關節(jié)式準柔性后緣翼型的氣動特性分析

尹維龍

(1.哈爾濱工業(yè)大學復合材料與結(jié)構(gòu)研究所，哈爾濱150080，yinweilongbj@sina.com.cn; 2.哈爾濱工業(yè)大學力學博士后流動站，哈爾濱150080)

目前，絕大多數(shù)飛行器的副翼和襟翼均通過機械式鉸鏈裝置使控制面產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)來改變機翼的彎度，進而改變機翼的氣動升力.但是，傳統(tǒng)控制面偏轉(zhuǎn)時，機翼表面斜率發(fā)生突變，易產(chǎn)生氣流分離，降低控制面的操縱效率［1］.為此，人們提出了一種柔性后緣可變彎度機翼的概念.柔性后緣機翼采用了柔性蒙皮技術(shù)，使得后緣在變形過程中機翼表面始終保持光滑和連續(xù)，改善了機翼表面的壓力分布，提高了氣動效率［2－3］;同時，可變彎度變形機翼在變形過程中機翼表面始終處于無縫狀態(tài)，大大地減少了雷達回波，從根本上提高了飛行器的隱身性能.早在1920年就出現(xiàn)了可滑動后部大梁的變彎度機翼，但復雜的結(jié)構(gòu)使其一直沒有得到實際應用.為此，一些學者采用多關節(jié)式偏轉(zhuǎn)后緣的變形方案.Monner［4］提出了一種稱為“可轉(zhuǎn)動翼肋”機構(gòu)概念.馬里蘭大學的研究人員［5］設計了一種機械式“多節(jié)式”可變彎度機翼.楊智春等［6］也驗證了“可轉(zhuǎn)動翼肋”5關節(jié)式變形后緣的結(jié)構(gòu)方案，并討論了后緣變形路徑對氣動特性和驅(qū)動力的影響.Icardi［7］設計了一種形狀記憶合金扭轉(zhuǎn)驅(qū)動器驅(qū)動的3關節(jié)式準柔性后緣.為了取消了笨重的轉(zhuǎn)軸，Barbarino［8］提出了一種翼段通過柔性鉸鏈來連接的4關節(jié)式后緣.本文從翼面壓力分布和轉(zhuǎn)軸力矩的角度分析多關節(jié)后緣的利與弊.

1 柔性后緣的氣動特性

對于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)式后緣而言，后緣偏轉(zhuǎn)量可以直接采用控制面繞鉸鏈轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)的角度來衡量;而對于柔性后緣而言，其變形后的外形是曲線，無法找到固定的旋轉(zhuǎn)參考點，也就無法直接來定義偏轉(zhuǎn)的角度.目前，大多數(shù)學者參照文獻［9］提出的方法來定義柔性可變后緣彎度機翼的等效后緣偏角(以下簡稱為后緣偏角)，表達式如下:

其中:hT為后緣尾緣點的垂直位移，cF為柔性后緣的長度(一般占翼型弦長的20～30%).

假設來流為無粘流［10］，可以采用面元法來計算翼型的翼面壓力和升力［11］.下列算例均采用NACA0012翼型，變形后緣長度為弦長的30%.假定柔性后緣和傳統(tǒng)后緣的偏轉(zhuǎn)角均為10°(向下)，圖1為不同形狀后緣的翼型表面壓力分布曲線.可以看出，傳統(tǒng)后緣在偏轉(zhuǎn)軸處出現(xiàn)壓力尖點，而柔性后緣的翼型上、下表面壓力分布在變形部分比較平緩，且壓力峰值出現(xiàn)在變形起始點之后(壓力峰值點后移)，可以預見帶有柔性后緣的翼型氣流分離點將后移.還可以看出，柔性后緣在翼型后緣部分形成了更大的局部加載，因而在相同的后緣偏角下所產(chǎn)生的升力也就越大(翼型上、下表面壓力所圍成的面積).

圖1 柔性后緣與傳統(tǒng)后緣的翼型壓力分布

圖2(a)為不同形狀后緣的翼型升力隨著攻角的變化曲線.可看出，在相同的攻角和偏轉(zhuǎn)角下，柔性后緣的翼型升力系數(shù)比傳統(tǒng)后緣提高了0.27左右;在相同攻角下，產(chǎn)生同樣升力所需后緣偏角，柔性后緣比傳統(tǒng)后緣小2°.圖2(b)為不同形狀后緣的翼型俯仰力矩系數(shù)隨著攻角的變化曲線.柔性后緣的翼型低頭俯仰力矩比傳統(tǒng)后緣增加了68%左右，是由于柔性后緣在翼型后部形成更大的局部加載造成的.考慮機翼結(jié)構(gòu)的彈性，過大的低頭力矩會降低控制面的操縱效率［6］.

圖2 不同形狀后緣的翼型氣動特性(偏轉(zhuǎn)角為10°)

綜上所述，柔性后緣給翼型氣動特性帶來的好處主要有:柔性后緣的翼型表面氣動壓力分布趨于平緩，產(chǎn)生同樣的升力所需后緣偏角小于傳統(tǒng)后緣;但是，柔性后緣會產(chǎn)生較大的低頭力矩.

2 關節(jié)式準柔性后緣的氣動特性

圖3所示的多關節(jié)式準柔性后緣可充分運用現(xiàn)有成熟的控制面結(jié)構(gòu)設計和控制技術(shù)，具有低成本、易于結(jié)構(gòu)實現(xiàn)等優(yōu)點，一旦變形方案在實驗室內(nèi)獲得成功，很容易應用到工程實際中去.

圖3 關節(jié)式后緣的結(jié)構(gòu)和變形示意圖

對于多關節(jié)式后緣而言，其后緣偏角不能唯一地確定后緣的變形形狀.因為兩點之間的直線是唯一的，但曲線可以有很多條.因此，對于多關節(jié)式后緣，除了定義等效偏轉(zhuǎn)角外，還要給出各個關節(jié)的相對偏轉(zhuǎn)角.

設各個關節(jié)的相對偏轉(zhuǎn)角相等，且后緣各片段等長，則相對偏轉(zhuǎn)角與等效偏轉(zhuǎn)角間的關系為

其中:n為后緣關節(jié)數(shù)，βR為各關節(jié)的相對偏轉(zhuǎn)角.假設βR和βE均是小角度，那么相對偏轉(zhuǎn)角可以簡化為

由式(3)可以看出，βR＜βE.正是由于后緣采用多關節(jié)式形式，各關節(jié)的相對偏轉(zhuǎn)角小于傳統(tǒng)控制面的偏轉(zhuǎn)角，這樣使得變形后的后緣翼型表面趨于光滑.

圖4為不同關節(jié)數(shù)后緣的翼型表面壓力分布曲線.可以看出，傳統(tǒng)式后緣(1個關節(jié))的翼型表面壓力在轉(zhuǎn)軸附近出現(xiàn)較大的尖點，上表面的氣流通過轉(zhuǎn)軸位置時要克服很大的逆壓梯度，這樣會導致氣流的過早分離.當后緣采用2個關節(jié)時，翼型表面壓力在兩個轉(zhuǎn)軸附近均出現(xiàn)尖點，但這兩個尖點的高度比單節(jié)后緣要低得多.以此類推，對于多關節(jié)后緣，翼型表面壓力在各個轉(zhuǎn)軸附近均出現(xiàn)尖點，但尖點高度隨著節(jié)數(shù)的增加而逐漸降低.當關節(jié)數(shù)為5時，翼型表面壓力的尖點已經(jīng)非常低了;當關節(jié)數(shù)為10時，翼型表面壓力分布已和柔性后緣相差無幾了(圖1中的柔性后緣壓力分布).同時，產(chǎn)生相同升力所需的后緣偏角隨著后緣關節(jié)數(shù)的增加而減小，如圖5，俯仰力矩(低頭)是隨后緣關節(jié)數(shù)的增加而逐漸增大的，如圖6.

由此可見，后緣的關節(jié)數(shù)越多，相對偏轉(zhuǎn)角越小，翼型表面曲率的突變程度越低，相應表面的壓力尖點越低.但是，多關節(jié)式后緣也無法克服柔性后緣帶來的俯仰力矩偏大的問題.這個問題可以通過配合前緣控制面的變形來克服.

圖4 后緣關節(jié)數(shù)對翼型表面壓力的影響(α=0°，CL=1.53)

圖5 后緣偏角隨著后緣關節(jié)數(shù)的變化

圖6 俯仰力矩隨著后緣關節(jié)數(shù)的變化

3 關節(jié)式后緣的轉(zhuǎn)軸力矩

氣動力作用在關節(jié)轉(zhuǎn)軸上的力矩可以通過翼面壓力(關節(jié)位置到后緣尾緣點)對該關節(jié)轉(zhuǎn)軸中心的力矩積分得到.假設各個關節(jié)的相對偏轉(zhuǎn)角度相等，且各個翼段同時偏轉(zhuǎn).圖7為第1個關節(jié)轉(zhuǎn)軸的氣動力矩隨著關節(jié)相對偏轉(zhuǎn)角的變化曲線.可以看出，轉(zhuǎn)軸力矩隨著相對偏轉(zhuǎn)角線性增加;當變形結(jié)束后，氣動力作用在第1個關節(jié)的轉(zhuǎn)軸力矩隨著關節(jié)數(shù)的增加而增大，5關節(jié)后緣第1個關節(jié)的最終轉(zhuǎn)軸力矩比1個關節(jié)后緣(傳統(tǒng)偏折式后緣)增大了87%.

圖7 第1個關節(jié)的轉(zhuǎn)軸力矩隨著相對偏轉(zhuǎn)角的變化

4 結(jié)論

柔性后緣的翼型表面氣動壓力分布趨于平緩，產(chǎn)生同樣的升力所需后緣偏角小于傳統(tǒng)后緣;但是，柔性后緣會產(chǎn)生比較大的低頭力矩.多關節(jié)式準柔性后緣充分運用了現(xiàn)有成熟的控制面結(jié)構(gòu)設計技術(shù)和控制技術(shù)，具有低成本、易于結(jié)構(gòu)實現(xiàn)等優(yōu)點.關節(jié)式后緣的翼型表面壓力在各個轉(zhuǎn)軸附近均出現(xiàn)尖點，但尖點高度隨著節(jié)數(shù)的增加而逐漸降低，產(chǎn)生相同升力所需的后緣偏角隨著后緣關節(jié)數(shù)的增加而減小;但是，俯仰力矩(低頭)是隨著后緣關節(jié)數(shù)的增加而逐漸增大的，第1個關節(jié)的轉(zhuǎn)軸力矩隨著關節(jié)數(shù)的增加而逐漸增大.

雖然多關節(jié)式后緣存在關節(jié)增多帶來重量增加和驅(qū)動力矩增大的問題，但可借助復合材料和智能驅(qū)動材料來克服.本文的研究成果可直接為柔性后緣機翼的結(jié)構(gòu)設計提供必要的技術(shù)指導.

［1］PARKER H F.The parker variable camber wing，NACA－77［R］.［S.l.］:NACA，1930.

［2］邱濤，何剛.自適應機翼—后緣變彎度機翼結(jié)構(gòu)設計原理初探［C］//航空飛行器發(fā)展與空氣動力學研討會論文集.北京:中國航空學會，2006:110－114.

［3］ROH J H，KIM K S，LEE I.Shape adaptive airfoil actuated by a shape memory alloy and its aerodynamic characteristics［J］.Mechanics of Advanced Materials and Structures，2009，16(3):260－274.

［4］MONNER H P.Realization of an optimized wing camber by using form variable flap structures［J］.Aerospace Science Technology，2001，5(7):445－455.

［5］POONSONG P.Design and analysis of a multi－section variable camber wing［D］.Maryland:University of Maryland，2004.

［6］楊智春，解江.柔性后緣自適應機翼的概念設計［J］.航空學報，2009，30(6):1028－1034.

［7］ICARDI U，F(xiàn)ERRERO L.Preliminary study of an adaptive wing with shape memory alloy torsion actuators［J］.Materials and Design，2009，30:4200－4210.

［8］BARBARINO S，PECORA R，LECCE L，et al.A novel sma-based concept for airfoil structural morphing［J］.Journal ofMaterialsEngineering and Performance，2009，18(5－6):696－705.

［9］GANDHI F，ANUSONTI-INTHRA P.Skin design studies for variable camber morphing airfoils［J］.Smart Mater Struct，2008，17:1－8.

［10］ANDERSON J D.Fundamentals of aerodynamics［M］.New York:McGraw—Hill，1984:189－274.

［11］SANDERS B，EASTEP F E，F(xiàn)ORSTER E.Aerodynamic and aeroelastic characteristics of wings with conformal control surfaces for morphing aircraft［J］.Journal of Aircraft，2003，40(1):94－99.