剛性變彎度機翼設計及低速風洞試驗研究

冒 森， 楊 超， 謝長川， 孟 楊

(1.成都飛機工業(集團)有限責任公司技術中心，成都 510100;2.北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191)

從萊特兄弟1903年第一架飛機的試飛成功開始，優化飛機的氣動性能，實現更為高效、機動及安全的飛行一直是飛機研制的重點。未來飛行器朝飛行任務多樣化、飛行條件多變以及實時調節飛機的飛行性能等方向發展，傳統機翼已無法始終保持飛行過程中所需的最佳氣動外形。變彎度機翼無論從基礎的空氣動力學方面還是工程實用角度都具有極大潛力[1-2]，采用變彎度機翼自適應技術的飛行器能依據飛行環境和任務的變化實時調整機翼彎度來提高飛行效率，增強機動性，以適應復雜多變的任務環境，被認為是未來實現航空技術新突破的主要研究方向之一。

從以往的研究可以看出，變彎度機翼的研究方法主要有仿真計算和試驗研究兩方面。仿真計算具有成本低、速度快、精度高等優點，在初始設計階段和后期結構優化方面發揮了重要作用。Fujiwara等[3]以可變后緣的遠程寬體跨音速客機為研究對象，采用CFD/CSD流固耦合計算并優化了機翼后緣氣動外形和翼盒結構，使得巡航狀態下全機減少了4.7%的燃油消耗。聶雪媛等[4]通過相似的方法研究柔性飛行器大變形時的靜氣動彈性問題。李哲等[5]利用幾何拓撲的方法對柔性變彎度機翼結構進行優化設計。Mao等[6]基于幾何精確渦格法對采用壓電片驅動的變后緣二維翼段進行分析，很好地描述了壓電變彎度機翼的氣動非線性特性。倪迎鴿等[7]則是通過有理函數擬合非定常氣動力研究了具有鉸鏈間隙的折疊變形機翼的非線性氣動彈性時域響應。但變彎度機翼結構普遍難以建立精確的數學模型，并且變彎度機翼實際變形能力有限，這導致仿真計算結果和實際結果差距比較大。因此，仿真計算不能作為判斷變彎度機翼設計的唯一標準，需要和試驗分析相結合。

試驗研究作為變形機翼主要的研究手段一直也是變彎度機翼的研究熱點。試驗主要有地面試驗，風洞試驗和飛行試驗三種。地面試驗主要目的是驗證機翼的變彎度功能。Campanile等[8]基于柔順機構提出了帶肋變形結構，用碳纖維和金屬鉸鏈制造帶肋結構，并在試驗中驗證了變形能力。Icardi等[9]設計并制作了形狀機翼合金(SMA)驅動的柔性蒙皮變體機翼模型，機翼結構由夾心盒段、柔性蒙皮和柔性翼肋組成，能夠實現機翼整體彎曲和局部表面變形。王曉宏[10]設計了一種利用形狀記憶合金驅動的可連續變彎度機翼機構，將SMA絲布置于波紋狀主動變形結構的谷底位置，通過形狀記憶合金變形驅動整個結構變形。這些地面試驗直觀地反映所設計機翼的變形能力，但是沒有引入氣動載荷，其真實變形能力需要后續的風洞試驗進一步驗證。飛行試驗是驗證設計可行性的直接方案。NASA將可連續變彎度機翼機構與機翼固定盒段連接成為一個整體，機翼表面覆蓋可變形蒙皮，將其運用到F-111飛機上，并進行了多次飛行驗證試驗，均取得了圓滿成功[11-12]。Probst等[13]采用MFC(Macro Fiber Composite)作為驅動器，在空中對展長為0.5 m的無人機進行彎曲控制。飛行試驗是變彎度機翼進行實際運用的最終手段，但是由于重復性差、準備周期長，并不適合于初步設計階段。風洞試驗可以準確測量包括氣動特性和驅動功率，實際變形位移等變彎度機翼關注的物理量，具有重復性好、測控精度高等優點，在試驗研究中承擔承前啟后的作用，因此絕大多數變彎度機翼的實驗研究都集中在這一階段。Woods等[14-15]提出了一種魚骨主動變彎度機翼結構。風洞性能測試表明，這種結構能夠提供很大的向上向下偏轉變形的能力，并且對驅動能力要求較低。2015年，歐盟FP7項目開展了基于柔性結構技術的機翼翼尖變形裝置的風洞驗證[16]。Jenett等[17]公布一款模塊機翼，該機翼可實現翼展方向的連續扭轉變形。采用柔性臂實現翼尖扭轉驅動，并在風洞試驗中證明其相對傳統機翼具有更加優越的滾轉效率。劉逸峰等[18]設計了一種基于SMA驅動器厚度可變的機翼結構，并進行了地面加載和風洞試驗，驗證了設計方案的可行性。可以看出在研究初期，風洞試驗可以快速準確的提供一些初始數據，為變彎度機翼初步設計提供重要的參考。另一方面，不同形式的變彎度機翼在風洞試驗需求上并沒有顯著區別，因此開發可靠準確的變彎度機翼風洞試驗平臺，也是研究變彎度機翼的重要研究方向。

對于變彎度機翼的設計方案，國內外都開展了廣泛而深入的研究。從現有的研究成果來看，變彎度機翼設計可以大致分為基于傳統材料的機翼設計和基于新一代智能材料的機翼設計兩大類。現階段在全尺寸飛機上得到飛行驗證的只有美國 FlexSys Inc.的無縫后緣變形方案[19-20]和歐盟Saristu的自適應變形后緣方案[21-23]兩種，而這兩種方案都是基于傳統材料和常規驅動的變彎度機翼設計。側面反映出當前階段智能變形機翼從技術成熟度和結構可靠性角度還是有所欠缺的。因此，本文設計了一種基于傳統材料的剛性分段后緣變彎度機翼結構(簡稱剛性變彎度機翼)，以此作為風洞試驗的研究平臺。該機翼結構共分為四個翼盒，各個翼盒之間通過轉軸進行前后連接，并通過與轉軸相連的舵機實現機翼結構彎度的變化。

本文分為三部分。第1章介紹剛性變彎度機翼的詳細設計，通過氣動力計算軟件XFOIL對變彎度機翼的不同構型進行數值仿真計算，研究其氣動性能。第2章設計變彎度機翼風洞試驗平臺，搭建測試采集系統，對剛性變彎度機翼進行風洞試驗。第3章分析并研究仿真結果和風洞測試結果的變化趨勢和差別。最后總結并評估剛性變彎度機翼的實際變形能力和風洞測試平臺的性能。

1 剛性變彎度機翼的設計與分析

1.1 結構設計

本文提出的剛性分段后緣變彎度機翼結構由四段剛性翼盒組成。區別于柔性變彎度機翼，本文提出的變彎度機翼變彎度功能不涉及材料變形，而是通過舵機驅動翼盒之間的轉軸實現，結構如圖1所示。主要設計包括以下部分：①變彎度機翼結構段，包括機翼前緣段、機翼中段、機翼中后段以及機翼后緣段；②轉動機構，包括舵機、轉軸、聯軸器等；③角度測試機構，包括角度傳感器、可拆卸支架和轉動輪。各個機翼結構段均是由縱墻、翼肋、蒙板等組成的翼盒結構，主梁安置在機翼前緣結構段中。機翼結構段之間通過部分翼肋與轉軸相連，通過舵機帶動與結構段相連的轉軸實現機翼彎度變化。角度傳感器通過傳動輪與舵機相連，根據傳感器轉動角度和傳動比間接計算出舵機的轉動角度。機翼參考翼型是NACA0015，考慮到舵機的尺寸和安裝形式，以及后續改進方案的需求，將從前緣到后緣4段翼盒占總弦長的比例設置為40%，17.5%，17.5%，25%。

(a)

(c)

1-機翼前緣結構段;2-機翼中部結構段;3-機翼中后部結構段;4-機翼后緣結構段;5-縱墻;6-翼肋;7-蒙板;8-轉軸;9-舵機;10-角度傳感器;11-可拆卸支架;12-傳動輪;13-普通翼肋;14-加強翼肋;15-舵機翼肋;16-蒙皮。

圖1 剛性分段后緣變彎度結構設計圖與實物圖

Fig.1 Structural design drawing and physical drawing of the rigid variable camber wing

為了保證剛性變彎度機翼為沒有縫隙的封閉機翼。剛性翼盒設計為通長結構，翼盒表面布置蒙板，只在兩個翼盒連接處留有細長的縫隙。翼盒之間的柔性蒙皮選擇有機硅精密薄膜，這種薄膜彈性模量比較小并且不容易斷裂，經預拉伸后進行粘貼到翼盒連接縫隙上。

給定機翼期望彎度，控制裝置輸出相應的電信號給舵機在舵機的驅動下，轉軸帶動與之相連的加強翼肋轉動，從而使得與之相連的機翼結構段實現轉動功能。同時，舵機帶動與之相連的角度傳感器轉動，角度傳感器讀取舵機的轉動角度并將其轉化為相應電信號傳輸到控制裝置，從而構成一套完整的角度測試系統。

1.2 氣動分析

為了確定本文提出的剛性變彎度機翼的設計方案，使用XFOIL氣動軟件進行了初步分析，并比較剛性變彎度機翼，標準NACA 0015翼型以及傳統帶后緣控制面機翼的氣動性能。XFOIL代碼是基于勢流理論，加入黏性邊界層求解器來預測表面摩擦阻力和流動分離，提供了比無黏性代碼更完整的阻力預測，且可在一定范圍內考慮氣流分離特性。XFOIL已被證明在計算二維翼型時與高精度的CFD計算結果具有可信度[24]。它的計算成本低，易于集成到MATLAB軟件中，因此為模型設計中的中等精度氣動力分析提供了一個理想的解決方案。

XFOIL的輸入是翼型坐標和外部氣動條件。為了準確得到機翼主動變形后的翼型坐標，本文采用翼型參數化方法，將剛性變彎度機翼翼盒的相對轉角作為參數，生成機翼變形后的翼型坐標。具體方法為：首先選取翼盒表面上相當數量的坐標點為控制點，根據相對轉角對控制點進行坐標旋轉變換，生成新的控制點。并在翼盒關節處對控制點進行三次樣條插值處理，最后重新插值生成新的翼型坐標。另外選取M=0.2，Re=106的工況作為外部氣動力條件。這是無人機典型工況點，馬赫數足夠低，可以避免顯著的壓縮性影響，雷諾數足夠大，可以避免低雷諾數時阻力的高度非線性增長。

本文中將前緣翼盒、第二段、第三段及后緣翼盒之間的相對轉角分別記為轉角1、轉角2、轉角3。每個翼盒向下偏轉4°作為剛性變彎度機翼的典型氣動外形，按轉角順序記做變彎度構型4-4-4。為了進行有效的比較，取弦長相同，且傳統帶后緣舵面翼型的最大升力系數將和變彎度構型4-4-4相同作為基準狀態。通過分析計算，選擇初始翼型為NACA0015的傳統舵面翼型為研究對象，舵面長度設定為25%弦長，舵面向下偏轉14.5°，達到兩種翼型具有相同的最大升力系數。分析時假設傳統帶后緣控制面翼型是一個沒有縫隙的封閉舵面，圖中及后文簡記為傳統舵面翼型；無控制面偏轉的NACA0015翼型簡記為初始翼型，各翼型如圖2所示。

圖2 三種翼型的翼剖面Fig.2 Wing profiles of the three airfoil

圖3(a)顯示后緣向下偏轉后，傳統舵面翼型和構型4-4-4升力系數顯著大于初始翼型。剛性變彎度機翼迎角為11°時，升力系數達到最大1.44，之后發生失速，升力系數減少。傳統舵面翼型擁有相同的最大升力系數，迎角為12°時到達最大點。圖3(b)顯示當迎角大于10°時，阻力系數顯著增加。表明臨近失速時，通過增加迎角已經不能提升翼型升力，反而會額外增加阻力。考慮到XFOIL無法在大迎角失速狀態下得到準確的阻力系數，此時的數據僅做為趨勢參考。

圖4顯示的是迎角與力矩系數的關系，負值代表是低頭，正值代表抬頭。迎角為0°時，初始翼型的力矩系數為0，而傳統舵面翼型和變彎度構型4-4-4有很大低頭力矩系數。迎角大于-3.5°時，隨著迎角的增加，傳統舵面翼型和構型4-4-4的低頭力矩系數減少，并且傳統舵面翼型低頭力矩系數大于構型4-4-4的。當迎角小于-3.5°，傳統舵面翼型的低頭力矩系數要小于構型4-4-4的力矩系數。綜合升力系數與力矩系數的結果可以看出，對實際飛機而言，在正常飛行時，在同一迎角下，相對傳統舵面翼型，變彎度翼型能夠提供更大的升力而產生更小的低頭力矩，這是變彎度翼型在實際應用中的優勢之一。

(a) 迎角與升力系數關系

(b) 迎角與阻力系數關系圖3 二維翼型氣動系數與迎角的關系Fig.3 Relationship of the 2D airfoils between aerodynamiccoefficient and angle of attack

圖4 二維翼型力矩系數與迎角的關系

圖5為典型迎角下各翼型的壓力系數(Cp)分布，橫坐標為各翼型的弦線弧長。圖5(a)顯示傳統舵面翼型和剛性變彎曲構型4-4-4的上下表面壓力差均大于初始翼型，所以升力系數更高。構型4-4-4的Cp分布曲線整體上比較光滑，只在翼盒轉角處有細微的突變。而傳統舵面翼型在后緣部分則出現明顯的氣動壓力上升，變化幅度劇烈。不光滑的Cp分布也是阻力增大的原因，變彎度機翼可以通過柔性蒙皮技術進一步提高壓力分布的光滑度從而減少阻力，對比傳統舵面翼型具有氣動優勢。圖5(b)可以看出，迎角為-4°時傳統舵面翼型的下表面壓力系數對比迎角為-3.5°時顯著減少，所以引起了氣動力矩的突變。同等情況下，剛性變彎度機翼Cp分布整體變化不大，前緣升力減小。這與圖4中氣動力矩分布有一致性，因此變彎度構型4-4-4對比傳統舵面翼型力矩曲線隨迎角變化更平穩。

(a) 5°迎角，翼型壓力系數分布

(b) -3.5°與-4°迎角，翼型壓力系數分布圖5 典型迎角下各翼型的壓力系數分布

圖6表示三種翼型的升力系數與阻力系數關系圖6(a)為翼型極曲線，可以看出，當升力系數小于1.165時，變彎度構型4-4-4的阻力系數要明顯小于傳統舵面翼型，甚至小于初始翼型。當升力系數大于1.165時，傳統舵面翼型和構型4-4-4有相當的阻力系數。此外，當升力系數大于1.165時，剛性變彎度機翼的阻力系數顯著上升而此時升力系數增加緩慢，這對應了機翼大迎角時的狀態。圖6(b)顯示了升阻比與升力系數的關系，該圖進一步顯示了用變彎度構型4-4-4相對于初始翼型和傳統舵面翼型的優越性。構型4-4-4最大升阻比相對于初始機翼提高了34%，相對于傳統舵面翼型提高了72%。當升力系數相同且都小于1.165時，構型4-4-4對比其他兩種翼型都有較高的升阻比。這一點可以從圖6(c)上得到驗證，當迎角小于5°時，構型4-4-4的升阻比大于其他兩種翼型，此時構型4-4-4的升力系數為1.165。值得注意的是，剛性變彎度翼型已顯示出較好的氣動性能，且此時未針對迎角狀態優選配置各段偏角，而且對傳統舵面翼型也未考慮縫隙的作用。

為進一步研究變彎度機翼的氣動性能，選取變彎度構型4-4-4,3-3-2,4-0-2,1-0-3和0-0-2進行計算，得到升阻力與迎角的關系如圖7所示，實線表示了幾種構型升阻比外包絡線。由圖7可知，不同變彎度構型的最大升阻比對應的迎角不盡相同。翼型轉角越大，最大升阻比對應的迎角越小。另外還注意到，變彎度構型越接近初始翼型，升阻比隨迎角變化越平緩；變彎度翼型中弦線彎曲程度越大，升阻比隨迎角變化越劇烈。圖7中各構型的升阻比包絡線證明，可以通過調整各段轉角使得剛性變彎度機翼在較大的迎角范圍內都能保持較高升阻比，這是傳統機翼不能做到的，滿足變彎度機翼始終保持最優氣動外形的設計初衷。考慮到二維翼型和實際機翼的差別，剛性變彎度機翼的實際氣動性能可能會低于計算預測值，但是三種構型的氣動系數均通過統一分析工具得到，其相對關系具有明顯的參考價值。

(a) 翼型極曲線

從上面的分析結果可以得到，本文設計的剛性變彎度機翼對比傳統舵面翼型具有更好的氣動性能，同等升力下，阻力更小，氣動力矩隨迎角變化更平穩，并且能在一個較大升阻比下擴展迎角范圍。提供的翼型參數化方法可以正確反映翼型變化，結合XFOIL氣動力計算軟件，可以很好的分析不同翼型的氣動力系數，計算耗費小，計算速度快，作為變彎度機翼初步階段的氣動分析工具是可行的。

圖7 剛性變彎度機翼不同構型迎角與升阻比關系

2 風洞試驗設計

針對本文研究需求設計了一種低成本的變彎度機翼風洞測試專用平臺，可以便捷地改變機翼對來流地迎角，并對機翼在各種迎角來流下的升力、阻力、俯仰力矩進行測試，為變彎度機翼的氣動力辨識，控制系統建模，主動氣動彈性控制等研究提供初始數據。作為變彎度機翼研究的初始階段，本文重點測試剛性變彎度機翼不同構型下的氣動力，對比仿真計算結果，評估其在氣動力作用下的真實變形能力。

2.1 試驗模型描述

試驗模型為矩形機翼，弦長360 mm，展長700 mm，如圖8所示。翼盒結構為木質材料，總質量510 g。機翼主梁布置在弦長22.2%處，主梁為一通長的鋁管，壁厚2 mm，外徑20 mm，長度為800 mm。剛性變彎度機翼總共布置了三個舵機，兩個舵機跟翼盒轉軸同步直接驅動翼盒偏轉，后緣翼盒舵機通過連桿結構驅動最后一段翼盒轉動。翼盒中另外布置三個角度傳感器，通過傳動輪與轉軸相連。所有舵機都選用Futaba BLS173SVI型航模舵機，其驅動力可以達到6.8 kg/cm，并且重量和體積都相對較小。柔性蒙皮材料為100 μm厚PDMS有機硅精密薄膜。

迎角調節盤可在±15°內較為精確調節機翼迎角，調節精度由轉盤上的角度刻度盤確定，約為±0.1°。機翼軸套基座和迎角調節轉盤用螺栓螺母連接，其套筒上有插銷孔，用于固定剛性變彎度機翼的主軸，并防止其相對轉動。

角鐵、測力天平安裝在風洞框架后，風洞試驗前調節迎角時，首先固定住軸套與迎角調節轉盤，隨后按照對應的角度刻盤轉動迎角調節轉盤使測試翼段與來流達到一定迎角，再緊固相應連接，實現迎角調節轉盤與測力天平一體固定。

圖8 風洞試驗支持系統Fig.8 Wind tunnel test support system

2.2 數據采集與試驗監控系統

風洞試驗相關設備主要包括穩壓電源、低通濾波器、數據采集卡、工控機和監控機等，整個系統示意圖見圖9(a)，試驗實物圖見圖9(b)。穩壓電源的作用是給測力天平供電。低通濾波器的作用是將天平平臺的采集信號中的高頻噪聲濾掉。數據采集卡以1 000 Hz的采樣頻率采集傳感器感受到的模擬電壓信號并將其轉換成數字信號，再將數字信號輸入到工控機，通過工控機計算產生控制指令傳給可變彎度機翼上的舵機，控制可變彎度機翼的翼型彎度。監控機的作用是實時監控角度數據，保證試驗模型的安全。最終，數據采集系統可以將數據采集卡得到的試驗數據傳遞給上位機，通過Labview編寫的圖形界面直觀地展示數據。

(a) 系統示意圖

(b) 系統實物圖圖9 風洞試驗數據采集與監控系統Fig.9 Acquisition and monitoring system of wind tunnel test

本次風洞試驗主要通過六自由度測力天平監測模型根部測力數據，見圖10，具體參數見表1，滿足本文試驗的測試需求。

圖10 風洞試驗天平Fig.10 Balance of the wind tunnel test

表1 測力天平參數Tab.1 Parameters of the force balance

在整個試驗過程中，機翼的主軸與天平幾何中心重合，機翼翼型弦線與天平X方向中線重合，保證天平獲得的力的大小能代表機翼機體坐標系的受力。再由坐標系轉化獲得機翼的氣動力特性，對于本次試驗來說，具體轉換關系如下

升力系數：

(1)

阻力系數：

(2)

力矩系數：

(3)

式中：Fx為天平X方向測力數據;Fy為天平Y方向測力數據;Mz為天平Z方向的力矩數據;l為主梁和氣動中心的距離;α為機翼迎角;ρ為試驗空氣密度;v為試驗段來流風速;S為機翼參考面積。

3 試驗結果分析與討論

開啟風洞，風速設定為10 m/s，給舵機輸入控制信號改變機翼的三個轉角，通過監控器監控并記錄翼盒實際轉角，同時記錄天平測力數據。迎角選取0°、2°、4°三個角度進行變化，轉角選擇為0°、2°、4°、6°四個角度進行變化。從迎角0°，構型0-0-0開始測量。首先固定迎角，然后按順序分別變動4次轉角3、轉角2和轉角1，每次測量僅獨立變動一個角度，共需測量3×4×4×4=192個狀態。運用式(1)～(3)，將天平測力數據換算為剛性變形機翼的氣動力系數，記為測力試驗值。通過迎角轉盤和各翼盒相對實測角度，按1.2節分析方法計算得到對應構型的氣動力系數，記為實測角度解算值。實測角度和指令角度按照試驗順序排列如圖11所示。同時，按1.2節分析方法計算得到舵機輸入角度對應構型的氣動力系數，記為仿真計算值。

(a) 轉角1

圖11為轉角實測角度和指令角度按照測試順序排列。整體上實測角度和指令角度符合較好，平均相對誤差為-4.32%，但是由于存在結構間隙和摩擦等不利因素影響，翼盒實際轉角小于指令轉角。又觀察到機翼迎角越大，實測角度和指令角度差距越大，在轉角1和轉角3上體現得比較明顯。這是由于迎角越大，機翼承受的氣動力越大，航模舵機在大載荷下輸出角度不穩定引起的。這是后續研究中需要改進的地方，這也說明了一個問題，開環形式的變彎度機翼很難保證精確的角度控制，即使是剛性變彎度機翼這種可靠性比較高的變彎度結構，需要通過有效的反饋控制才能到達預期的效果。

圖12(a)為剛性變彎度機翼各構型在不同迎角下的升力系數，圖12(b)為0°迎角下各構型升力系數，圖12(c)為圖12(b)黑色虛線框中放大圖，顯示的是轉角1為2°時各構型升力系數。從圖12(a)可以看出各構型的升力系數隨著迎角增加而增大。三種結果隨轉角變化的趨勢是一致的，實測角度解算值略小于仿真計算結果，平均相對誤差為-5.81%，測力試驗值則與仿真計算值吻合度略低，測力試驗值和實測角度解算值的平均相對誤差為-8.92%。實測角度解算值小于仿真計算結果是因為轉角實測角度要小于指令角度。測力試驗值總體偏低，其差異來源于兩點，一方面XFOIL是基于面元法的氣動力計算軟件，二維翼型升力系數仿真計算結果會高于實際；另一方面由于三維效應的存在，二維翼型仿真結果也會比實際機翼模型的氣動力系數高。

圖12(b)分為四部分，每部分有16個變彎度機翼構型，表示不同轉角1角度下的各構型升力系數。可以看出，變彎度機翼構型升力系數隨著轉角1角度增加而增大。圖12(c)橫坐標為具體構型。對比構型2-0-0,2-0-2,2-0-4,2-0-6的升力系數變化，可以得出保持轉角1和轉角2不變，增加轉角3角度，變彎度構型升力系數增加。當構型2-0-6變動到2-2-0構型時，翼型的升力系數下降。這是由于變彎度機翼的轉角3減少了6°，而轉角2只增加了2°，轉角3角度變化對升力下降的影響超過了轉角2。這也是圖12(c)中升力系數連線出現起伏的原因，類似的情況還出現在構型2-2-6到構型2-4-0等。此外，從構型2-0-0,2-2-0,2-4-0,2-6-0的升力系數變化，可以得出轉角1和轉角3不變，增加轉角2的角度，構型升力系數也會增加。綜上，對于本文中的變彎度機翼，增加轉角角度，都會增加升力系數。原因是增加翼盒轉角，相當于增加了局部迎角，使得翼型整體環量上升，從而引起升力增加。

(a)

為了研究各轉角變化對變彎度機翼構型升力系數的具體影響，計算得到各轉角平均單位角度升力系數增量與轉角的關系，如圖13所示。從圖中看出，仿真計算結果和風洞試驗值都表明三個轉角的平均單位角度升力系數增量都隨著轉角的增加而減小。測力試驗值的平均單位角度升力系數增量要小于實測角度解算值且小于仿真計算值，這和圖12(a)中測力試驗值升力系數要小于實測角度解算值和小于仿真計算值是一致的。相同轉角下，轉角1的單位角度升力系數增量大于轉角2大于轉角3。這是由于轉角1轉動，后續所有翼盒都保持相對轉角整體在偏轉，而轉角3變化只相當于后緣翼盒發生偏轉。不同轉角變化對應不同的機翼面積偏轉，所以變化轉角1帶來的機翼升力系數變化最大。因此對于剛性變彎度機翼，為了提高機翼升力增加轉角1角度收益最好。

圖14為剛性變彎度機翼各構型在不同迎角下的阻力系數。迎角和翼盒轉角越大，阻力系數越大，這與升力系數的變化趨勢一致。構型6-6-6是各迎角下的阻力系數最大的構型。各構型的阻力系數的實測角度解算值和仿真計算值的平均相對誤差為-7.52%，測力試驗值和實測角度解算值的平均相對誤差為-13.22%，都要大于升力系數的誤差。阻力系數的角度推算值與仿真計算值誤差較大的主要原因是，XFOIL計算阻力系數時對剛性變彎度機翼構型轉角誤差更為敏感。考慮到機翼的三維效應，并且阻力系數測力試驗值能正確反映轉角變化對于機翼阻力的影響，其與仿真計算值誤差是可以接受的。

圖13 平均單位角度升力系數增量與轉角關系

圖14 剛性變彎度機翼各構型阻力系數

圖15為各變形構型下力矩系數試驗值和仿真計算值的比較。從中可以看出剛性變彎度機翼翼盒轉角增加，產生低頭力矩，隨著迎角增加，低頭力矩減少。最大的低頭力矩系數是0°迎角下構型0-6-6產生的。變形機翼構型的力矩系數的實測角度解算值和仿真計算值的平均相對誤差為7.28%，測力試驗值和實測角度解算值的平均相對誤差為6.77%，試驗值跟仿真計算結果吻合得更好。計算得到各轉角平均單位角度氣動力矩系數增量與轉角的關系，如圖16所示。

圖15 剛性變彎度機翼各構型力矩系數Fig.15 Moment coefficients of the configurations of the rigidvariable camber wing

圖16顯示單位角度低頭力矩系數增量隨著轉角的增加而減少。轉角較小時，轉角1提供的單位角度低頭力矩系數增量最大，但是隨著轉角增加迅速減少。轉角較大時，轉角3的單位角度低頭力矩系數增量最大，而且隨角度變化不大。轉角2單位角度低頭力矩系數增量整體上小于轉角3。這意味想要通過改變剛性變彎度機翼的氣動力矩來調整飛機姿態，最好的辦法是調整轉角3的角度。

圖17為不同迎角下剛性變彎度機翼各構型的升阻比。其中仿真計算值和實測角度推算值符合的很好，且都大于測力試驗值。這主要是因為前兩者是二維翼型的升阻比，忽略了機翼的三維效應，所以要大于測力試驗值得到的升阻比。實測角度推算結果顯示，0°迎角下4-4-2構型升阻比最大為102.4，2°迎角下2-2-4構型升阻比最大為85.32，4°迎角下構型1-2-0升阻比最大為77.55。隨著迎角增加，變彎度機翼構型最大升阻比減少；迎角越大，最大升阻比對應的翼型轉角越小。這和本文第二小節圖7得到的結論是一致的。測力試驗值表明，0°迎角下4-4-2構型升阻比最大為69.29，2°迎角下2-2-2構型升阻比最大為68.94，4°迎角下構型1-4-0升阻比最大為49.71。雖然測力試驗值得到的不同迎角下最大升阻比構型與實測角度推算值有所不同，但是相關構型轉角差別不大并且其變化趨勢一致，進一步驗證了本文提供的仿真計算方法的合理性。同時看到當構型轉角等于6°時升阻比都比較小。因此剛性變彎度機翼要保持較高的升阻比，進行轉角控制時盡量避免單一轉角角度過大的情況，迎角增加時需要減少轉角角度。

圖16 平均單位角度力矩系數增量與轉角關系Fig.16 Relationship between average increment of momentcoefficients per unit angle and rotation angle

圖17 剛性變彎度機翼各構型升阻比

結合上述分析，我們可以得到：① 本文設計的變形機翼風洞試驗平臺滿足剛性后緣分段變彎度機翼氣動性能測試要求。對于升力系數，實測角度解算值和仿真計算值氣動系數的誤差為-5.81%，測力試驗值和實測角度解算值誤差為-8.92%；對于阻力系數，實測角度解算值和仿真計算值的平均相對誤差為-7.52%，測力試驗值和實測角度解算值的平均相對誤差為-13.22%；對于力矩系數，實測角度解算值和仿真計算值的平均相對誤差為7.28%，測力試驗值和實測角度解算值的平均相對誤差為6.77%。總體來說，氣動力系數的測力試驗值的結果與仿真計算結果符合較好，能正確反映剛性變彎度機翼的轉角變化對氣動力的影響以及不同迎角下升阻比最大的變彎度機翼構型。② 對于本文提供的剛性變彎度機翼，翼盒實際轉角和指令轉角平均相對誤差在5%以內，保證了結構變形功能。對于其飛行控制而言，增加轉角1能顯著提高升力，增加轉角3則能顯著提高低頭力矩，避免單一轉角過大并且在迎角增加的情況下減少轉角可以保持高升阻比。

4 結 論

本文以一種剛性變彎度機翼為研究對象，將剛性變彎度機翼參數化后，結合XFOIL氣動力計算軟件，對變彎度機翼的不同構型進行數值仿真計算。在此基礎上，設計變彎度機翼風洞試驗平臺，搭建測試采集系統，對剛性變彎度機翼進行低速風洞試驗研究。分析仿真計算結果和風洞試驗結果后，得出結論：

(1) 本文提出的剛性變彎度機翼作為變彎度機翼的一種設計方案，結構簡單可靠，變形效果顯著。仿真計算和風洞試驗表明均表明其在增升減阻，保證高升阻比和提供機翼配平力矩的優勢明顯，并提出了對應的控制策略。但是實際控制中存在轉角變形不到位的情況，需要對其進行角度反饋控制。

(2) 本文設計的剛性變彎度機翼風洞試驗系統可以正確測量和記錄不同迎角和構型下剛性變彎度機翼的氣動力。通過本次多工況的風洞試驗，其結構可靠性和易操作性都得到了驗證，為仿真計算提供了數據支撐。作為變彎度機翼風洞試驗平臺可以在此基礎上進一步開展變形機翼的動力學試驗。

(3) 將剛性變彎度機翼參數化后，結合XFOIL氣動力計算軟件，可以快速的計算不同剛性變彎度機翼構型的氣動系數。其作為剛性變彎度機翼的氣動分析工具是高效可行的，能正確反映轉角變化對剛性變彎度機翼氣動力的影響，準確性得到了風洞數據驗證。在后續研究中可以作為分析工具開展剛性變彎度機翼的氣動外形優化工作。