摘要
Z型变截面折叠机翼作为一种可变体机翼结构，不同的折叠角对机翼稳定性有着重要的影响，因此研究不同折叠角度下的特性参数对机翼动态稳定性有着重要的意义.本文首先设计加工了Z型变截面可折叠机翼结构的实验模型，通过建立与实验模型相匹配的有限元模型，仿真得到不同折叠角度下机翼的前5阶固有频率和振型，针对不同折叠角度下机翼的固有特性，通过扫频实验得到机翼前5阶固有频率和模态振型，以及横向外激励作用下三段翼的频响曲线，对比分析有限元仿真与实验结果，验证结果的可靠性，这将对机翼结构设计以及特性参数的选取提供参考依据.
2019-07-15收到第1稿，2019-09-19收到修改稿.
由于变体机翼能在特定环境下执行多种特殊任务，成为航空领域研究的焦
“变形机翼”的提出及研究可追溯到上个世纪.Lee等
从上述研究发现，折叠机翼振动特性的理论研究较多，而实验研究相对较少.本文首先设计了Z型变截面折叠机翼的实验模型，然后通过有限元仿真得到不同折叠角度下的前五阶固有频率和振型图，最后通过扫频实验得到机翼在不同折叠角度下的固有频率以及横向外激励作用下的频响曲线，并对比分析验证了结果的可靠性.
对于Z型折叠机翼结构的设计，首先需保证较强的抗弯刚度及具有在不同角度下反复折叠和展开的性能，考虑到实验要求，折叠机翼结构在设计过程中遵循的基本原则为整体结构设计要尺寸适中，传动简单，锁紧机构安全可靠及维护方便.
通过对比齿轮齿条、曲柄滑块和舵机连杆等驱动机构的设计方案，最终选择舵机连杆驱动的Z型变截面折叠机翼，这是由于舵机驱动可随时保持机翼在0~120°范围内展开且无回弹，动态实验时速度可调且操作方便.Z型折叠机翼结构模型由内段翼、中段翼、外段翼三部分构成，并通过螺栓连接，利用Solidworks对机翼零部件进行三维建模以及装配，厚度均为20mm，截面变化由内段翼根部260mm逐渐向外段翼自由端120mm过渡，采用碳纤维复合板作为蒙皮材料，承重骨架采用铝合金结构，加工实验模型如
图1 折叠机翼实物图
Fig.1 Real picture of folding wing
根据Z型折叠翼的实验模型，利用ANSYS有限元分析软件建立不同折叠角度下的有限元模型，如
(a) 30°折叠角度模型
(a) model of 30°
(b) 60°折叠角度模型
(b) model of 60°
(c) 90°折叠角度模型
(c) model of 90°
(d) 120°折叠角度模型
(d) model of 120°
图2 有限元网格划分示意图
Fig.2 Schematic diagram of finite element mesh generation
通过ANSYS有限元分析得到Z型变截面折叠机翼模型的前五阶固有频率，如
(a) 第一阶弯曲振型
(a) The first order bending vibration
(b) 第二阶扭转振型
(b) The second order torsional vibration
(c) 第三阶弯曲振型
(c) The third order bending vibration
(d) 第四阶扭转振型
(d) The fourth order torsional vibration
(e) 第五阶弯曲振型
(e) The fifth order bending vibration
图3 折叠角度为60°时的前五阶模态振型图
Fig.3 The first five order mode shapes for the folded at 60°
本次实验所采用设备主要有：LMS Test.Lab 14A 信号分析系统、信号发生器、功率放大器、加速度传感器、激振器， 实验设备连接顺序如
图4 设备连接顺序图
Fig.4 Device connection sequence diagram
折叠机翼在折叠和展开的过程中随时会受到不稳定气流扰动的影响，不可避免地会发生振动，当引起共振时机翼的剧烈振动将会严重影响飞行安全.因此对于固有频率的测量十分重要，本文通过扫频方法，利用共振原理进行实验研究.
本实验采用悬臂边界条件，首先根据实验模型结构特点和传感器的反应灵敏度，选取各段翼上振幅最大的3个点作为测点，其次将实验模型固紧于水平激振台上，利用热熔胶粘贴传感器于测点位置.通过接线电缆将传感器与数据采集前端相连接，将接线电缆用胶带粘贴固定，再次接通电源，启动计算机和数据采集系统.
设定函数信号发生器输出信号为0~200Hz的正弦扫频信号，调节功率放大器，确定外激励振幅为5mm.在Signature Testing-Advanced模块中标定传感器灵敏度，设置相关参数，如通道、采样参数、触发方式、触发电平等，最后控制折叠机翼的折叠角度来开展实验测试工作，实验操作平台如
图5 振动特性实验操作平台
Fig.5 Operating platform of vibration characteristics experiment
在本实验中主要测试Z型变截面折叠机翼实验模型的固有频率，通过LMS Test.Lab软件中Signature Testing Advanced 模块进行数据采集，最后用Modal Analysis中Op. Ploy MAX 模块对结构的前五阶固有频率进行识别分析，得到不同折叠角度下的幅频响应图，并从中提取结构的前五阶固有频率，如
图6 30°时的幅频图
Fig.6 Amplitude frequency diagram at 30°
图7 60°时的幅频图
Fig.7 Amplitude frequency diagram at 60°
图8 90°时的幅频图
Fig.8 Amplitude frequency diagram at 90°
图9 120°时的幅频图
Fig.9 Amplitude frequency diagram at 120°
通过扫频实验可测得Z型变截面折叠机翼在不同角度下的前5阶固有频率，如
通过
飞机在飞行时，由于某些原因会造成机身的抖动，这种抖动会对飞行安全造成很大的安全隐患.为了研究机身抖动对飞机机翼产生的影响，用激振器的横向激励来模拟机身的抖动，本节通过改变作用于机翼结构根部的外激励的频率和幅值，模拟机身的运动对机翼结构动态稳定性影响，分析激励的幅值和频率对模型动态响应的影响，得到各段翼上外激励频率、幅值变化与结构振幅变化之间的关系.
动态振动测试设备与固有频率实验采用相同的测试仪器，信号发生器发出信号，经过功率放大器放大后将信号传给激振器，激振器产生外激励加载于折叠机翼内段翼根部，通过粘贴在折叠机翼上的传感器和数据采集卡采集加速度信号.通过信号分析系统对采集结果进行去直流分量、滤波和傅里叶变换等处理后即可获得位移时间历程图，根据上节不同折叠角度下结构的振动模态，实验数据采集中将加速度传感器粘贴在各段翼板振幅最大的点上，实验操作平台如
数据采集过程中，保持机翼折叠速度为5rpm/min不变，分析外激励频率和幅值变化对结构振动响应的影响，根据机身实际振动的情况背景分析，选取如
图10 内段翼上不同外激励幅值-频率下的响应图
Fig.10 Response diagram of different amplitude-frequencies of external excitation on the inner wing
图11 中段翼上不同外激励幅值-频率下的响应图
Fig.11 Response diagram of different amplitude-frequencies of external excitation on the middle wing
图12 外段翼上不同外激励幅值-频率下的响应图
Fig.12 Response diagram of different amplitude-frequencies of external excitation on the outer wing
在外激励频率一定时，各段翼振幅随外激励幅值增大呈线性增大趋势，这表明外激励幅值与各段翼振幅线性相关；内段翼、中段翼、外段翼分别在40Hz、34Hz和25Hz时振幅变化较大；相同外激励作用下，外段翼上的振幅最大，中段翼次之，内段翼最小.当外激励频率接近内段翼、中段翼、外段翼的固有频率时发生共振，此时各段翼振幅显著增大，但各段翼的共振频率差距较大.
本文设计了一种变截面Z型折叠机翼的实验模型，利用ANSYS有限元分析软件进行仿真分析，通过扫频实验得到前五阶固有频率以及振型，同时还研究了三段翼上不同外激励幅值-频率对振动幅值的影响，得到如下结论：
1）Z型折叠机翼结构前五阶振型为：第一阶弯曲振动，第二阶扭转振动，第三阶弯曲振动，第四阶扭转振动，第五阶弯曲振动.
2）随着机翼折叠角度的增加，结构的第一阶固有频率呈现增加趋势，相反第三阶固有频率则为减小趋势；同时第二阶、第四阶和第五阶固有频率则是先减小后增大；同时实验结果与仿真结果对比分析吻合度较好，这也表明了实验结果的可靠性.
3）在外激励频率一定的情况下，结构的振幅随外激励幅值的增大而增大；各段翼的共振频率和振动特性差异较大，这也为折叠机翼的设计提供理论指导.
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