一種剛柔混合弦向變彎度機翼后緣設計

辛濤, 李斌

(西北工業大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

0 引言

變體飛行器在飛行過程中,通過局部或整體改變飛行器的外形形狀使飛行器能夠實時適應多種任務需求,且使其能夠在多種環境下保持最優性能與效率,有效改善飛行器的飛行性能、擴展飛行包線并提高飛行效率[1]。

機翼作為飛機氣動力最重要的承載部分,其氣動性能直接影響到飛機的性能與飛行效率,因此設計一種外形可根據飛行狀態及環境自適應調整的機翼將大幅提高飛機的性能及飛行品質。區別于現代飛機以下放前緣縫翼、后緣襟翼和副翼等增升機構來實現的非光滑連續的翼型彎度變化[2],研制具有連續弦向彎度變化特征的變體機翼是目前變體飛機研究的熱點方向之一。對于運輸類飛機而言,弦向變彎度機翼一方面可根據飛機實時狀態,實時保持最優升阻比,節省燃油,增大航程;另一方面還可以結合控制率的設計,起到飛機載荷減緩、氣動彈性剪裁、降噪及結構減重的效益。目前,弦向變彎度機翼的研究主要集中在機翼前緣變彎度以及后緣變彎度技術。

目前,世界各國競相把弦向變彎度機翼技術作為需要重點研究的技術領域之一。1981年,NASA的Dryden研究所研發 “任務自適應機翼”[3],并在F-111A戰斗轟炸機上進行了改裝試驗。改裝后的機翼前后緣各由一部分用玻璃鋼制成的活動面組成,可根據不同的飛行條件操縱前后緣的活動面來改變機翼彎度和扭轉角。后因機械結構笨重、復雜而未真正應用。自2010年起,NASA與波音公司合作開展了“連續變彎度后緣襟翼系統”項目[4],致力于發展一種新型的采用記憶合金和分布式電機聯合驅動的三段式光滑變彎度機翼后緣,該襟翼系統可使飛機在多任務狀態下均實現最優升阻比,節省燃油消耗,但該系統目前仍處于原理樣機研制階段。Lu等[5]、Miller等[6]和Kota等[7]利用柔順機構完成了自適應后緣襟翼設計,并通過試驗機上的動態飛行試驗,對自適應后緣襟翼在飛行過程中的彎度變化能力進行測試。近年來,NASA利用元胞陣列結構思想,設計制造了結構超輕但同時具備合適剛度及強度的元胞陣列式組合變彎度機翼[8]。Sinapius等[9]提出了“手指”型變形概念,基于傳統的機械結構方案,通過內部四連桿設計,實現單自由度驅動。Woods等[10]提出魚骨方案,基于仿生學原理,實現變彎度設計。Fisher[11]設計制造了一種零泊松比的結構,將魚骨骨架、蒙皮內部蜂窩結構通過3D打印技術整體制造出來,解決了柔性蒙皮與骨架無法變形匹配的問題。歐洲“潔凈天空”項目[12]為支線客機開發了3種變形結構:下垂機頭、多功能襟翼和自適應小翼,旨在飛機可根據飛行條件實時調整外形,以達到最優氣動效率,并在層流機翼上評估了3種變形裝置的效能。Snow等[13]制造了一款柔性機翼,整個機翼為整體結構,不可拆卸,采用3D打印技術制作,討論了該機翼的性能和穩定性,并提出了展望。Sofla等[14]研究了利用單向形狀記憶合金兩個非驅動維持的變形位置進行機翼下彎驅動的方法。Yang等[15]利用形狀記憶合金作為驅動器對小型無人機的變彎度機翼進行驅動,并進行了該驅動方式下機翼氣動性能和氣動彈性分析。Vos等[16]描述了如何在可變形機翼結構中使用壓電驅動器操縱彎度分布,實現在小型無人機上進行滾轉控制。Mkhoyan等[17]設計開發了一種自主變形機翼,提出了一種新的分布式變形概念,這種機翼可以控制機翼展向的升力分布以保證機翼性能達到最優。Jenett等[18]設計了一種基于離散模塊化單元的變形機翼,該機翼由離散的單元構成,可以進行連續橫向扭轉變形,提升了機翼的滾轉效率。Zhang等[19]建立了彎度變形機翼氣動彈性模型,利用其弦向尺寸和柔性研究了顫振臨界速度。通過對比準穩態氣動模型和非穩態氣動模型,確定準穩態模型對顫振速度的預測更為保守。

國內研究中,楊超等[20]在主動氣動彈性機翼及氣彈響應載荷減緩方面開戰了預先研究。南京航空航天大學研制的基于超聲電機驅動的變體機翼采用分布式超聲電機驅動剛性后院可轉動杠桿,實現機翼弦向變形[21]。張音旋等[22]設計了一種柔性蒙皮結構,它由柔性蜂窩和彈性膠膜組成,在面內具有較好的變形能力,面外具有一定的承載能力。楊智春等[23]將多片式翼肋通過連桿滑塊及滑動鉸組進行連接,設計了可變彎度的機翼后緣結構,同時對其偏轉構型、受控運動學規律以及氣動特性展開系統性研究。Chen等[24]和冷勁松等[25]基于形狀記憶合金與氣動肌腱展開弦向變彎度機翼結構設計研究。陳秀等[26]提出基于連續拓撲優化方法的全柔性機翼結構設計方案,將拓撲優化方法與機翼結構設計相結合,并分別對機翼的前后緣變彎度結構進行了優化設計研究。徐鈞恒等[27]提出一種基于交叉簧片鉸鏈的變彎度機翼,建立了其力學模型并對其進行了優化設計,試驗結果表明該機翼具有較大的變形能力,并能實現機翼連續弦向變彎度。王宇等[28]采用零泊松比蜂窩結構柔性材料做柔性蒙皮,設計了一種彎梁和平面盤帶動后緣偏轉的結構,并研究了其多學科設計與優化方法。尉濡愷等[29]開展了基于變彎度后緣的陣風響應減緩數值研究,研究發現相比于傳統鉸鏈舵面,變彎度后緣在陣風減緩控制方面具有更大的潛力。

對比近年來變彎度機翼相關工作,形狀記憶合金、壓電陶瓷、超聲電機等新型驅動技術成為國內外學者關注的熱點。其中,形狀記憶合金具有大應變、大應力的優點,但金屬絲加熱和冷卻所需時間較長,驅動能力受環境因素影響較大,驅動性能不穩定、效率低下;同時,金屬絲的疲勞壽命會嚴重制約驅動器的使用時間。壓電材料雖然具有靈敏度高、可設計性強等優點,但其驅動速度較慢,同時可輸出的變形量有限,更適用于小型變體飛行器。超聲電機具有體積小、可控性強優點,但往往由于其體積較小,因此輸出驅動力較小,并且在使用時需要多電機驅動,增加結構重量,會降低柔順結構帶來的氣動效益。

柔順機構是一種將輸入載荷通過自身彈性變形實現輸出端位移變化,并以應變能的形式儲存部分輸入能量的機構。通過柔順機構可自然使結構在目標方向實現連續光滑的變形,同時減少結構所需的零部件數目,取代傳統機械傳動方式的運動副,使得機構磨損降低,驅動效率提升。

弦向變彎度機翼的設計主要難點分別為結構設計、蒙皮匹配設計以及驅動設計。其中結構設計尤為重要,而在結構設計之初,機翼的弦向變彎度構型尤其重要,決定著變形后機翼是否滿足設計要求,氣動效率是否達到最優,以及不同偏轉工況下材料應力水平是否合理等。

鑒于此,本文將柔順機構引入弦向變彎度機翼設計中,考慮材料的彈性許可變形能力可兼顧增升指標需求和最優升租特性實現需要,設計了一種剛柔混合偏轉的機翼后緣原理樣機。首先,綜合考慮驅動方式、結構材料、偏轉目標角度等因素確定剛柔混合后緣偏轉段中剛性及柔性部分的占比;其次,通過翼型的中弧線對其變彎構型進行幾何參數化描述;再次,以翼型升阻比作為優化目標,通過遺傳算法結合XFOIL軟件計算確定最優彎度構型,并通過計算流體力學(CFD)確認優化構型的精確升阻特性,對比了傳統剛性偏轉后緣與剛柔混合式后緣在不同飛行工況下的升力系數、升阻比、流場特性等;然后,介紹了柔順段翼肋的結構優化原理和過程,以及滑動蒙皮的設計方法;最后制造和裝配了剛柔混合式后緣機翼偏轉段,完成了初步的變形能力測試。

1 變彎度構型總體結構分析

安裝在機翼后緣的襟翼通常占機翼剖面總弦長的25%～35%。以某中程中型運輸機的襟翼系統為設計參考,確定機翼設計總弦長為3.33 m,后緣變彎度段為1 m,占比為30%,弦向變彎度后緣的目標偏轉角度為30°。選用NACA0012翼型為基礎參考翼型,進行設計及優化。

變彎度機翼后緣設計中,輸入點、結構形式,以及輸出點3部分構成基本設計元素。輸入點即驅動器的輸出位置,其形式可以分為集中式單點驅動與分布式驅動兩類驅動方法。結構形式通過拓撲、尺寸、形狀等優化方法得到。弦向變彎度后緣輸出點集即為翼肋結構的外輪廓線。本文重點聚焦剛柔混合變彎度后緣的氣動特性優化、可變形翼肋的剛柔組合設計及原理可行性驗證。暫不涉及對忽略弦長變化、蒙皮匹配、及承載能力驗證。

本文選用航空7075-T6硬鋁合金為可變體翼肋的設計材料。通過有限元分析可知,若將整個后緣變形段均設計為柔順結構,則當結構下彎至目標角度時,其上下翼緣應力會超出材料的許用應力。進一步分析翼型后緣中弧線的連續變彎度需求可知,機翼后緣變形與懸臂梁受載下彎變形類似,懸臂梁型[19]后緣變形中弧線變形初始段和翼尖段呈現類似等斜率分布。因此綜合考慮翼肋材料的彈性許可變形能力,兼顧增升指標需求和最優升租特性實現需要,本文提出如圖1所示的剛柔混合可變形翼肋設計方案。在機翼后緣變彎度段按照剛性、柔性與隨動三段交替布置結構類型,分別占整個機翼后緣的30%、40%以及30%。

圖1 翼肋后緣結構布局示意圖

2 翼型變彎度構型的參數化描述與優化設計

對于柔性機翼后緣而言,若固定變彎度段的目標偏轉角度,如30°,實際實現這一偏轉目標的偏轉曲線構型有多種選擇,中弧線兩點之間可以由不同曲線構成。因此需基于機翼氣動性能確定最優的翼型變彎度構型,使其剛柔連接處具有較好的連續性,且整體具有最優的升阻比特性。

將變彎度構型后緣劃分為剛性偏轉段、柔性段和隨動段,并利用中弧線對其幾何特征進行描述,把相對復雜的翼型參數化問題簡化成了曲線參數化問題。為確保彎度變化連續性與光滑性,同時增加彎度變化描述的多樣性,采用三次樣條線方程來描述翼型中弧線:

(1)

式中:a1～a4為三次樣條線方程的系數;(xs,ys)為中弧線初始偏轉點坐標;(xe,ye)為中弧線尾緣點坐標;l為變彎度后緣段中弧線長度;θ2為變彎度后緣段等效偏轉角。

剛柔混合結構形式下翼型中弧線如圖2所示。

圖2 翼型后緣中弧線

圖2中,m0～m5這6個點均位于翼型中弧線上,其中m0為機翼變彎度段的初始點,令其為坐標原點,θ1為剛性偏轉角。m5為后緣點,m1、m4分別為剛柔結合處的結合點,為保證剛性段與柔性段的光滑連續,柔性段方程在m1點坐標處的切線方向應與剛性轉動段的斜率保持一致,柔性段m2、m3分別為橫坐標為400 mm以及600 mm且位于柔性段中弧線上的點,將各點坐標代入式(1),可得

(2)

式中:(xmi,ymi)為mi點的坐標,i=0,1, …,5;a、b、c、d為系數;lm1m4為m1點和m4點間的弧長;lm4m5為m4點和m5點間的弧長。

通過對式(2)中各式的聯立化簡,可將中弧線曲線各參數化為關于剛性偏轉角θ1以及點m2的y坐標的方程,因此以剛性偏轉角θ1及點m2的y坐標絕對值為優化問題的設計變量。由于弦向變彎度翼型其優勢在于相較傳統翼型升阻特性的提升,因此最優變彎度構型的評價函數S為翼型的最大升阻比:

S=max (CL/CD)

(3)

式中:CL為升力系數;CD為阻力系數。

通過利用遺傳算法,計算相應變彎度構型的升阻比。機翼后緣目標下偏角30°為設計最大偏轉角,對應于飛機的降落(最大偏轉角)狀態,所以流場參數設置為飛機降落工況,如表1所示。

表1 翼型狀態及環境參數

計算流程如圖3所示。優化過程設定如下約束條件:考慮材料強度限制,柔順段與隨動段產生的最大許可等效弦向彎度偏轉角為15°。對應該約束條件,根據式(3)中評價函數計算最終得到最優結果為θ1=20.06°、ym2=-163.87。對中弧線坐標進行歸一化后,繪制該中弧線對應的翼型輪廓線,得到最終變彎度構型如圖4所示。

圖3 最優翼型優化流程圖

圖4 柔順翼肋最優變彎度構型

并將優化得到的剛柔混合可變性翼肋中弧線及翼型輪廓線與懸臂梁型后緣變形中弧線及翼肋進行對比,如圖5所示。變彎度后緣翼型輪廓線差異最大僅為翼型弦長的1.1%,是后緣變彎度特征弦長的3.5%。

圖5 剛柔混合型與懸臂梁型變彎度構型對比

3 氣動特性分析

基于優化得到剛柔混合變后緣翼型及傳統剛性偏轉翼型,通過計算流體力學分析,對比分析其流場特性及氣動力特性。

以剛柔混合可變彎度后緣翼型偏轉30°為例,其網格模型如圖6所示。

圖6 計算網格

計算采用k-ωSST湍流模型,流體介質為理想氣體,溫度為300 K,參考標準大氣壓為101 325 Pa,馬赫數為0.2,參考弦長為1 000 mm。

圖7為后緣偏轉角度30°時,兩種不同偏轉方式升力系數隨攻角變化曲線。由圖7可以看出,在相同的后緣偏角下,剛柔混合偏轉方式的升力系數始終比剛性偏轉后緣翼型的升力系數大,且在負攻角時更為突出。當攻角為-4°時,剛柔混合偏轉翼型升力系數是傳統剛性偏轉翼型的1.66倍,當攻角為8°時,剛柔混合偏轉翼型升力系數是傳統剛性偏轉翼型的1.12倍。其原因是剛柔耦合偏轉方式的壓力分布在后緣部分更光滑連續,其圍成的面積始終較大,增升效果更加明顯。

圖7 升力系數對比

圖8為后緣偏轉角度30°時,兩種不同偏轉方式升阻比隨攻角變化曲線。由圖8可以看出,在相同的后緣偏角下,剛柔混合偏轉后緣翼型的升阻比始終較剛性偏轉后緣翼型大,但隨著攻角增加,剛柔混合偏轉翼型的升阻比優勢會有所減弱。當攻角為-4°時,剛柔混合偏轉翼型升阻比是傳統剛性偏轉翼型的2.86倍,當攻角為8°時,剛柔混合偏轉翼型升阻比是傳統剛性偏轉翼型的1.37倍。對比文獻[30]中SM_3構型,該翼型設定在弦長70%～90%處實現柔性下彎變形,通過計算,剛柔混合變彎度翼型與該構型得到的升力特性與升阻比特性表現出相似結果。

圖8 升阻比系數對比

為了更全面驗證剛柔混合偏轉翼型的升阻特性優勢,結合運輸機實際飛行工況,以飛機正常巡航時單位展長機翼的升力為目標,分別優化計算低速巡航工況及降落工況下兩種偏轉形式達到目標升力時的偏轉構型如表2所示,并使用CFD進行驗證。

表2 剛柔混合翼型后緣偏轉構型

由表2可知,當飛行工況為低速巡航時,剛柔混合翼型不需剛性偏轉,僅驅動占翼型弦長21%的柔性段及隨動段,使其達到等效下偏角8.7°即可獲得目標升力,而傳統剛性偏轉翼型則需要將占翼型弦長30%的整體后緣偏轉7.3°才能達到目標升力。當飛行工況為降落工況,該工況普遍對應機翼后緣下彎最大的情況,剛柔混合翼型僅需剛性偏轉3.78°,柔性偏轉15°,后緣整體等效下彎16.05°,便可達到目標升力,而傳統剛性偏轉翼型則需整體下彎29°,才可達到目標升力。

對上述兩種翼型在不同工況下進行CFD仿真驗證。對于飛行工況為低速巡航狀態,達到同等升力要求時,傳統剛性偏轉翼型整體后緣偏轉角度為7.3°,其升阻比為43.78,而剛柔混合偏轉翼型,僅需驅動占翼型弦長21%的柔性機翼下偏8.7°即可達到同等效果,且此時升阻比為45.53,較傳統剛性偏轉增加3.9%,從而大幅提高運輸飛機的經濟性[31]。可見剛柔混合柔順變后緣機翼方案提供了一種新的增升裝置設計思路,短弦長的柔順下彎在保持相同的增升效應時,可有效提升升阻比[32]。

由圖9及圖10可以看出,在低速巡航工況下,兩種偏轉方式具有類似的壓力分布、速度分布及流場特性,由于攻角及后緣偏轉角度較小,在翼型尾部均未出現嚴重的氣流分離。

圖9 低速巡航工況壓力云圖對比

圖10 低速巡航工況速度云圖及流線對比

對于飛行工況為降落狀態,達到目標升力時,傳統剛性偏轉翼型整體后緣偏轉角29°,其升阻比為9.03,而剛柔混合偏轉對應翼型后緣整體等效下彎角度僅為16.05°,其升阻比為16.11,較傳統剛性偏轉增加78.41%。可以看出,該偏轉形式大大改善了翼型后緣偏轉時的連續性與光滑性,使其具有更優的升阻特性。在大角度下彎時,其升阻比優勢更為明顯。

圖11為降落狀態下兩種構型對應的壓力分布云圖,對比圖11(a)與圖10(b)可知,剛柔混合偏轉翼型在尾部形成的低壓區面積明顯小于傳統剛性偏轉翼型。圖12為該工況下兩種構型對應的速度云圖及流線圖,可以看到圖12(a)中剛柔混合偏轉翼型尾緣處的氣流分離起始位置位于x/C=0.8處,C為弦長,圖12(b)中傳統剛性偏轉翼型尾緣處的氣流分離起始位置位于x/C=0.57處。且對比兩圖,圖12(b)中翼型尾緣處氣流分離形成的渦結構尺度明顯大于圖12(a)中翼型,可見,傳統剛性偏轉翼型會過早的出現氣流分離,嚴重影響氣動效率,而剛柔混合偏轉翼型更不易產生氣流分離,其分離點更靠近尾緣,氣動效率更佳。圖13為降落工況下兩種構型對應的翼型上下表面壓力分布,對比圖13(a)與圖13(b)可以明顯看出,剛柔混合偏轉翼型在其偏轉處具有更好的連續性與光滑性,突變效應更小。

圖11 降落工況壓力云圖對比

圖12 降落工況速度云圖及流線對比

圖13 降落工況翼型上下表面壓力系數對比

4 變形能力試驗研究

確定最優變彎度構型的氣動設計方案,變后緣機翼設計重要工作是實現剛柔混合機翼的結構和變形控制設計[33]。本文在此略去具體的剛柔混合機翼優化設計過程,僅簡要描述設計原理和結果。設計的關鍵在于柔順翼肋的設計,該翼肋結構設計時采用載荷路徑法進行拓撲優化,如圖14所示。載荷路徑法在初始布局時與基結構優化方法類似,通過載荷路徑的傳遞形式將設計域內的特征點進行連接,通過中間點的位置及數量,控制拓撲解的多樣性。首先在設計域中布置適當的節點數量,通過滿基構型給出設計域初始的拓撲結構形式;之后通過將載荷路徑參數化、離散化,形成載荷輸入點至輸出點的不同路徑形式;然后采用合適的設計變量,如路徑編號、路徑權值等,通過優化算法結合有限元分析得到限制條件下載荷輸入點到載荷輸出各點的最優路徑,最終將涵蓋這些路徑的所有結構進行組合,便得到了最終的拓撲優化結果。

圖14 基于載荷路徑法的拓撲優化流程

圖15中:點1為驅動載荷的輸入點;點1～點6分別為上、下翼緣面上的輸出點;點7～點11為設計域中間節點;點12為固定點。首先利用計算機圖論中Dijkstra貪心算法求解輸入點至各輸出點的最短路徑,再利用 YEN算法,通過解得的最短路徑求解輸入點至輸出各點的前K條載荷傳遞路徑。當K=4時,所有路徑均已涵蓋所有初始基結構。

圖15 柔順段拓撲優化設計區域示意圖

根據不同路徑,通過有限元分析設計域中每根梁結構在某條路徑中是否被調用,如果調用則其在有限元模型中保留,如未被使用,則有限元模型中對該梁進行刪除。同時對結構尺寸及形狀進行交替優化[34],并引入穩定性及變形能力更為出色的變截面曲梁代替原等截面直梁,以柔順段結構在驅動力作用下的變彎度構型與之前得到的最優變彎度構型的貼合程度為評價標準,建立其實際變彎度構型與目標構型的最小二次方差作為該空間優化過程的目標函數:

(4)

得到了目標變形要求下符合材料強度要求的最優結構構型,如圖16所示。

圖16 剛柔混合后緣結構

為提高變彎度后緣的承載能力,以真實氣動載荷為技術指標來對變彎度后緣進行進一步優化設計。以降落時柔順段下彎15°為分析工況,計算單位展長內真實氣動載荷,其上下翼面壓力系數如圖17所示。經機翼傳力特性分析,需在單位展長內進行5根翼肋布置,且需將單根翼肋延展向厚度增至 20 mm, 可達到承載所需的剛度與結構強度。式(5)為翼肋上、下緣氣動載荷延弦向分布:

(5)

式中:x為延弦向位置;y為對應的氣動載荷。由于結構剛度的增加,需將單根氣動肌腱驅動力提升至3 250 N,便可實現預期的結構變形。本文僅對結構變彎度能力進行驗證,故暫不考慮氣動載荷影響。

蒙皮設計中,剛性轉動段根據機翼表面在變形過程中保持光滑連續的要求,設計了抽拉式蒙皮結構,如圖18所示,上下翼面蒙皮分別沿設置的蒙皮滑動軌道伸入翼盒前緣,通過固定在前緣翼梁上的彈簧連接。當機翼剛性轉動段向下偏轉時,此處上翼面蒙皮會沿軌道拉出,此時拉力彈簧處于拉伸狀態,通過彈簧恢復力張緊蒙皮,下翼面蒙皮在初始位置時已進行彈簧預拉伸,沿軌道插入翼盒內部后,彈簧扔就保持拉伸狀態,為蒙皮提供了一定的面外剛度。抽拉式蒙皮設計使機翼結構在前后緣蒙皮間隔處保持了相對的光滑性和連續性。在柔性段處,目前上下翼面均采用滑動蒙皮設計,通過張緊的滑動鋼索及滑塊導軌裝置連接蒙皮與翼肋結構,保證了連接處的柔順特性,使其可隨翼肋同時變形。由于上下蒙皮在翼肋末端處非封嚴結構,可能對氣動效率及蒙皮結構的強度造成影響,因此,通過分析翼肋末端處上下蒙皮的運動軌跡,設計并通過3D打印技術制造了蒙皮連接加強結構,如圖19所示,將其固定于上下蒙皮之間,使得變形過程中,翼肋末端處上下蒙皮始終緊密貼合。

圖18 剛性段抽拉式蒙皮設計

圖19 翼肋末端處上下翼面連接結構

對優化得到的翼肋結構進行加工制造,選用材料為7075-T6航空硬鋁合金。剛性轉動段采用伺服電機及曲柄連桿機構驅動,通過作動輸出端的水平運動轉化為翼肋結構的定軸轉動,柔性變形段中每個翼肋采用兩根氣動肌腱共同驅動,通過電壓控制氣動肌腱進氣量,從而改變其內部壓強,最終將氣動肌腱的軸向變形轉換為驅動力輸出[35-36]。進行裝配后,得到了3翼肋翼盒模型,如圖20所示。

圖20 剛柔混合變后緣模型

以最大等效下偏角30°進行所設計變體機翼后緣的變形驗證試驗。3翼肋翼盒結構在伺服電機驅動下,首先進行剛性偏轉,其轉動角度與驅動器水平作動距離可由其幾何關系直接計算得到,當剛性轉動段下彎20°時,伺服電機驅動的水平位移為 21 mm。 當剛性轉動段旋轉至指定位置時,對伺服電機驅動器進行鎖死。在此基礎之上,維持剛性轉動不變,應用氣動肌腱進行柔順段的下彎驅動。試驗結果表明,給氣動肌腱施加3.9 bar壓力(6.5 V氣動閥驅動電壓),則可實現柔順段結構等效偏轉角度達到15°、整體后緣達到下彎30°的目標,如圖21所示。

圖21 不同驅動下后緣變形形態

5 結論

本文綜合考慮可變幅度、變形連續性、變形應力及驅動效率等因素,提出一種剛柔混合偏轉翼型設計方案,并與傳統偏轉方式進行了氣動效率對比,然后根據實際氣動載荷給出了翼肋結構及驅動器布置方案,最后通過試驗驗證了剛柔混合變彎度后緣機翼結構及蒙皮的變形能力。

首先建立了以翼型中弧線為基礎的機翼變彎度構型參數化幾何描述方法,對應后緣30°的偏轉目標,以翼型升阻比為評價函數,最終優化得到了剛、柔兩部分最優的下偏角度以及柔性部分變彎度曲線,從而得到最優的變彎度構型。

其次通過CFD仿真對比了后緣下偏30°構型,兩種翼型在不同的攻角下的升力系數、升阻比等氣動特性。結果表明,在-4°～8°攻角下,剛柔混合翼型的升力系數、升阻比均優于傳統剛性偏轉翼型,且在小攻角較為明顯,原因是攻角增大后,尾部出現氣流分離導致阻力上升,氣動效率下降。

然后對照飛機實際飛行工況,以單位展長內機翼升力作為優化目標,分別計算了兩種偏轉形式翼型在低速巡航及降落工況下的最優下偏角度。在低速巡航工況下,為提供目標升力,剛柔混合式偏轉機翼只需驅動柔性段下偏8.7°即可滿足要求,而傳統剛性偏轉機翼需將整個后緣段下偏7.3°。在降落工況下,剛柔混合式偏轉機翼需將剛性段偏轉3.78°,柔性段偏轉15°,總體等效偏轉16.1°即可達到優化目標,而傳統剛性偏轉機翼需將整個后緣段下偏29°才可滿足。更進一步地,利用CFD仿真進行了流場特性計算,發現:在大偏角情況下剛柔混合偏轉翼型的優勢更大,降落工況中,其升阻比較傳統剛性偏轉翼型增加78%;氣流分離點位置更靠近翼型后緣,僅為x/c=0.8處,且后緣處的渦結構更小,氣動效率更高。

通過實際氣動載荷計算,給出了上下翼面延弦向的壓力分布,并通過有限元分析確定了翼肋展向厚度及單位展長內布置的翼肋數量。由于單根柔順段翼肋結構重量僅為0.35 kg,且氣動肌腱及控制模快質量均遠低于傳統液壓驅動裝置,因此在結構減重方面也有較大的優勢。

最后介紹了柔順翼肋結構優化的原理及方法,以及剛性轉動段和柔順段的蒙皮設計方法,并進行了模型制造及不考慮氣動載荷情況下的變形能力試驗,通過伺服電機及氣動肌腱分別對剛柔混合偏轉后緣的剛性段及柔性段進行驅動,在剛性段下彎至20°后,氣動肌腱驅動電壓達到6.5 V時,剛柔混合下彎角度達到設計值30°,同時記錄了不同電壓下的變形狀態。