摘要：为检验无人机折叠尾翼机构的性能，分别基于拉格朗日方程和有限元方法建立尾翼展开机构的运动微分方程和有限元数值仿真模型，两种方法求解得到的尾翼展开运动规律吻合较好。在此基础上，分析得出折叠尾翼原设计方案的展开时间满足设计要求，但冲击载荷超过了设计指标。最后从功能关系出发，改进了展开机构驱动转矩的加载方法，改进后的方案满足了设计要求。
关键词：无人机；折叠尾翼；动力学性能；冲击载荷；改进设计
1尾翼结构型式介绍
尾翼主要由安定面和方向舵组成，以下分别对这两部分的结构特点进行详细介绍。
1.1安定面
尾翼安定面所采用的结构布局通常包括梁式、单块式及多墙式。这几种形式各有优、缺点，在选择具体的结构布局时，应合理地利用各自的特点。
（1）、梁式布局
该布局的结构特点是纵向的梁很强，但长桁较弱，蒙皮较薄，梁的长桁剖面比缘条剖面小得多。梁式结构承受弯矩的主体是梁，梁缘条上几乎集中了所有抗弯曲材料。单梁式结构的梁为减轻重量通常布置在结构高度最大处[1]。双梁式结构，通常在弦长的12％~17％处布置前梁，在弦长的55％~60％处布置后梁。梁式结构的内部容积较大。相比于其他布局形式，梁式结构利于开口且不破坏主要传力路线。
（2）、单块式布局
单块式布局结构蒙皮较厚、长桁较多。该结构的主要受力构件是蒙皮，主翼盒的蒙皮上分布着抗弯材料。与梁式结构相比，该结构的刚度特性好。由于结构受力分散并且能够更好地利用剖面结构高度，单块式具备更高的材料利用率和更轻的重量，因此生存力更强，但单块式的缺点是不便于开口。
（3）、多墙式布局
多墙式布局特点是纵墙多，蒙皮厚，无长桁，翼肋少，蒙皮成为主要的抗弯材料。此种结构的弯矩主要由上、下（或左、右）厚蒙皮承受。与梁式和单块式相比，多墙式的材料分布性更好，刚度更大、材料的利用率也更好。缺点与单块式结构类似。高速薄翼飞机多采用这种结构的布局形式。
1.2方向舵
方向舵结构通常采用梁式布局。伴随新材料、新结构的不断涌现，方向舵面板为了提高本身的强度和刚度开始采用复合材料或铝合金蜂窝结构，使其在受到剪切载荷或者因局部气动压力产生弯矩时不至于被压屈。全高度蜂窝结构也可应用于薄翼型操纵面或其他翼型操纵面的后缘。
2机翼转轴的结构设计要求
对于折叠式无人机，机翼的转轴结构设计是决定飞行器各项性能指标的一个重要因素。优秀的转轴结构应满足如下条件。
1）具备自位功能
转轴旋转至工作位附近时要求弹性落位，即当机翼旋转展开至工作位附近时，结构设计上要求产生一个对机翼的附加切向推力或转矩，帮助机翼自行准确落位。满足这个功能要求具有３个好处：一是可确保风叶中心的正确位置；二是给使用者一个扭矩突变的手感提示，以免过度旋转将机翼掰断；三是产生一个足以抵抗风叶高速旋转时对机翼的反向扭矩，避免风叶旋转中心失位而引起整机的振动，或产生非对称驱动现象而导致飞行器的失稳失控[2]。
2）满足关键零件的精度与刚度要求
前者是满足精确的风叶中心位置，后者是防止塑料件塑性变形。
3）质量轻。
无人机在空中运行必须身轻如燕，操控灵活。尤其是便携迷你型无人机，应尽可能设法减掉多余的材料和质量。转轴设计同样如此。
4）使用寿命长
无人机价格不菲，耐用度必须要保证。有运动副的地方，应尽量减少磨损。
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5）结构简单，装配容易。
3转轴结构设计分析
现今绝大多数小型可折叠式无人机，其转轴结构设计通常是利用机翼和机身这２个塑料零件，在相互连接处的转动部位分别设计组装成滑动轴承副，即把其中一个充当转轴，另一个充当轴承套，或者相反，通过相互间的间隙配合来实现机翼的旋转展开。这种结构简单，装配方便，用材较少，质量较轻。为了满足自位功能的设计要求，一般采用如下２种方法来实现机翼展开时的弹性落位。
方法1是分别在塑料机翼轴套和机架壳相互配合的表面上取相应的机翼展开时的工作位置设计球冠形凸点和凹坑（一般是迷你型机采用），或沿轴向方向上将球冠形变成圆弧形的凸凹柱面（小型机采用）。当转动机翼臂时，凸起部强力顶开机架内壁，利用塑料机架零件的内壁变形所产生的弹性恢复力实现自位功能。
方法2是在转轴的端部切开4道槽，使其变为弹性轴，以便装入轴套、圆环凸片和蝶簧组；在轴的纵向表面上开有4道浅齿槽，而圆环凸片的内孔设计有相应的内齿，将两者镶嵌在一起可使圆环凸片只能上下移动不能转动；而圆环凸片外部设有4个向下的圆弧突起，突起部位正好是机翼工作位。与之相对应，将机翼轴套的上部设计成圆弧坑，在圆环凸片的上面设置1个蝶簧组，其作用是产生轴向压力并通过圆环凸片将其转换成对机翼轴套的切向自位力。
上述2种方法的优缺点比较如下。
方法1是靠转动轴承副塑料零件的内外壁变形产生的回复弹性力来实现自位功能的。这里存在一个设计上的矛盾，即回弹力的大小和壁厚有关，壁厚尺寸设计太小能减轻质量，但回弹力通常不足使自位效果不佳；壁厚尺寸大了，则使结构的质量增加，而且会促使变形部位加速塑化产生永久变形进而使飞行器性能降低，使用寿命减少。
方法2避开了塑料件的变形，利用金属蝶簧片变形所产生的弹力来实现自位；但轴承在旋转工作时，由于存在金属零件和塑料零件之间的强力摩擦，难免使塑料件工作表面加速磨损，因而使用寿命也会受到较大的影响，而且由于是利用轴向压力来转换成切向自位力，转换效率不高，故蝶簧片厚度通常比标准蝶簧更厚，以获得更大的轴向力，这样使摩擦表面工作环境更差。
4一种新的结构设计
针对上述问题，本文提出一种弹性自位轴承结构，将其用于飞行器机翼转轴上，既可较好地解决上述问题，也能充分满足飞行器的性能要求。这种轴承结构在原理上并不陌生，它广泛用于一些家电、ＩＴ电器以及玩具行业，已经形成粗细、长短系列化的各种规格产品[3]。使用时，可以按照所需要的切向自位力和机翼结构大小来选购，也可以向相关厂家定制，不构成专利侵权。
该轴承由轴芯、轴卡簧、弹簧、下滑块、上滑块以及外壳构成。其中，下滑块和上滑块在对应的轴向方向设计成正弦共轭凸凹曲面；轴芯外径和上、下滑块的内孔为滑动配合；上、下滑块的外圆表面上均被削出2个对称平面；筒状外壳也压制出同样形状的对称平面并和上滑块外表面处于滑动配合；轴卡簧的作用是将整套零件组装在一起，并限制外壳的轴向移动。
设计机架和机翼的旋转部位时，只需将两者的连接部分分别和轴承的下滑块与外壳相连便可，也就是在机架端部设计1个孔和轴承的下凸块外表面配合，然后在机翼端部也设计1个孔和轴承的外壳外表面配合。本文推荐采用过度配合，因为塑料具备弹性，金属件插入时略带阻力。
为了确保飞行器安全稳定地运行，选购的转轴要求其最小工作扭矩为风叶工作扭矩的1.5~2倍｡所谓最小工作扭矩是指机翼正转展开并自行落入工作位之后，反向转动机翼所需的最小扭矩。该工作位置点是指上滑块已滑至最低点，弹簧处于最大的工作长度，凸凹摩擦面正好完整嵌合，相互间间隙为零。
5结束语
综上所述，上述设计是将转轴作为一个独立功能部件，其转动和自行落位功能设计与机翼，机架的材料、结构均无关系，体现了模块化设计思想。它克服了前2种设计的缺点，无需靠塑料变形来产生弹性回复力导致材料易发生塑性老化问题；也避免了金属和塑料之间的强力摩擦引起过早磨损失效的问题。
参考文献：
[1]蔡德咏，马大为，乐贵高，etal.无人机折叠尾翼机构性能分析及改进设计[J].机械设计，2011（7）：64-68.
[2]蔡晟，曹云峰.无尾翼无人机横侧向分析与增稳控制设计[J].控制工程，2009（S3）：4-6.
论文作者:张明,曹正阳,王宇晶
论文发表刊物:《基层建设》2019年第25期
论文发表时间:2019/12/6
标签：机翼论文; 结构论文; 转轴论文; 无人机论文; 尾翼论文; 蒙皮论文; 布局论文; 《基层建设》2019年第25期论文;