基于多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的變彎度機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

石欣桐, 楊宇, 葛文杰, 王志剛, 孫俠生

(1.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所 強(qiáng)度與結(jié)構(gòu)完整性全國重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710065;2.西北工業(yè)大學(xué) 機(jī)電學(xué)院, 陜西 西安 710072; 3.中國航空研究院, 北京 100012)

傳統(tǒng)飛行器通常是針對(duì)某種特定的飛行狀態(tài)進(jìn)行設(shè)計(jì),在該飛行狀態(tài)下能表現(xiàn)出較好的性能,而在其他飛行狀態(tài)下往往氣動(dòng)性能有所下降。為克服傳統(tǒng)飛行器這種單任務(wù)模式的缺點(diǎn),變體飛行器的概念受到了廣泛關(guān)注。變體飛行器可以根據(jù)不同的飛行任務(wù)和飛行環(huán)境改變自身形狀,以獲得實(shí)時(shí)最佳的氣動(dòng)性能,已經(jīng)成為未來先進(jìn)飛行器的重要特征和發(fā)展方向之一[1-3]。

對(duì)于飛機(jī)而言,機(jī)翼是其升力和操縱力的主要來源,機(jī)翼性能的優(yōu)劣直接影響飛機(jī)的飛行性能好壞。因此,對(duì)變體飛機(jī)的研究大部分集中于飛機(jī)變形機(jī)翼領(lǐng)域。其中,通過機(jī)翼變彎度設(shè)計(jì)可以有效地改變機(jī)翼的升阻系數(shù),在縮短起降距離和實(shí)現(xiàn)空中姿態(tài)控制等方面具有重要作用。目前用于操縱機(jī)翼變形的傳統(tǒng)舵面如分離式襟副翼,難以適應(yīng)某些飛行狀態(tài),且其運(yùn)動(dòng)過程中不可避免地存在間隙及翼型連續(xù)變化不穩(wěn)定的問題,這些因素不僅降低了機(jī)翼的氣動(dòng)效率,而且縫隙間尖銳結(jié)構(gòu)與空氣的強(qiáng)烈摩擦?xí)a(chǎn)生較大的噪聲[4-5]。相反地,光滑連續(xù)變彎度后緣可以在有效避免上述問題的條件下使飛機(jī)在整個(gè)飛行包線內(nèi)始終保持最佳的氣動(dòng)性能,從而達(dá)到減少飛機(jī)燃油消耗和空氣污染物排放的最終目的。研究表明,對(duì)于大中型飛機(jī),變彎度后緣能夠在整個(gè)飛行過程中有效提升2%機(jī)翼氣動(dòng)性能,進(jìn)而節(jié)省約3%燃油消耗,每年可以為短途商業(yè)航線節(jié)省約1 000萬美元[6]。

由于變彎度后緣具有巨大的應(yīng)用潛力,國內(nèi)外對(duì)其提出了多種設(shè)計(jì)理念。從實(shí)現(xiàn)的原理上可以劃分為2種,一種是基于剛性鉸鏈連接的機(jī)械式方案,另一種是基于材料彈性變形的柔性方案。近年來以小型飛機(jī)、無人機(jī)為應(yīng)用對(duì)象,涌現(xiàn)出了多種柔性變彎度后緣方案[7-11],這些結(jié)構(gòu)方案具有輕質(zhì)、高可靠性、制造成本較低等優(yōu)勢(shì),但其普遍承載能力有限,工程適用性較差。相較而言,針對(duì)大型商用飛機(jī)變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的研究較少,這是由于大型飛機(jī)變形結(jié)構(gòu)承載與大變形能力之間的沖突更為嚴(yán)峻,對(duì)結(jié)構(gòu)方案成熟度要求更高。歐美各國依托多個(gè)項(xiàng)目支持,不斷推動(dòng)大中型商用飛機(jī)變彎度后緣相關(guān)技術(shù)發(fā)展。近十年來以德國宇航院(DLR)為代表的先進(jìn)研究團(tuán)隊(duì)通過SARISTU項(xiàng)目[12]、潔凈天空計(jì)劃Ⅰ期及Ⅱ期項(xiàng)目[13-14]研發(fā)了多套機(jī)械式變彎度機(jī)翼后緣,并完成了地面測(cè)試及風(fēng)洞試驗(yàn),其研究結(jié)果表明機(jī)械式變彎度后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及選材較為成熟,且驅(qū)動(dòng)方式更易于和傳統(tǒng)飛機(jī)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)相結(jié)合,工程適用性更強(qiáng),是大型飛機(jī)變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)最優(yōu)解決方案之一。

國內(nèi)各高校及研究團(tuán)隊(duì)在變彎度機(jī)翼相關(guān)技術(shù)領(lǐng)域取得了諸多研究成果[15-17],但缺乏以提升未來民用飛機(jī)性能為目標(biāo)的大型飛機(jī)變彎度結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、分析及驗(yàn)證等相關(guān)技術(shù)突破。因此,本文針對(duì)某遠(yuǎn)程公務(wù)機(jī)機(jī)翼,采用機(jī)械式設(shè)計(jì)方案,提出一種基于多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的變彎度機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu),以實(shí)現(xiàn)后緣上偏2°到下偏15°范圍內(nèi)的連續(xù)光滑變形。同時(shí),開展多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)變彎度后緣結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)與樣機(jī)研制,最后通過全尺寸原理樣件對(duì)其變形功能進(jìn)行了地面試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)變彎度后緣總體方案

一般商用飛機(jī)飛行任務(wù)較為標(biāo)準(zhǔn),但隨著燃油消耗導(dǎo)致質(zhì)量改變(質(zhì)量降低約25%),使機(jī)翼實(shí)時(shí)最優(yōu)外形不斷發(fā)生變化,與初始機(jī)翼外形相差較大。如圖1所示,本文以中國航空研究院(CAE)噴氣式遠(yuǎn)程公務(wù)機(jī)為應(yīng)用對(duì)象[18],采用光滑無縫的變彎度后緣,對(duì)該飛機(jī)傳統(tǒng)的機(jī)翼后緣舵面進(jìn)行改進(jìn),從而使后緣在飛行過程中實(shí)時(shí)改變形狀,以期在整個(gè)飛行包線內(nèi)獲得較高的升阻比,提高飛機(jī)燃油效率。

圖1 參考CAE-AVM飛機(jī)模型

為了驗(yàn)證大型飛機(jī)變彎度后緣結(jié)構(gòu)的可實(shí)現(xiàn)性,考慮降低三維機(jī)翼結(jié)構(gòu)的復(fù)雜度,以機(jī)翼等直段作為研究對(duì)象。如圖2所示,選取距離機(jī)身30%展長處的機(jī)翼剖面70%弦長后為變彎度后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)區(qū)域。設(shè)計(jì)輸入?yún)⒖嘉墨I(xiàn)[19],為了提升巡航狀態(tài)下的機(jī)翼氣動(dòng)性能,同時(shí)兼顧起降狀態(tài)時(shí)后緣大角度偏轉(zhuǎn)需求,由CFD分析得到的變彎度后緣所需偏轉(zhuǎn)范圍,即上偏2°至下偏15°。

圖2 變彎度后緣初始形狀及目標(biāo)形狀示意圖

參考初始翼型及目標(biāo)變形,采用一種基于多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的可變形結(jié)構(gòu)對(duì)原本具有承載能力的傳統(tǒng)機(jī)翼后緣翼肋進(jìn)行改造,使其同時(shí)可以作為驅(qū)動(dòng)裝置實(shí)現(xiàn)向上或向下偏轉(zhuǎn),即將結(jié)構(gòu)承載能力和變形驅(qū)動(dòng)能力集成起來,形成變彎度翼肋結(jié)構(gòu)。通過在機(jī)翼后緣沿展向布置多個(gè)變彎度翼肋,當(dāng)翼肋被驅(qū)動(dòng)時(shí)后緣整體上偏或下偏;而當(dāng)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)鎖死,則每個(gè)變彎度翼肋均不發(fā)生變形,后緣在氣動(dòng)載荷作用下保持穩(wěn)定狀態(tài)。

2 多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

參考圖2所示的初始翼型及目標(biāo)翼型,考慮簡單有效的機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)形式,采用由多個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)塊鉸接而成的多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋作為變形執(zhí)行機(jī)構(gòu),如圖3所示。該變彎度翼肋可通過轉(zhuǎn)動(dòng)塊之間相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng),在保持機(jī)翼厚度分布不變的條件下使機(jī)翼后緣變形至不同的目標(biāo)形狀。為降低驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的復(fù)雜程度,多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋是由3個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)塊構(gòu)成的單自由度系統(tǒng),即如果限制了某個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)塊運(yùn)動(dòng),則翼肋不會(huì)產(chǎn)生變形;反之如果驅(qū)動(dòng)任意一個(gè)活動(dòng)塊,則其余部分隨動(dòng)。

圖3 多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋結(jié)構(gòu)示意圖

圖3中A,B,C3個(gè)鉸點(diǎn)均位于機(jī)翼弦線上(分別為70%,80%,90%弦長處),變彎度翼肋與機(jī)翼固定部分通過鉸點(diǎn)A相連,塊B0與非相鄰塊B2通過連桿L1相連,塊B1與塊B3通過連桿L2相連。對(duì)于該單自由度機(jī)構(gòu),當(dāng)連桿L1,L2與被連接塊的鉸接位置確定后,機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)規(guī)律被唯一確定。因此,為了使變彎度翼肋能夠?qū)崿F(xiàn)目標(biāo)變形,需要對(duì)連桿鉸接位置進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。如圖4所示,以位于中弦線上的鉸點(diǎn)坐標(biāo)(鉸點(diǎn)A,B,C位置)作為初始參量,對(duì)多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋建立機(jī)構(gòu)學(xué)等效模型并進(jìn)行運(yùn)動(dòng)規(guī)律分析。

圖4 多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋等效模型

首先,對(duì)四連桿ADBF進(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)分析。設(shè)A點(diǎn)坐標(biāo)為(xa,ya),D點(diǎn)坐標(biāo)(xd,yd),F點(diǎn)坐標(biāo)(xf,yf),B點(diǎn)坐標(biāo)(xb,yb),其中坐標(biāo)軸x1和x2的夾角為θ1(逆時(shí)針取正),AD長度為LAD(沿x2軸正方向?yàn)檎?。

依據(jù)旋轉(zhuǎn)矩陣法,將x1y1坐標(biāo)下A點(diǎn)的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換到x2y2坐標(biāo)系下,則得到旋轉(zhuǎn)矩陣K12

(1)

則有

(2)

同理可以得到以下旋轉(zhuǎn)矩陣

由以上坐標(biāo)變換回到x1y1坐標(biāo)下時(shí),A點(diǎn)的坐標(biāo)應(yīng)保持不變,則有

(6)

即得到

K41K34K23K12=E

(7)

將(7)式展開后得到(8)式,同理對(duì)四連桿EBGC進(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)分析,可得到(9)式。

由于B,E,F三點(diǎn)均在B1塊,故機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)過程中,BE轉(zhuǎn)角和BF轉(zhuǎn)角相同,即為

Δθ4=Δθ5

(10)

通過(8)～(10)式可建立多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)等效模型。當(dāng)模型中點(diǎn)D,E,F,G的坐標(biāo)確定后,可以唯一描述多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋運(yùn)動(dòng)軌跡。

基于多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋運(yùn)動(dòng)學(xué)等效模型,借助Matlab中遺傳算法優(yōu)化模塊求解各連桿鉸點(diǎn)位置坐標(biāo),計(jì)算流程如圖5所示。首先,依據(jù)初始翼型確定已知鉸點(diǎn)坐標(biāo)及未知鉸點(diǎn)坐標(biāo)取值范圍,假設(shè)篩選出一組D,E,F,G坐標(biāo)參數(shù),則多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型已知,當(dāng)B1塊(模型中AB桿)轉(zhuǎn)動(dòng)較小的角度(程序中默認(rèn)每次迭代改變0.01°),借助Matlabfsolve函數(shù)求解機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型,即可獲得轉(zhuǎn)動(dòng)后模型中各鉸點(diǎn)的新坐標(biāo)。再次以此為初值,通過不斷迭代直至偏轉(zhuǎn)目標(biāo)角度。

圖5 多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)算法流程圖

同時(shí),該優(yōu)化算法將提高后緣變形光滑連續(xù)程度作為優(yōu)化目標(biāo),在迭代過程中通過求解活動(dòng)塊之間相對(duì)轉(zhuǎn)角,以平均值最小作為篩選最優(yōu)鉸點(diǎn)位置的目標(biāo)函數(shù),從而在全局范圍內(nèi)搜索得到連桿鉸接位置最優(yōu)解,優(yōu)化得到的多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋模型及其變形結(jié)果如圖6所示。

圖6 多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)等效模型及變形結(jié)果

圖6a)～6b)分別為多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)向下及向上變形結(jié)果,其中紅色線條表示機(jī)構(gòu)的初始狀態(tài),藍(lán)色線條表示機(jī)構(gòu)變形后狀態(tài)。從圖中可以看出,通過本文建立的多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)優(yōu)化算法,計(jì)算得到的機(jī)構(gòu)等效模型可實(shí)現(xiàn)目標(biāo)偏轉(zhuǎn),且多個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)塊相對(duì)轉(zhuǎn)角較為平均,變形效果光滑連續(xù)。

3 變彎度后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析

3.1 多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)變彎度后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

首先,根據(jù)多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋等效模型優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果和圖2所示后緣設(shè)計(jì)區(qū)域,在CATIA中進(jìn)行變彎度機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)?？紤]機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)中可能存在的干涉問題,通過CATIA DMU進(jìn)行機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真,以校核變彎度翼肋機(jī)械設(shè)計(jì)結(jié)果。仿真結(jié)果如圖7所示,在不考慮摩擦等因素影響下,多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋可以實(shí)現(xiàn)目標(biāo)變形,且后緣外形光滑連續(xù),變形過程中未出現(xiàn)卡滯等現(xiàn)象。

圖7 多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真結(jié)果

依據(jù)變形翼肋設(shè)計(jì)結(jié)果及運(yùn)動(dòng)軌跡,采用基于齒輪導(dǎo)桿的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu),與旋轉(zhuǎn)電機(jī)組合構(gòu)成簡單高效的變形驅(qū)動(dòng)系統(tǒng),如圖8所示。該驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)由旋轉(zhuǎn)電機(jī)、盤式齒輪、絲杠及驅(qū)動(dòng)塊等部分組成。通過盤式齒輪和絲杠,將電機(jī)輸出的旋轉(zhuǎn)力矩轉(zhuǎn)化為直線驅(qū)動(dòng)力,驅(qū)動(dòng)槽口中的驅(qū)動(dòng)塊上下運(yùn)動(dòng),從而帶動(dòng)與變形翼肋相連的驅(qū)動(dòng)桿運(yùn)動(dòng),使電機(jī)驅(qū)動(dòng)力傳遞至多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋上,進(jìn)而使其在承受外部載荷的同時(shí)由初始狀態(tài)偏轉(zhuǎn)至目標(biāo)形狀。該系統(tǒng)中絲杠和驅(qū)動(dòng)塊構(gòu)成的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)具有自鎖功能,因此能夠使變彎度翼肋鎖定在任意位置,同時(shí)盤式齒輪除傳遞驅(qū)動(dòng)力,還具有減速作用。

圖8 基于齒輪導(dǎo)桿的驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)

結(jié)合多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋及驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案,建立弦向全尺寸變彎度后緣原理樣件模型,如圖9所示。其中,翼肋采用薄殼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)并增加開孔,以在保證機(jī)構(gòu)完整性的同時(shí)達(dá)到減重的目的。為增加變彎度后緣結(jié)構(gòu)剛度,在多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋間布置T型界面加強(qiáng)桁條,接頭與兩側(cè)翼肋固接。此外,各個(gè)翼肋配備可獨(dú)立控制的驅(qū)動(dòng)系統(tǒng),分別布置在多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋附近,驅(qū)動(dòng)電機(jī)通過支座固定在非轉(zhuǎn)動(dòng)塊上。對(duì)變彎度后緣而言,分布式控制的最大優(yōu)勢(shì)是既可以實(shí)現(xiàn)后緣同步變形,也可以通過翼肋差動(dòng)變形實(shí)現(xiàn)機(jī)翼沿展向扭轉(zhuǎn),使機(jī)翼具備載荷控制潛力。

圖9 多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)變彎度后緣原理樣件CATIA模型

3.2 變形能力和驅(qū)動(dòng)力分析

為了分析結(jié)構(gòu)在承載下的變形能力和驅(qū)動(dòng)力,建立了圖10所示的多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)變彎度后緣仿真模型。在模型中蒙皮采用橡膠和鋁合金的組合方案[20],以實(shí)現(xiàn)變形過程和施加氣動(dòng)載荷。翼肋及桁條結(jié)構(gòu)材料為典型的2024鋁合金,采用殼單元模擬。連接桿及驅(qū)動(dòng)桿為45#鋼,采用梁單元模擬。在模型左側(cè)和驅(qū)動(dòng)桿左端施加固定約束。利用CFD計(jì)算獲得飛機(jī)起降(+15°)及巡航階段(-2°,0°,+5°)典型載荷工況的氣動(dòng)載荷,在上下蒙皮施加法向壓強(qiáng)進(jìn)行模擬。

圖10 多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)變彎度后緣結(jié)構(gòu)仿真模型

圖11為不同工況下變彎度后緣結(jié)構(gòu)的變形與目標(biāo)外形的對(duì)比結(jié)果。從圖中可以看出,受氣動(dòng)載荷影響,模擬獲得的變形情況和目標(biāo)變形存在一定誤差。但是誤差較小,最大誤差在0°巡航狀態(tài),僅約1.06°。

圖11 承載條件下變彎度后緣變形仿真結(jié)果

為了對(duì)電機(jī)驅(qū)動(dòng)力進(jìn)行分析,首先提取驅(qū)動(dòng)桿左側(cè)的支反力,利用(11)式中滾珠絲杠力矩計(jì)算公式[21],得到圖8中絲杠的扭矩T1。然后根據(jù)(12)式中盤式齒輪力矩傳遞規(guī)律,估算得到不同工況下所需提供的驅(qū)動(dòng)力矩T2,如表1所示。

表1 不同工況下的電機(jī)驅(qū)動(dòng)力

式中:F和L分別為支反力和絲杠導(dǎo)程(螺距),該絲杠導(dǎo)程為2.5 mm;n為絲杠的效率,此處取值為0.94;N1和N2分別為垂直與水平傘齒輪的齒輪數(shù),N1為42,N2為21。

表1為單個(gè)電機(jī)的輸出力矩,可以看出,后緣下偏時(shí)驅(qū)動(dòng)力矩大于上偏狀態(tài),且當(dāng)后緣處于下偏5°巡航工況時(shí),電機(jī)所需提供的力矩最大,約為3.2 Nm。

此外,進(jìn)一步分析不同承載工況下變彎度后緣的應(yīng)力分布情況。各工況下結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布規(guī)律相似,而在5°巡航時(shí)應(yīng)力值最大。

表2給出了該狀態(tài)下各典型部件的應(yīng)力分布和最大應(yīng)力值。可以看出,在各轉(zhuǎn)動(dòng)塊之間、桁條與轉(zhuǎn)動(dòng)塊之間的連接區(qū)域應(yīng)力較為集中,且在翼肋和肋條上的最大應(yīng)力值高于驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。同時(shí),各部件最大應(yīng)力值明顯小于典型鋁合金和45#鋼的屈服強(qiáng)度(約320 MPa和355 MPa)。上述結(jié)果表明,該變彎度后緣結(jié)構(gòu)在承受氣動(dòng)載荷過程中材料未發(fā)生破壞,保證了結(jié)構(gòu)在變形過程中的安全性。

表2 巡航工況下(+5°)下典型部件的應(yīng)力分布

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

通過3D打印制備變彎度后緣縮比樣件,材料為聚酰胺樹脂。利用一對(duì)永磁同步伺服電機(jī)對(duì)其進(jìn)行變形驅(qū)動(dòng),同時(shí)采用非接觸式光學(xué)三維測(cè)量系統(tǒng)對(duì)實(shí)際偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)行測(cè)量,如圖12所示。從圖中可以看出,縮比模型可實(shí)現(xiàn)-5.37°～15.09°的變形,滿足設(shè)計(jì)目標(biāo)(誤差小于1%),驗(yàn)證了本文設(shè)計(jì)方法的有效性。

圖12 多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)變彎度后緣縮比樣件變形功能試驗(yàn)

隨后建立了全尺寸(弦向)變彎度后緣樣機(jī)地面功能演示平臺(tái),如圖13所示。該驗(yàn)證平臺(tái)包括全尺寸多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)變彎度后緣結(jié)構(gòu)、驅(qū)動(dòng)控制系統(tǒng)以及試驗(yàn)夾具。后緣結(jié)構(gòu)中變形翼肋及加強(qiáng)桁條部分材料為鋁合金,連接件及驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)材料為結(jié)構(gòu)鋼?？刂葡到y(tǒng)采用開環(huán)控制,通過PLC編程建立旋轉(zhuǎn)電機(jī)輸出轉(zhuǎn)角和后緣偏轉(zhuǎn)角度之間的驅(qū)動(dòng)關(guān)系,并形成人機(jī)友好的觸屏控制界面,集成于控制箱內(nèi)。

圖13 多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)變彎度后緣演示驗(yàn)證平臺(tái)

圖14為全尺寸樣件的變形結(jié)果,該樣機(jī)實(shí)際可實(shí)現(xiàn)上偏3.9°至下偏12.5°光滑連續(xù)變形。變形能力與設(shè)計(jì)目標(biāo)存在一定誤差,下偏時(shí)誤差為16.7%,主要是由機(jī)械加工及裝配誤差引起的運(yùn)動(dòng)間隙,以及該樣件配置的電機(jī)輸出力矩有限所致。但相較于已發(fā)表的文獻(xiàn)[22]中實(shí)現(xiàn)的變形能力(最大下偏角度為5°),本文的樣件變形能力已有明顯提高。

圖14 全尺寸多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)變彎度后緣樣機(jī)功能試驗(yàn)

5 結(jié) 論

本文從變彎度機(jī)翼后緣概念設(shè)計(jì)出發(fā),建立了基于多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的變彎度后緣結(jié)構(gòu)及驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案,并通過地面演示驗(yàn)證平臺(tái)對(duì)多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)變彎度后緣原理樣件變形功能進(jìn)行了初步驗(yàn)證。具體結(jié)論為:

1) 本文建立的多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋參數(shù)化優(yōu)化設(shè)計(jì)方法,可以根據(jù)參考翼型及后緣目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度,給出能夠較好實(shí)現(xiàn)光滑連續(xù)變形的多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)解決方案。

2) 仿真結(jié)果表明典型承載條件下結(jié)構(gòu)變形與目標(biāo)變形最大誤差約1.06°,下偏時(shí)電機(jī)驅(qū)動(dòng)力高于上偏狀態(tài),且在下偏5°時(shí)所需驅(qū)動(dòng)力最大。

3) 通過地面變形功能試驗(yàn)說明多節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)變彎度后緣原理樣機(jī)可實(shí)現(xiàn)上偏3.9°至下偏12.5°連續(xù)光滑變形,該方案為大型飛機(jī)變彎度后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供了參考。