— ４
Ｍ ｏ ｅ ｅ ａ ａ ｔ ｒ ｓ ｉ ｆ Ｕ ＡＶ ｌ ｎｇ Ｗ ｉ ｇ ｖ ｍ ｎｔ Ｃｈ ｒ ｃ ｅ ｉ ｔｃ Ｏ Ｆｏ ｄｉ ｎ ｓ
引
言
向 内折 叠 ； 当无 人机 被 发 射 出 箱 后 ， 翼 立 即在 而 外
展 开机 构 的 作 用 下 向上 、 向外 展 开 ， 并被 锁 住 在 展
开位 置险的高 低 技 术武器 装备 。箱 式发射 将贮 存 、 运输 和发射 等功
一种基于齿轮传动的机翼折叠展开装置[发明专利]
![一种基于齿轮传动的机翼折叠展开装置[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/a0054549b0717fd5370cdce1.png)
专利名称：一种基于齿轮传动的机翼折叠展开装置专利类型：发明专利
发明人：李东,周校民,刘宇
申请号：CN201910036729.7
申请日：20190115
公开号：CN109649636A
公开日：
20190419
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种基于齿轮传动的机翼折叠展开装置，包括底板、设于底板上端的折展机构、设于折展机构上端的机翼两件以及设于底板下端的驱动机构，驱动机构连接于折展机构上，本发明结构简单，能够有效实现无人机机翼的折展动作，能够将机翼稳定在固定于其上，防止在转动过程中出现打滑或者不转动的现象，通过齿轮传动从而使得其具有执行动作迅速、负载大、可靠性高的特点，具有较强的实用性。
申请人：四川天砺航空科技有限公司
地址：610036 四川省成都市金牛区一环路北四段108号1幢4单元12层1209号
国籍：CN
代理机构：成都诚中致达专利代理有限公司
代理人：曹宇杰
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飞行器可折叠双翼板展开机构[发明专利]
![飞行器可折叠双翼板展开机构[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/c733a22c9ec3d5bbfc0a7425.png)
专利名称：飞行器可折叠双翼板展开机构专利类型：发明专利
发明人：钟世宏
申请号：CN201010291506.4
申请日：20100925
公开号：CN101973390A
公开日：
20110216
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了一种飞行器可折叠双翼板展开机构，包括燃气作动装置、直线导轨、滑块、连杆和摇杆，直线导轨位于两翼板转轴连线的垂直平分线上，通过下支架固定在飞行器机体上，滑块与两根连杆的一端铰接，燃气作动装置驱动滑块沿着直线导轨做直线运动，两根连杆的另一端分别与一根摇杆的一端铰接，每根摇杆的另一端分别与固定在翼板支架上的翼板转轴铰接，在连杆的推动下，摇杆绕着固定在翼板支架上的翼板转轴转动，一根摇杆与一个翼板轴套固连，当摇杆绕着翼板转轴转动时，带动翼板一起转动。
本发明对翼板展开的驱动能力有很大的提高，对翼板支架不会产生冲击。
申请人：中国航天科工集团第二研究院二一○所
地址：710065 陕西省西安市雁塔区电子一路90号
国籍：CN
代理机构：西北工业大学专利中心
代理人：顾潮琪
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小型化折叠式飞行器的设计与飞行控制
小型化折叠式飞行器的设计与飞行控制随着科技的不断进步，小型化折叠式飞行器的设计与飞行控制也逐渐得到了广泛的关注。
这种小型化的飞行器可以在狭小的空间内进行高度灵活的飞行，为我们的生活带来了极大的方便。
因此，在这篇文章中，我将会详细介绍小型化折叠式飞行器的设计原理以及飞行控制技巧。
一、小型化折叠式飞行器的设计原理小型化折叠式飞行器的设计原理主要涉及到四个方面，包括机身设计、电路设计、动力系统设计以及遥控系统设计。
1. 机身设计机身设计是小型化折叠式飞行器的核心，机身的轻量化和结构设计对于飞行器的性能非常重要。
机身的材料应该选择轻质但又具有高强度的材料，例如碳纤维材料或者麻纤维材料等。
在机身的结构设计上，可以采用折叠式结构，使得飞行器在折叠状态下体积小巧，方便携带。
另外，机身的线条应该设计流畅，减少空气阻力，优化飞行器的性能。
2. 电路设计电路设计是小型化折叠式飞行器的重要组成部分，电路的优质设计直接影响到飞行器的飞行性能。
在电路的设计上，需要考虑到传感器的数量以及布局，以便能更精确地捕捉飞行器周围环境的变化。
另外，还需要考虑到电路的可靠性和稳定性，对于不稳定的电路应该采取相应的措施进行优化。
3. 动力系统设计动力系统是小型化折叠式飞行器的核心组成部分，它关系到飞行器的最高速度和最大爬升率。
在动力系统的设计上，应该根据飞行器的大小和用途来选择合适的动力系统，例如无刷电机或者螺旋桨发动机等。
另外，还需要考虑到电源系统的稳定性和电池寿命等问题，以便更好地保证飞行器的使用寿命和性能。
4. 遥控系统设计遥控系统是小型化折叠式飞行器的重要组成部分，它关系到飞行器的稳定性和控制精度。
在遥控系统的设计上，应该根据飞行器的大小和用途来选择合适的遥控器。
另外，还需要考虑到发射信号的距离和响应速度等问题，以便更好地保证飞行器的稳定性和测量精度。
二、小型化折叠式飞行器的飞行控制技巧小型化折叠式飞行器的飞行控制技巧主要涉及到飞行姿态、姿态控制以及编队控制等方面。
无人机折叠翼展开动力学分析
DOI:10.3969/j.issn.2095-509X.2015.02.004无人机折叠翼展开动力学分析张 钦1,聂 宏1,2,张 明1,2,张丹丹1(1.南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,江苏南京 210016)(2.南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室,江苏南京 210016)摘要:折叠翼的展开性能关系着箱式发射无人机在发射后能否正常的飞行。
以箱式发射无人机折叠翼为研究对象,根据其结构及工作原理,建立展开机构运动的微分方程;利用LMS Virtual.Lab 建立展开动力学模型,分析机翼在不同扭簧刚度下的展开过程,得到机翼展开角度、角速度、角加速度和冲击载荷曲线;利用橡胶进行减振并探讨阻尼系数对减振效果的影响。
结果表明:机翼能够在设计要求的时间内展开到位并锁定,加入橡胶后的冲击载荷降低了46.7%,随着橡胶阻尼系数的增加,振动逐渐减弱。
关键词:折叠翼;展开;LMS ;动力学仿真;减振中图分类号:V279 文献标识码:A 文章编号:2095-509X (2015)02-0012-05 随着无人驾驶飞行器(Unmanned Aerial Vehi⁃cle,UAV)在飞行器家族中的发展壮大,其在各行各业表现出的优秀的多用途能力和特种能力备受重视[1-2]。
折叠翼无人机是将折叠机翼技术应用到无人机上,可在其储存、发射、飞行、回收阶段通过机翼的折叠、展开改变无人机的空间几何尺寸,改善其储存运输性能、发射回收性能和气动性能[3]。
近年来,折叠机翼越来越多地见诸于各类无人机的设计方案中。
诺斯罗普·格鲁曼公司研制的X -47B 无人舰载战斗机采用铰链多连杆形式的折叠机构[4],在机库储存和舰上停靠时将机翼向上折叠130°,可以有效地节省舰载空间;洛克希德·马丁公司研制的“鸬鹚”[5]潜射无人机能将机翼沿分离面转轴上下折叠并装入潜艇的导弹发射筒之中,通过机械导轨弹射而出;美国陆军研究所研制的炮射无人机(GLUAV)采用前翼向后、后翼向前紧贴机身折叠的方式,可装入81~155mm 增程制导炮弹之中[6],由炮弹发射至目标区域,投放并执行任务。
折叠翼展开机构测试装置设计与试验验证
各 部 件 之 间 相 互 无 干 涉 ,满 足 设 计 要 求 。
关 键 词 :折 叠 翼 ;展 开 机 构 ;测 试 装 置 ;试 验 验 证
1暋 折 叠 翼 展 开 机 构 工 作 原 理
折 叠 翼 展 开 机 构 主 要 由 翼 面 、驱 动 装 置 、展 开 机构、定位和 锁 紧 机 构 组 成,如 图 1 所 示。 其 中, 电动缸1是折叠翼展开机构驱动装置用于提供翼 面展开驱动力的;推 杆 2 用 于 传 递 推 力 和 承 受 载 荷的作用;过位挡 块 3 缓 冲 翼 面 展 开 到 位 瞬 间 发 生的冲击;当翼面展开到达预 定 位 置 时,锁 紧 销 4 使其定位锁紧。折叠翼展开机构工作过程如下:
· 1857 ·
电动 缸 1 接 到 信 号 后 工 作,推 动 推 杆 2,传 递 动 力 ,将 剪 切 销 剪 断 ,推 动 翼 面 7 绕 旋 转 轴 5 旋 转 展 开 ,直 至 锁 紧 销 4 动 作 将 翼 面 7 定 位 、锁 紧 。 通 过 上 述 各 组 成 部 件 的 及 时 、准 确 动 作 ,保 证 翼 面 展 开 到规定位置。
0暋 引 言
折叠翼用于缩 小 导 弹 横 向 尺 寸,节 省 发 射 装 置贮 运 空 间,便 于 箱 筒 式 发 射,增 加 车 辆、舰 艇 和 飞机等的运载能 力,提 高 武 器 装 备 的 综 合 作 战 效 能。折叠翼展开机构主要用于保证折叠翼面的顺 利 展 开 ,其 性 能 直 接 影 响 展 开 的 快 速 性 、稳 定 性 及 可靠性。目前,折 叠 翼 主 要 应 用 于 战 术 导 弹 和 巡 航 导 弹 ,且 通 常 在 大 翼 展 巡 航 导 弹 中 使 用 ,如 美 国 的 ALCM 和 SLCM 导弹翼面 。 [1飊3]
飞行器折叠式弹翼机构动态性能研究的开题报告
飞行器折叠式弹翼机构动态性能研究的开题报告一、研究背景和意义折叠式弹翼是一种新型飞行器翼面机构，具有结构简单、可靠性好、重量轻、折叠灵活等优点。
在飞行器设计中，如何充分利用这种翼面机构的性能，提高飞行器的动态稳定性和控制能力，是一个重要的研究方向。
本文将探究折叠式弹翼机构在实际飞行中的动态性能，为提高飞行器的控制能力和性能表现提供理论支持。
二、研究内容和方法本文将采用理论分析和数值仿真相结合的方法，探究折叠式弹翼机构在飞行器运动过程中的动态特性和控制效果。
具体研究内容包括：弹性翼面在不同飞行状态下的动态响应特性、折叠式弹翼机构的动态稳定性分析、弹翼机构在飞行控制中的应用等。
三、预期研究成果本文预计在以下方面取得研究成果：1. 探究折叠式弹翼机构的动态性能与控制效果，提高飞行器的动态稳定性和控制能力。
2. 分析折叠式弹翼机构在不同飞行状态下的动态响应特性，为其在飞行器设计中的应用提供理论基础。
3. 验证数值仿真结果的准确性和可靠性，提高理论研究和工程应用的可靠性和实用性。
四、研究进度安排1. 研究背景和意义，确定研究方向和内容，完成开题报告。
时间：1周。
2. 收集相关文献资料，深入了解折叠式弹翼机构的设计原理和工作机制，了解弹性翼面的动力学特性和控制原理。
时间：2周。
3. 建立折叠式弹翼机构的数学模型，分析其动态特性和控制效果。
时间：2周。
4. 编程实现模型的数值仿真，模拟折叠式弹翼机构的动态响应特性和控制效果，分析结果。
时间：3周。
5. 综合分析理论分析和仿真结果，总结折叠式弹翼机构在飞行器中的应用前景和发展趋势，撰写毕业论文。
时间：4周。
五、存在的问题和解决方案目前存在的问题主要有：1. 折叠式弹翼机构的动态特性和控制效果尚未得到充分研究和探究。
2. 现有研究存在缺乏理论分析和数值仿真相结合的问题。
3. 实际应用中可能面临弹性翼面失效等风险。
针对上述问题，本文将采用理论分析和数值仿真相结合的方法，深入探究折叠式弹翼机构的动态特性和控制效果，验证结果的可靠性和准确性，同时针对实际应用中可能存在的风险，采取多重保障措施，确保研究结果的安全性和实用性。
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折叠式飞行器机翼展开装置的技术研究作者：许云飞张志坚颜永富费晓伟来源：《航空兵器》2014年第06期摘要：折叠式飞行器机翼在空中展开过程中，机翼展开装置工况多变，机翼受力情况复杂，因此对展开装置提出了较高的技术要求。
本文结合工程实践，对机翼展开过程、机翼展开过程中的受力分析等问题进行讨论，并总结了展开装置的主要设计特点及关键部件的设计难点。
关键词：机翼展开装置；翼展过程；设计特点中图分类号：V224+.4 文献标识码：B 文章编号：1673-5048（2014）06-0028-04ResearchofUnfoldingDeviceofFoldingWingAircraftXUYunfei，ZHANGZhijian，YANYongfu，FEIXiaowei（ChengduAircraftIndustrial（Group）Co.Ltd，Chengdu610092，China）Abstract：Whenthewingsoffoldingwingaircraftunfoldingintheair，thestatusoftheunfolding devicearechangeableandtheforcesonthewingarecomplicated，thesefortheunfoldingdeviceputfore wordahighertechnicalrequirement.Inthispaper，theexpansionprocessandtheforcesonthewings duringtheexpansionprocessareanalyzedintegratingwiththeengineeringpractice.Theprincipledesign featureofunfoldingdevicealongwiththeaporiaofthedesignofcriticalcomponentisthensummarized.Keywords：wingunfoldingdevice；expandingprocess；designcharacter0 引言折叠式飞行器由于其折叠后体积小，便于地面筒（箱）式发射、空中载机携带投放等特点，展开后又具备飞行器的飞行功能，其应用领域在不断扩大。
折叠式飞行器一项最关键的技术就是对机翼展开装置的设计。
在进行折叠式机翼展开装置设计时，由于其工况多变，需要对其空中展开过程及翼展机构进行研究，掌握飞行器机翼在空中投放后自由落体状态的受力机理和分析方法。
本文结合工程实践，提出折叠式飞行器机翼展开装置在工程化设计与分析时需要考虑的主要因素，并对其影响机理进行初步分析。
1 机翼的展开1.1 空中展开的类型折叠式飞行器机翼空中展开通常有两种类型，即稳态翼展和动态翼展。
（1）稳态翼展。
稳态翼展包括载机在稳定飞行状态下的空投、地（海）面发射装置的高压气体/ 火箭弹射等，其特点是折叠飞行器在投放前或投放中，由载机或地面投放装置建立速度及稳定姿态，同时在折叠式飞行器姿态未受到扰动时迅速展开机翼并建立飞行及控制。
较为常见的使用包括滑翔弹（美制AGM-154JSOW）、部份折叠式无人机（俄制P-90）等，如图1所示[1]。
稳态翼展的优点是翼展过程工况简单，较为常规的气动仿真及运动方程即可解决其相关工程应用问题，并可通过风洞试验加以验证。
但要求飞行器自身具有较高的蒙皮刚度，能够直接承受折叠状态飞行时的大动压。
（2）动态翼展。
动态翼展是指折叠式飞行器在展开前处于自由落体状态，伴随有随机姿态变化，通过机翼展开，建立飞行状态的气动外形，利用其自身气动特性，或结合主动控制，强迫飞行器稳定姿态并建立飞行及控制的方式。
动态翼展的特点与稳态翼展相反，在翼展前及翼展过程中，机体初始姿态不确定，姿态变化趋势不确定，对展开装置设计非常不利。
但因其可通过吊舱等实现间接投放，折叠式飞行器自身不需要承受载机飞行速度的动压或发射中产生的加大过载，有利于降低飞行器重量。
通过对比上述两种翼展类型可知，二者具有优劣互补的特点，各自有其自身适应的使用方向。
在具体应用中应根据具体需求等进行合理选择。
下文着重分析动态翼展方式。
1.2 翼展方式根据储能部件及驱动机构的不同，主要有两种翼展方式，如图2所示。
（1）机构驱动展开。
通常采用连杆机构或其他运动机构，输出扭矩驱动机翼翼根处的转轴转动，带动机翼展开。
常见的储能部件包括弹簧和火工品等。
（2）燃气驱动展开。
在翼梢附近安装燃气发生装置，利用其燃气反冲的作用力驱动机翼展开。
2 动态翼展受力分析机翼展开过程的运动本质是机翼绕其转轴在一定角度内的转动。
在转动过程中，需要考虑的影响因素[2-4]包括：（1）机翼气动力在转动平面内的分量；（2）飞行器自由落体过程中机翼转动受到的科氏力；（3）机翼受自身转动惯量产生的惯性力；（4）机翼转轴与机身支撑结构间的摩擦力；（5）机翼气动载荷对机翼转轴的弯矩及机翼转轴形变产生的卡滞。
翼展过程本质要求翼展装置输出的展开力矩 Md大于上述影响因素对机翼的合作用力矩，即阻滞力矩Mb，在剩余力矩Md-Mb的作用下，机翼产生角加速度并实现转动展开。
在上述5个因素中，以气动力分量和摩擦力对阻滞力矩Mb影响最大。
2.1 气动力对展开的影响气动力与飞行器在机翼展开前及机翼展开过程中的状态和姿态关系紧密，具体包括飞行器在机翼展开过程中机体的落体速度、展开过程中的机体迎角、侧滑角等。
落体速度直接影响到气动力的数值大小，但同时因为机翼开始展开的时间可控，因此落体速度对机翼展开的影响是可预计并可控的。
机体迎角不仅影响气动力的数值大小，同时影响气动力的方向。
特别需要注意的是，考虑到飞行器在投放后，姿态运动随机，因此该因素对机翼展开的影响无法准确预计并控制。
所以，只能较为粗略地对其进行初步分析，并在分析结果的基础上，通过对机翼展开装置的合理设计来兼顾气动力反向对展开的影响。
在机翼展开的过程中，机翼展开不同的角度对姿态的变化会有进一步的影响。
包括在展开过程中，有可能会出现短时气动压心靠前的气动构型，此时会对机体产生抬头力矩，进一步造成机翼的俯仰运动，同时，机翼转动中任一姿态受到的气动力，有可能会阻碍机翼转动或有利于机翼转动。
如图3所示。
如果Cysinα>Cxcosα，即K>cotα。
则机翼在展开过程中所受到的气动力（升力和阻力）在弦平面上的分量将会产生一个前向的合力。
若机翼由前向后展开，则该合力对机翼的展开产生不利影响。
风洞试验结果也证实了模型在大于某个迎角时，机翼受到向前的载荷。
但同时，若机体迎角小于该临界迎角，则气动力将有利于机翼展开。
即在机翼展开过程中，受到机体姿态变化的影响，气动力对机翼展开过程的影响会有反号现象。
这对机翼展开装置的设计非常不利[6]。
此外，当飞行器迎角大于90°后，气流改由机翼后缘向机翼前缘流动，与正常飞行时完全相反（如图4所示）。
对气动力的计算分析以及机翼展开装置的设计同样造成不利影响，但该状态下的计算方法等，本文不再赘述。
2.2 摩擦力对展开的影响机翼在转动过程中，展开装置自身、机翼转轴与机身之间等均会不同程度地受到摩擦力的影响。
对摩擦力的大小是可以进行估算及控制的。
在产生摩擦力的不同因素中，机翼转轴因为翼载弯矩造成的弯曲变形产生的摩擦力较为特殊且需要引起重视。
该摩擦力可通过对机翼转轴的合力受力形式以及增刚等进行有效控制。
3 展开装置的设计3.1 设计特点展开装置应具有如下特点：（1）能量密度高，能量释放持续稳定。
机构驱动展开方式的装置往往受空间限制，通常都处于机翼转轴附近，力臂小；而机翼在展开过程中受到的阻滞力主要随飞机的速度和迎角不同而不同，但阻滞力臂比展开装置的力臂通常大了不止一个数量级，这就要求展开装置能够具有较高储能密度，以满足展开力矩的要求，及折叠式飞行器对展开装置轻量化、小尺寸的要求。
同时装置应能持续稳定的输出能量，控制机翼展开过程中受到的惯性力等。
（2）自身能够耗散展开到位停止时的剩余能量。
无论哪种翼展类型，其翼展过程中受到的气动力都会因姿态变化而改变，进而影响到翼展过程。
因气动力可能因姿态不同而作用方向相反，在不同架次会分别随机出现有利和不利两种情况。
因此展开装置不仅需要能够在最恶劣工况下实现机翼展开的功能，还必须能够承受在有利于机翼展开的工况下机翼展开到位后的冲击并耗散其冲击能量，以保护机翼结构的完整性。
3.2 储能部件分析以机翼分别向前、向后两种不同展开方向为例，建立算例分析可知，同样机翼在不同展开方向及不同迎角时，所受气动力产生的阻滞力矩（如图 5～6）特点相似，即阻滞力矩随机翼展开角度的增大而增大（向后展开的机翼在展开一定角度后，阻滞力矩有所减小）。
翼展装置的设计重点在于针对选定翼展方式后的储能部件设计。
据前文所述，储能部件应能够持续稳定地输出动力，使翼展装置展开力矩Md在任意时刻均大于阻滞力矩Mb。
由图7可知，在算例中，以弹簧为储能部件的方案难以实现在展开转动全过程中Md-Mb>0的要求，若提高其在 35°～90°之间的展开力矩，则要求初始能量较大，对展开结束时的减速缓冲设计不利，且弹簧容易出现应力松弛[7]等问题。
若采用火工品作为储能部件，其展开力矩Md与阻滞力矩Mb有较好的跟随性，且能够满足Md-Mb>0的要求。
由上可知，弹簧储能线性输出、输出前大后小的特点与机翼展开过程中气动力阻滞力矩前小后大的特点不符，并不适合于作为翼展装置的储能部件。
但因其操作方便且成本低，在阻滞力矩Mb较小时，可以考虑选用弹簧储能。
但当翼展装置的阻滞力矩Mb较大以及受到空间限制时，应考虑采用火工品等能量密度更大的储能部件。
4 结论通过研究及试验验证，折叠式飞行器机翼展开装置的设计达到了预期效果。
验证了机翼展开过程机理分析的正确性和机翼展开装置设计特点的正确性。
参考文献：[1]《世界无人机大全》编写组.世界无人机大全[M].北京：航空工业出版社，2004.[2]谢传锋.动力学[M].北京：高等教育出版社，2005.[3]郭小良，裴锦华，杨忠清，等.无人机折叠机翼展开运动特性研究[J].南京航空航天大学学报，2006，38（4）.[4]谢传锋，王琪，程耀，等.理论力学[M].北京：高等教育出版社，2009.[5]方振平，陈万春，张曙光.航空飞行器飞行动力学[M]. 北京：北京航空航天大学出版社，2005.[6]钱翼稷.空气动力学[M].北京：北京航空航天大学出版社，2004.[7]张少实.新编材料力学[M].北京：机械工业出版社， 2002.。