面向无人机的集成多稳态机构多模式变形翼

《Journal of Intelligent Material Systems and Structures》：Multimode morphing wing with integrated multistable mechanisms for unmanned aerial vehicles

　　

鸟类飞行体广泛利用大幅形态形状变化进行机动。常规飞行器主要通过离散操纵面而非全局机翼变形能力实现机动性。然而，小型无人机（UAV）常需在不确定环境中导航，紧凑性、敏捷性与低功耗变形能力至关重要。由于变形机构的连续驱动带来质量与能量惩罚，亟需低能耗、被动稳定的变形技术。研究人员提出一种多模式多稳态变形翼，利用3D打印机构集成1个平移与3个转动自由度（DOF）。该架构将双稳态单元（bistable unit cell）与预加应力元件结合，利用后屈曲（post-buckling）实现双稳态及可编程切换阈值，以受控方式在状态间重构。研究人员制作原型并分析，证明在攻角、上反/下反角及后掠角上可实现精确独立变形。每种构型本质自稳定，无需持续能量输入即可维持大几何变化，降低轻量UAV驱动需求。状态转换可由手动、紧凑机载作动器或飞行中气动弹性载荷触发，同一机构允许垂直机翼重新取向以紧凑存储。该可扩展、可重编程平台通过结构变形实现可调气动性能，并支持与自适应飞行控制集成，服务于下一代UAV。

研究背景方面，鸟类飞行体利用大幅形态变化机动，而常规飞机依赖襟翼、缝翼等高性能装置，小型无人机因传统变形机构（电机、液压）尺寸重量功耗过大而鲜少采用全局变形。连续驱动带来质量能量惩罚，因此亟需被动稳定、低能耗的多稳态方案。多稳态结构能在本征上保持多个平衡位形，借助材料与几何设计抵抗气动载荷而无须持续供能，特别适合小UAV气动力矩较小的场景。已有研究分别实现弯度、展长、扭转等单自由度变形，但将攻角（R_y）、滚转（R_x）、偏航后掠（R_z）三转动自由度与展向平移（E_y）集成于紧凑机翼并兼顾气动鲁棒性仍具挑战。

研究人员开展的研究是提出一种多模式多稳态变形翼架构，以对称双稳态单元为核心，通过FDM（熔融沉积成型）分件装配与DLP（数字光处理）整体打印两种增材制造路径，构造含预长度失配ΔL=L_beam?L_box的薄壁屈曲梁与厚框槽结构；径向排布单元得纯转动模块（R_y），并联排布耦合得平移-转动模块（E_y、R_x、R_z），再将同心双层转动模块嵌入，实现1平移+3转动自由度的单机翼集成。借助MTS万能试验机完成拉伸压缩、snap-through与千次疲劳测试，采用ABAQUS几何非线性静力Riks法追踪后屈曲平衡路径，线性弹性参数隔离几何效应。结论指出：单元双稳态源于ΔL与弯曲刚度平衡，厚度与ΔL增大抬高切换载荷与能垒；六层段提供展向7态、各转动13态、总计5n?1态；最大展移约27 mm，R_z达40°、R_x达100°、R_y四态至25°；典型0.5 m翼展5–10 N升力下翼根弯矩0.3–1 N·m低于实测切换扭矩，故飞行载荷下自锁稳定。该成果发表于《Journal of Intelligent Material Systems and Structures》，意义在于用结构内禀多稳态替代连续作动，使轻量UAV兼具精细配平与折叠收纳能力。

主要关键技术方法概括：研究人员采用FDM（PLA，ΔL=0.28–0.70 mm按压装夹生预屈曲）与DLP（Aqua-Gray 8K树脂，UV固化+80–150℃热循环残差应力编程）两类增材制造制备双稳态单元；以MTS Criterion配100 N载荷元与旋转夹具测snap-through及扭矩-转角，0.25 Hz千次对称循环验疲劳；在ABAQUS 2023中用CPS4R平面应力单元、Static Riks弧长法、线性弹性（PLA E=2.8 GPa、树脂E=3.0 GPa、弹簧钢E=200 GPa）复现ΔL诱导屈曲与顺序snap-through；通过单元串联分层堆叠构筑多层多稳态组件，以二进制展开态编码稳定构型。

研究结果各小节结论如下。Materials and methods节确立FDM分件与DLP单体两条工艺路线及公差控制，力学测试与FEA边界条件对齐实验夹具。Multimode, multistable morphing mechanism design节由对称双稳态单元（图1c）出发，径向六单元+同轴双层得R_y多稳态转动件（0°、14°、23.5°及回程9°迟滞态），并联单元得E_y四态平移与R_x/R_z耦合转动，FEA证实各模式双势阱。Multistable morphing wing with translational and two-DOF rotational modes节制六层三段式平移-转动原型，单层三单元峰值约30 N、四层十二单元呈四次峰值；FEA参数扫ΔL=0.28/0.42/0.56 mm得最大展移20→30 mm、最小切换载1.5→7.5 N，转动模态ΔL增则步距与总转角增大（17°→27°）；集成至UAV得展移27 mm、R_z 40°、R_x 100°，X-Z转动互斥、Y可叠加。Multistable morphing wing with 3-DOF rotational mechanisms节加同心双层纯转动件（内六单元径向），FDM装配或DLP单体化，两层厚度比t₁/t₂控激活序：t₁<t₂时内层先跳、反向回程内层先返；t₁=0.8 mm/t₂=1.0 mm时稳态0°、14°、23.5°对应扭矩0、1.5、4 N·m，回程9°第四态，总转角25°；与该两自由度段机械互锁成全3-DOF翼（α≈+8°/0°/?10°/?18°，Γ≈±80°，Λ≈±30°可调）。Aerodynamic and operational implications节估算0.5 m翼展小UAV根弯矩0.3–1 N·m不大于实测切换扭矩，故常态飞行自稳；Y轴小步配平拒 gust、Z轴中步调续航机动、X轴大角（近100°）供折叠收纳，超越传统舵面15°–30°但需高动压段机械锁防误切。

讨论与结论翻译：研究人员提出一种用于UAV的模块化变形翼架构，利用多稳态机构实现1平移+3转动自由度，结合平移-转动模块与纯转动同心层元件达成可编程离散态；单元级双稳态由受控几何失配ΔL与残差应力编程获得，几何非线性FEA捕捉snap-through指导选形。实验验证重复切换与扭矩-转角响应，单元尺寸与层数直接决定转角幅度、snap-through扭矩与态数（n层时展向n+1、转动2n+1、总5n?1）；同心层厚比控激活序与颗粒度；双稳态层组合缩放暗示可将离散态分类与结构编码智能嵌入气动点阵。运行上大角度离散化自细配平至主重构，Y扭拒 gust、Z扫变计划特性、X大转供紧凑收纳（X-Z互斥、Y可叠）。因能量仅耗于跃迁，架构支持低功耗作动与高动压机械锁。权衡空间可调：长元件大角高矩，厚元件高刚高鲁棒高矩而角幅近似不变；路径依赖跃迁使同外况得多稳态，无连续供能维持气动态。结果表明多稳态增材机构可交付紧凑高效UAV变形，但气动增益与控制律益处在真实飞行下待量化，超测试周次耐久性待立。未来工作聚焦低功耗作动器与锁存硬件集成、风洞与飞行测试、离散态控制协同设计及材料堆叠优化，框架可拓至空间可展结构、自适应建筑与可重构机器人。