本发明涉及变弯度机翼及其设计方法，尤其涉及一种形状记忆合金拉线驱动的变弯度机翼及其设计方法。
背景技术：
利用新型智能驱动材料和智能结构驱动飞行器变形已经成为一种极具前景的驱动方式，其为在军事侦查、空中打击、医疗救援和远程运输等领域的飞行器设计提供了新的方案。变弯度机翼可根据实际飞行工况改变自身形状，从而优化气动外形，进而实现提高升力、降低阻力、降低燃油消耗的目标。
机翼由初始状态变形到目标弯曲状态需要基于特定的驱动结构和驱动控制条件，目前常用的设计方法有两种：
1)一种方法是类似于传统民用客机襟翼弯曲方式的分段式襟翼结构方案。襟翼边缘可沿翼弦方向滑动变形，可实现向后滑动的同时向下偏转一定角度。当分段式襟翼完全变形时，襟翼片能够增加机翼的面积，提高升力并减少飞机失速现象的发生。但由于襟翼整体采用分段式的设计，当襟翼展开时，襟翼片间会形成一条或几条缝隙不仅会影响机翼表面的气动性能还会增加流经襟翼表面的气流阻力，进而影响飞机的燃油经济性。
2)另外一种方法是利用气压人工肌肉、电活性聚合物、介电弹性体等新兴结构或材料直接驱动襟翼弯曲变形，这类驱动方式基于物理准则的变形、通过高效的反馈控制方案对机翼的变形进行控制，但是这类变形方法也存在结构设计复杂，养护成本昂贵、材料循环变形疲劳寿命较差等缺点。
综上可知，目前各类研究变弯度机翼内部结构设计的方法中仍存在可靠性不高、结构复杂和气动性能较弱等缺陷。
技术实现要素：
发明目的：本发明的目的是提供一种驱动可靠性高、结构简单且轻量化、机翼表面气动性能好的形状记忆合金拉线驱动变弯度机翼及其设计方法。
技术方案：本发明的变弯度机翼设计方法，包括如下步骤：
(s1)柔性驱动器设计：将通电收缩的形状记忆合金弹簧外部嵌套同等长度的圆柱螺旋弹簧，组成具有嵌套式结构的复合弹簧系统，并将所述复合弹簧系统封装在柔性驱动器外壳内部；
(s2)依据飞行工况，选取合适的机翼翼型；
(s3)按实际流体环境对变弯度机翼进行气动性能仿真，并根据气动性能仿真结果和变弯度机翼变形平面几何模型，计算形状记忆合金柔性驱动器驱动行程；
(s4)将变弯度机翼使用环境作为机翼内部材料选取的条件，对变弯度机翼内部材料性能参数进行标定；
(s5)将变弯度机翼内部区域划分为刚性骨架区域和柔性襟翼区域，对变弯度机翼襟翼内部进行刚性增强结构设计；
(s6)将变弯度机翼柔性襟翼内部大变形区域填充蜂窝状支撑结构，使变弯度机翼襟翼整体弯曲变形呈现“前端小后端大”的渐变变形，完成对变弯度机翼内部结构的设计；
(s7)对变弯度机翼内部结构进行快速成型制造，并利用铸造模具制作复合材料蒙皮；最终将变弯度机翼不同部件装配成整体，完成变弯度机翼的制造。
进一步，步骤(s3)中，对变弯度机翼表面进行气动性能分析后，将机翼最佳气动性能状态下对应的机翼弯曲变形角度代入变弯度机翼弯曲变形平面几何模型中，计算形状记忆合金柔性驱动器的驱动距离。
进一步，步骤(s4)中，对变弯度机翼柔性襟翼内部材料的性能标定，采用构建材料本构模型和基于国标的材料单轴拉伸实验相结合的方法进行标定。
进一步，步骤(s5)中，对柔性区域内部利用基于仿真变形计算和材料四面体体积单元刚性聚类算法相结合，对变弯度机翼襟翼内部进行刚性增强结构设计。
进一步，步骤(s6)中，在襟翼弯曲变形的过程中，体四面体网格中的每个四面体体积单元都会产生不同程度的变形位移，,设定变形阈值，将变形小于阈值的四面体体积单元视为刚性体积，变形大于等于阈值的四面体体积单元视为柔性体积。
进一步，步骤(s6)中，所述变弯度机翼柔性襟翼内部大变形区域采用正泊松比与负泊松比相交替的柔性蜂窝状支撑结构。
进一步，步骤(s7)中，所述复合材料蒙皮由硅胶和玻璃纤维网格组成，其中玻璃纤维网格密封在液态硅胶内部并由模具铸造完成。
本发明的变弯度机翼，包括形状记忆合金柔性驱动器、由光敏树脂经立体光固化成型工艺打印成型的机翼前端刚性骨架、玻纤增强的硅胶基复合材料蒙皮、熔融沉积制造工艺打印制造的超弹性柔性襟翼、刚性尾翼和凯夫拉线；
所述形状记忆合金柔性驱动器包括驱动器固定端、圆柱螺旋弹簧、形状记忆合金弹簧和驱动器驱动端；将通电收缩的形状记忆合金弹簧外部嵌套同等长度的圆柱螺旋弹簧，组成具有嵌套式结构的复合弹簧系统；并将复合弹簧系统封装在驱动器固定端和驱动器驱动端的内部；所述驱动器驱动端14外壳上设有限位槽，驱动器固定端和驱动器驱动端上分别设有分隔层，驱动器固定端和驱动器驱动端之间设有定位槽；
所述复合材料蒙皮选用的材料为玻璃纤维增强硅胶基体复合材料；
所述形状记忆合金柔性驱动器、前端刚性骨架和柔性襟翼之间采用胶接固定；所述凯夫拉线的一端与柔性襟翼尾端的刚性尾翼连接，另一端与形状记忆合金柔性驱动器的驱动端进行连接；复合材料蒙皮与柔性襟翼的刚性结构以及蜂窝状支撑结构的各结合面胶接粘紧。
本发明与现有技术相比，其显著效果如下：1、根据形状记忆合金材料的变形特性，设计由形状记忆合金弹簧驱动的柔性驱动器，并将驱动器应用于无人飞行器机翼内部，作为驱动襟翼弯曲变形的驱动部件，同时对变弯度机翼内部结构进行设计，使机翼在连续变形的同时具有较好的整体一致性；2、利用增材制造技术对机翼内部结构进行快速成型制造，变弯度机翼整体变形程度易于控制，机翼表面光滑无缝隙，在保证机翼整体变形一致性的同时提高了机翼的气动性能。
附图说明
图1(a)为本发明的记忆合金柔性驱动器总结构图，(b)为(a)图中b-b剖面图，(c)为(a)图的俯视图；
图2为本发明中的naca4415翼型襟翼弯曲图；
图3为本发明中的naca4415翼型风洞模拟仿真图；
图4(a)为本发明的柔性襟翼弯曲变形几何模型图，(b)为襟翼弯曲角度示意图；
图5为本发明的超弹性材料本构模型与实验测试应力应变曲线图；
图6(a)为本发明基于襟翼初始状态模型边界网格，(b)为原始未变形襟翼模型内部划分体四面体网格，(c)为襟翼变形后模型内部四面体示意图；
图7(a)为本发明在阈值e＝0.3下襟翼模型的刚性聚类结果图，(b)为本发明为阈值e＝0.03下襟翼模型的刚性聚类结果图；
图8为本发明基于刚性聚类结果的襟翼内部刚性区域建模设计图；
图9为本发明柔性襟翼内部蜂窝状支撑结构图；
图10为本发明的变弯度机翼整体结构图；
图11(a)为本发明的变弯度机翼初始状态示意图，(b)为本发明的变弯度机翼的驱动状态示意图，(c)为本发明的变弯度机翼完全驱动目标状态示意图。
具体实施方式
下面结合说明书附图和具体实施方式对本发明做进一步详细描述。
本发明利用形状记忆合金(shapememoryalloys,sma)弹簧在通电加热条件下的相变收缩变形驱动变弯度机翼柔性襟翼在二维空间内产生一定角度的弯曲变形，采用增材制造和硅胶铸造相结合的方式对变弯度机翼模型进行制造。
实现过程包括如下步骤：
步骤一,柔性驱动器设计。
将通电收缩的形状记忆合金弹簧13外部嵌套同等长度的圆柱螺旋弹簧12，组成具有嵌套式结构的复合弹簧系统，并将复合弹簧系统封装在具有定位槽15、限位槽16、分隔层17等结构的柔性驱动器外壳内部以提高驱动器驱动过程的安全性和稳定性，如图1(a)、图1(b)和图1(c)所示。
本发明以材质为镍钛的形状记忆合金弹簧13为核心驱动部件，在形状记忆合金弹簧13长度方向保持原始尺寸不变的条件下，在其直径方向嵌套一个长度相等的普通圆柱螺旋弹簧12。开始时,形状记忆合金弹簧13与圆柱螺旋弹簧12均处于初始状态，当形状记忆合金弹簧13在通电受热拉伸时，圆柱螺旋弹簧12被动拉伸并且始终保持与形状记忆合金弹簧13同步伸长相等的距离，在此过程中圆柱螺旋弹簧12产生变形并把机械功转变为变形能；当停止通电时，形状记忆合金弹簧13一方面自身缓慢冷却收缩，另一方面在圆柱螺旋弹簧12弹力的拉动下共同收缩，此过程中圆柱螺旋弹簧12的变形能转变为机械功，最终两个弹簧都回到初始长度时驱动结束。嵌套式的设计有效的提升了机翼内部有限空间的利用率，在增强单弹簧稳定性的同时加快了形状记忆合金弹簧13回程速度，从而提高了柔性驱动器的响应频率。
形状记忆合金弹簧13在驱动的过程中需要通一定的电流，为了防止通电的导线和弹簧裸露在外，将双弹簧驱动结构封装在柔性驱动器外壳内，从而提高使用的安全性。定位槽15、限位槽16、分隔层17的功能如下：
1)定位槽
驱动器固定端11和驱动器驱动端14之间设有定位槽15，定位槽15的作用是对形状记忆合金弹簧13和圆柱螺旋弹簧12进行空间约束，避免形状记忆合金弹簧13和圆柱螺旋弹簧12在驱动过程中由于自身柔性引起扰动而发生失稳，从而增强柔性驱动器整体的稳定性。
2)分隔层
驱动器固定端11和驱动器驱动端14上分别设有分隔层17，由于普通圆柱螺旋弹簧为碳钢材质，具备一定的导电性。在实际使用时，当给形状记忆合金弹簧13通电加热时，形状记忆合金弹簧13有时会因为局部温差导致在拉伸过程中产生弯曲失稳，从而与普通圆柱螺旋弹簧12直接接触。为了提高形状记忆合金弹簧13驱动过程中的安全性，避免通电的形状记忆合金弹簧13与普通圆柱螺旋弹簧12直接接触产生的电火花和局部短路，需要在形状记忆合金弹簧13和普通圆柱螺旋弹簧12间插入分隔层。
3)限位槽
驱动器驱动端14外壳上设有限位槽16；由形状记忆合金材料特性可知，形状记忆合金弹簧13在通电时的变形由弹簧线圈温度决定。由于镍钛金属丝升温存在一定的滞后性，当给形状记忆合金弹簧13断电时，其弹簧线圈温度还会略微升高一定度数后才能停止升高，对应形状记忆合金弹簧13也无法立即停止伸长，需要待温度稳定后才能停止伸长。由此，限位槽保证柔性驱动器驱动端能够在预设的驱动距离停止驱动，从而提高驱动器驱动的精确性。
利用三维设计软件进行建模，本发明的柔性驱动器由驱动器固定端11、圆柱螺旋弹簧12、形状记忆合金弹簧13以及驱动器驱动端14构成，如图1所示。
步骤二，依据无人飞行器飞行工况选取合适的机翼翼型。
根据无人机的飞行工况，选取低速翼型代号为naca4415，如图2所示。由图可知，naca4415属于平凸型翼型(机翼上弧线凸出而下弧线平滑)，此翼型上弧线与下弧线轮廓形状差异较大，较大的翼面压差能够在飞行器低速飞行时提供较大的升力，此外平凸型机翼制造工艺性良好，适合于大批量的生产制造。
步骤三，按实际流体环境对变弯度机翼进行气动性能仿真，并根据流体仿真结果和变弯度机翼变形平面几何模型计算形状记忆合金柔性驱动器驱动行程。
根据无人飞行器的使用环境确定了机翼最佳翼型轮廓后，需要进一步对不同弯曲角度襟翼对应的机翼整体气动性能进行仿真分析，以此确定柔性襟翼的最佳弯曲角度。
影响翼型气动仿真结果的三个关键参数分别为雷诺数re、马赫数ma以及机翼攻角α。依据流体力学理论和无人机的飞行工况，雷诺数仿真分析中取值为400000，马赫数仿真取值为0.2。由于naca4415翼型中弧线存在一定弯度，能够在攻角为0°时给无人机机翼提供升力，因此仿真分析中机翼攻角选取为0°。基于以上三个仿真参数值，在流体分析软件中得到的气动仿真分析结果，如图3所示。对不同襟翼弯曲角度对应的机翼模型进行流体分析并计算对应的机翼升力系数cl、阻力系数cd以及升阻比cl/cd，选取最大升阻比对应的襟翼弯曲角度θ作为机翼最佳弯曲变形状态进行设计计算。
襟翼弯曲变形在一维平面内，假设襟翼在弯曲变形的过程中曲率是不变的，定义拉线和机翼刚性骨架与襟翼结合面的交点为坐标原点o，建立直角坐标系，如图4(a)所示。图中l0表示襟翼变形前翼型中弧线的原始长度，在襟翼变形前后，假设l0长度始终保持不变；l1表示襟翼弯曲角度θ时为拉线长度；r表示机翼中弧线与拉线之间的距离，是不变的一个常数；r表示襟翼弯曲角度为θ时对应的曲率半径。根据传统机翼对襟翼弯曲角度的规定，将柔性襟翼尾端刚性点p与坐标系原点o的连线与水平翼弦的夹角定义为襟翼弯曲角度θ，如图4(b)所示，则拉线驱动距离可通过襟翼弯曲变形的平面几何关系进行计算。
步骤四，将变弯度机翼使用环境作为机翼内部材料选取的条件，将机翼内部材料的本构模型和材料单轴拉伸实验数据相结合，对机翼内部材料性能参数进行标定。
本发明以无人飞行器机翼为设计对象，其襟翼需要在形状记忆合金驱动器的驱动下产生一定幅度的弯曲变形，因此需要在襟翼内部结构实现弯曲变形的同时，采用具有一定柔性变形能力的超弹性材料。超弹性材料具有高弹性、大变形等特点，因此不同于传统材料的表征方式，需要采用材料力学本构模型和基于国标的单轴拉伸实验相结合的方式对其材料性能进行表征。首先采用基于唯象理论的yeoh本构模型和mooney-rivlin本构模型研究超弹性材料的本构关系，通过应变能来表达超弹性材料的应力应变关系。然后依据gb/t528-2009标准对襟翼超弹性材料的标准拉伸试样进行实验测试。将超弹性材料本构模型计算得到的应力应变曲线和实验测试得到的应力应变曲线绘制在同一坐标系中，如图5所示。
步骤五，将设计机翼内部区域划分为刚性骨架区域和柔性襟翼区域，对柔性区域内部利用基于仿真变形计算和材料四面体体积单元刚性聚类算法相结合的设计方法对变弯度机翼襟翼内部进行刚性增强结构设计。
当襟翼向下弯曲变形时，越靠近襟翼末端的位置变形位移越大。因此在保证襟翼弯曲性能的同时对襟翼进行刚性增强设计时，需根据襟翼“前小后大”的变形特点，对襟翼的前端，即襟翼与刚性骨架的接触端进行刚性增强，从而充分保障襟翼末端的弯曲角度和变形位移。
在得到了襟翼初始模型与最佳弯曲角度模型之后，需要利用有限元分析软件对襟翼模型的变形进行分析。为了得到与襟翼初始状态模型边界网格(如图6(a)图所示)相同的体网格模型，利用delaunay约束四面体化算法对原始未变形襟翼模型内部划分体四面体网格(如图6(b)图所示)。由于襟翼弯曲模型表面每个点的变形位移和变形方向都不完全相同，无法利用传统的有限元分析软件在交互界面中添加边界条件，因此本发明设计方法首先计算襟翼变形前后模型对应顶点在x，y，z三个方向上的位移差值，并以此为位移边界条件写入inp文件，然后再利用脚本文件调用有限元求解器，计算得到襟翼模型内部所有顶点的位移，并提取变形后模型内部四面体的位置(如图6(c)图所示)。
在襟翼弯曲变形的过程中，体四面体网格中的每个四面体体积单元都会产生不同程度的变形位移，假设变形阈值e，将变形小于阈值的四面体体积单元视为刚性体积，变形大于等于阈值的四面体体积单元视为柔性体积，则将刚性四面体体积单元的集合称为刚性聚类。通过刚性体积聚类技术，可以很好地将襟翼内部区域划分为刚性增强区域和柔性变形区域，并进一步将刚性区域填充100％的超弹性材料以增强刚性，柔性区域填充可变形结构保证变形。不同阈值下的聚类结果如图7所示，其中黑色标记点表示刚性四面体体积单元。当e＝0.3时，刚性区域与柔性区域相互交融，无明显的分隔界限，如图7(a)所示；当e＝0.03时，得到的聚类结果有明显的刚柔区域，符合实际设计情况，如图7所示(b)。
在刚性聚类结果的基础上进一步对襟翼模型进行建模设计，如图8所示。将变弯度柔性襟翼整体视为可设计区域，利用“刚性聚类”算法可自动计算襟翼区域内部的刚性区域和柔性区域。刚性区域利用超弹性材料填充从而增强柔性襟翼的整体刚度。
步骤六，基于仿生学原理，将变弯度机翼柔性襟翼内部大变形区域填充正泊松比与负泊松比的蜂窝状支撑结构，使变弯度机翼襟翼整体弯曲变形呈现“前端小后端大”的渐变变形。最终完成对变弯度机翼内部结构的设计。
柔性襟翼弯曲变形的驱动力来源于形状记忆合金驱动器的拉力，由于拉线末端与襟翼尾部刚性区域连接，因此需要设计沿翼型中弧线的横梁来传递弯矩。支撑横梁将襟翼柔性区域一分为二，在襟翼向下弯曲过程中，柔性区域上半部分横向受拉，纵向受压；柔性区域下半部分横向受压，纵向受拉，因此柔性区域内部结构在支撑蒙皮的同时具有自变形能力，即在襟翼向下弯曲时通过自身结构的自适应变形储存能量，在襟翼恢复初始状态时可释放储存能量加速回弹。
柔性区域内正泊松比与负泊松比蜂窝状结构单元的密排，保证柔性设计区域在具备弯曲变形能力的同时具有一定的韧性和刚性，蜂窝状结构的强度重量比高于其他结构，将其填充在柔性设计区域内，从而使设计的变弯度机翼襟翼内部结构能更好的支撑机翼外表面的气动压力，最终的结果如图9所示。当襟翼产生弯曲变形时，柔性区域内部六边形支撑结构，在横向与纵向均可通过自身拉伸或压缩产生弹性变形，从而在保证对表面蒙皮支撑性能的同时具备较强的自适应柔性变形能力。
步骤七，采用多种增材制造方式对所设计的机翼内部结构进行快速成型制造，并利用铸造模具制作玻璃纤维增强硅胶基复合材料蒙皮。最终将变弯度机翼不同部件装配成整体，完成变弯度机翼的制造。
如图10所示，将形状记忆合金柔性驱动器1、由光敏树脂经立体光固化成型(sla)工艺打印成型的机翼前端刚性骨架2、熔融沉积制造(fdm)工艺打印制造的超弹性柔性热塑性聚氨酯弹性体橡胶(thermoplasticpolyurethanes，简称tpu)襟翼4、凯夫拉线6和玻璃纤维增强硅胶基的复合材料蒙皮3，按顺序装配成变弯度机翼。其中复合材料蒙皮3是将具有变形功能的玻纤网格布密封在厚度为1.5mm的硅胶基体层中，采用模具铸造的制造方法制成的玻璃纤维增强硅胶基体复合材料蒙皮。
考虑到变弯度机翼的使用工况，装配时为降低变弯度机翼整体重量以及零件复杂程度，尽可能地避免使用螺栓连接或铆钉连接。首先将形状记忆合金驱动器1、前端刚性骨架2和柔性襟翼4之间的结合面进行胶接固定。然后将凯夫拉线6的一端与柔性襟翼4尾端的刚性尾翼5连接，另一端与形状记忆合金驱动器1的驱动端进行连接。绑定时的凯夫拉线6应略微带有一定预紧力从而保证当形状记忆合金驱动器1和柔性襟翼4处于初始状态时，凯夫拉线6绷紧不松动。最后将复合材料蒙皮3与柔性襟翼4刚性结构以及蜂窝状支撑结构的各结合面胶接粘紧从而避免在柔性襟翼4弯曲过程中硅胶与襟翼tpu材料结合面出现打滑，装配完成的结构如图10所示。
形状记忆合金柔性驱动器驱动变弯度机翼变形过程如下：如图11(a)所示为初始状态示意图，如图11(b)所示为驱动状态示意图，如图11(c)所示为完全驱动目标状态示意图。图11中α表示变弯度机翼弯曲角度，β表示变弯度机翼设计弯曲角度，即目标弯曲角度。具体驱动流程如下所述：
(1)如图11(a)所示，此时形状记忆合金驱动器1处于初始长度，形状记忆合金弹簧13处于低温状态，柔性襟翼保持水平，弯曲角度为0°，机翼整体处于初始状态。
(2)给形状记忆合金弹簧13持续通电，当形状记忆合金弹簧13持续升温温度高于其奥氏体相变温度伸长时，驱动柔性驱动器伸长。由于固定于形状记忆合金驱动器1和刚性尾翼5之间的凯夫拉线6无弹性且不可伸缩，柔性襟翼末端刚性尾翼5被拉动变形，从而带动柔性襟翼整体向下弯曲变形，弯曲角度由初始角度0°缓慢增加，机翼整体处于弯曲变形状态，如图11(b)驱动器拉伸箭头所示。
(3)当襟翼弯曲角度到达设计弯曲角度时，立即切换控制模式，由持续通电加热切换为脉冲式通电加热，使形状记忆合金弹簧13温度稳定在一定范围内，从而使形状记忆合金驱动器1保持在目标状态。此时柔性襟翼弯曲变形保持在目标弯曲角度，弯曲角度为β，机翼整体处于最大弯曲变形状态，如图11(c)所示。
(4)当切断形状记忆合金弹簧13通电时，形状记忆合金弹簧13缓慢冷却，形状记忆合金驱动器1缓慢收缩，拉动刚性尾翼5缓慢放松，从而带动柔性襟翼整体缓慢放松，弯曲角度由最大弯曲角度缓慢减小，机翼整体处于弯曲变形状态，如图11(b)驱动器收缩箭头所示。
(5)当形状记忆合金弹簧13温度冷却至马氏体相变温度之下时，形状记忆合金弹簧13恢复至初始状态，形状记忆合金驱动器1恢复至初始长度，柔性襟翼保持水平，弯曲角度恢复为0°，机翼整体回复至初始状态，如图11(a)所示。由此形状记忆合金驱动器1驱动变弯度襟翼完成一个完整的变形过程。
本发明不局限于上述实施例所述的具体技术方案，除上述实施例外，本发明还可以有其他实施方式。对于本领域的技术人员来说，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等形成的技术方案，均应包含在本发明的保护范围之内。
