可變形機(jī)翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及分析

李剛+戈占堃+邊弘曄

摘 要：可變形機(jī)翼可以通過(guò)改變自身形狀實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的調(diào)整，可以顯著提高飛機(jī)升阻比、燃油節(jié)省率及機(jī)動(dòng)性，本文提出了一種可變形機(jī)翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，并進(jìn)行相關(guān)仿真分析。

關(guān)鍵詞：可變形機(jī)翼；結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；空氣動(dòng)力學(xué)分析

中圖分類號(hào)：V249 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

隨著現(xiàn)代航空業(yè)及科學(xué)技術(shù)的不斷發(fā)展，人類對(duì)飛機(jī)的綜合性能提出了更高的要求，如更高的飛行效率、更低的燃油消耗、更長(zhǎng)的航程以及更好的機(jī)動(dòng)性等。可變形機(jī)翼可以根據(jù)飛行任務(wù)的不同，相應(yīng)的改變機(jī)翼的氣動(dòng)外形，從而調(diào)整飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)特性。1985年美國(guó)空軍與NASA共同提出了“任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼”項(xiàng)目。關(guān)于可變形機(jī)翼的相關(guān)研究還有許多，如美國(guó)國(guó)防高級(jí)研究計(jì)劃署與格魯曼公司共同提出的“機(jī)敏機(jī)翼”項(xiàng)目、德國(guó)宇航中心提出的帶狀柔性可變形機(jī)翼等。

盡管在可變形機(jī)翼領(lǐng)域已經(jīng)取得了較多成果，但并沒(méi)有對(duì)某一類可變形機(jī)翼形成系統(tǒng)化的設(shè)計(jì)。而且多數(shù)設(shè)計(jì)方案機(jī)構(gòu)自由度大于1，這意味著機(jī)構(gòu)中需要有兩個(gè)或兩個(gè)以上的驅(qū)動(dòng)，這無(wú)疑增加了機(jī)構(gòu)的重量和控制的難度。

1 可變形機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

平面閉環(huán)連桿機(jī)構(gòu)是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中最常使用的機(jī)構(gòu)之一。其具有諸多優(yōu)點(diǎn)，如承載能力大、傳動(dòng)可靠、自由度確定、耐磨性能優(yōu)良等。本文將以平面閉環(huán)連桿機(jī)構(gòu)為設(shè)計(jì)對(duì)象，進(jìn)行可變形機(jī)翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

可變形機(jī)翼可以形成連續(xù)漸變的彎度，這要求在可變形機(jī)翼中至少有兩個(gè)變形單元，而且在相同的變形方向上必須具有逐漸增大的變形位移。因此，本文提出了一種可變形機(jī)翼的設(shè)計(jì)方案，如圖1（a）所示。

為了機(jī)構(gòu)形狀與傳統(tǒng)機(jī)翼形狀相似，圖1（a）中的位移放大機(jī)構(gòu)進(jìn)行了適當(dāng)?shù)淖冃巍Ｆ渲羞B桿EDF為一個(gè)整體，與連桿CD在點(diǎn)D處鉸接。當(dāng)連桿BC上有一個(gè)逆時(shí)針輸入時(shí)，連桿BC將繞點(diǎn)B進(jìn)行逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，此時(shí)，連桿BC上所有點(diǎn)中，點(diǎn)C的豎直位移最大，由于點(diǎn)C與點(diǎn)C重合，因此連桿CD將獲得最大的豎直位移。在連桿BC上任意選取一點(diǎn)與點(diǎn)E連接，則點(diǎn)E將獲得一個(gè)小于連桿CD的豎直位移。此時(shí)圖1左側(cè)第二個(gè)機(jī)構(gòu)可以實(shí)現(xiàn)位移放大的功能，在點(diǎn)F處將得到同向放大的輸出。利用以上設(shè)計(jì)方法，可以得到如圖1（b）所示的可變形機(jī)翼結(jié)構(gòu)方案。針對(duì)以上可變形機(jī)翼方案，建立其數(shù)學(xué)模型，并在MATLAB中進(jìn)行機(jī)構(gòu)的軌跡仿真，得到圖2的機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)軌跡仿真結(jié)果。從仿真結(jié)果可知，設(shè)計(jì)方案能實(shí)現(xiàn)彎度的連續(xù)漸變，滿足可變形機(jī)翼設(shè)計(jì)要求。

2 可變形機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)分析

空氣動(dòng)力特性是評(píng)價(jià)可變形機(jī)翼設(shè)計(jì)優(yōu)劣的一個(gè)重要指標(biāo)。本文選取美國(guó)國(guó)家航空咨詢委員會(huì)開(kāi)發(fā)的一款型號(hào)為NACA64-015的機(jī)翼作文分析對(duì)象，在專用的NACA機(jī)翼輪廓生成軟件中提取機(jī)翼外輪廓點(diǎn)。目前絕大多數(shù)飛機(jī)采用襟翼的形式來(lái)調(diào)整飛機(jī)的氣動(dòng)特性，襟翼一般安裝在機(jī)翼弦長(zhǎng)的70%處。而可變形機(jī)翼外表面是一個(gè)整體，所以本文將可變形處置于機(jī)翼弦長(zhǎng)的50%處。機(jī)翼末端偏轉(zhuǎn)角均設(shè)為5°。設(shè)來(lái)流速度V0=50m/s，攻角θ=5°，壓強(qiáng)P=101325Pa，空氣密度ρ=1.225kg/m3，溫度T=288K，運(yùn)動(dòng)黏度v=1.461×10-5m2/s。得到如圖3所示的仿真結(jié)果。對(duì)比圖3（a）（b）可知，可變形機(jī)翼末端下方流體流速比傳統(tǒng)機(jī)翼末端下方流體流速慢，根據(jù)流體基本運(yùn)動(dòng)規(guī)律，物體表面流體流速越慢，物體表面局部氣壓越高，氣壓差越大，升力越大。因此通過(guò)氣動(dòng)分析結(jié)果可知，可變形機(jī)翼具有更大的升力。仿真結(jié)果顯示，當(dāng)末端轉(zhuǎn)角均為5°時(shí)，可變形機(jī)翼的升力系數(shù)為0.892，傳統(tǒng)機(jī)翼的升力系數(shù)為0.794，可變形機(jī)翼的升阻比為12.56，傳統(tǒng)機(jī)翼的升阻比為11.34。所以可變形機(jī)翼可以有效調(diào)整飛機(jī)的氣動(dòng)特性。

結(jié)論

（1）本文提出了一種可變形機(jī)翼的設(shè)計(jì)方案，可以實(shí)現(xiàn)機(jī)構(gòu)彎度的連續(xù)調(diào)整。

（2）通過(guò)仿真分析，本文所提出的可變形機(jī)翼方案就有較好的彎度調(diào)節(jié)能力，能使實(shí)現(xiàn)可變形機(jī)翼彎度漸變的目的。

（3）本文對(duì)所提出的可變形機(jī)翼進(jìn)行了空氣動(dòng)力學(xué)分析，分析結(jié)果表明，本文所提出的可變形機(jī)翼可以有效提高飛機(jī)的升阻比。

參考文獻(xiàn)

[1]解江.自適應(yīng)機(jī)翼柔性翼肋的受控運(yùn)動(dòng)學(xué)規(guī)律研究[J].機(jī)械科學(xué)與技術(shù)， 2007（7）：917-921.

[2]楊智春，解江.柔性后緣自適應(yīng)機(jī)翼的概念設(shè)計(jì)[J].航空學(xué)報(bào)，2009（6）： 1028-1034.endprint