后緣柔性可變形翼肋模塊設計分析與試驗

雷朝輝，宋 晨,2*，張楨鍇，楊 超

(1.北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191；2.北京航空航天大學 無人系統研究院，北京 100191)

1 引 言

航空業已成為世界上最大的行業之一[1]，微小的技術改進都可帶來顯著的經濟效益。在現有條件下，傳統機翼設計方法仍有諸多局限性。例如傳統機翼由于安定面與操縱面之間不可避免地存在間隙，表面的剛性運動引起的曲率的離散和不連續變化引起了顯著的阻力增量[2]。

自適應機翼的概念最初起源于主動變形的設計思想，而變形飛行器概念和控制裝置的出現甚至早于萊特兄弟的飛機[3]。自適應機翼主要通過改變翼型的彎度，即翼型中弧線的彎曲程度來改變氣動力在整個翼面上的分布，從而達到在各飛行任務環境中提高飛行效率的目的。

自適應機翼有很多優點，比如通過同步非對稱偏轉外翼前段和后段的活動組件改善大迎角橫向操縱性；同步操作機翼彎度和水平尾翼的偏度直接控制升力；增大內端機翼彎度降低大過載飛行時的彎矩；隨外界擾動變化偏轉分段襟翼來降低在不平靜大氣中飛行時的載荷；大大降低雷達反射面積等[4]。

自適應機翼變形設計方案大致可分為3個類型，即面內變形、面外變形和翼型變形。其中，變彎度機翼的變形形式主要包括自適應變彎度前緣機翼和自適應變彎度后緣機翼兩種。

關于自適應變彎度前緣機翼，S.Kota等[5]在美國空軍實驗室提供的基金支持下，以NACA63418翼型為基礎，結合柔性機構進行設計并制造出了可變彎度的前緣柔性結構。……