尹維龍

(1.哈爾濱工業(yè)大學復合材料與結構研究所，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，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，但復雜的結構使其一直沒有得到實際應用.為此，一些學者采用多關節(jié)式偏轉后緣的變形方案.Monner［4］提出了一種稱為“可轉動翼肋”機構概念.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“可轉動翼肋”5關節(jié)式變形后緣的結構方案，并討論了后緣變形路徑對氣動特性和驅動力的影響.Icardi［7］設計了一種形狀記憶合金扭轉驅動器驅動的3關節(jié)式準柔性后緣.為了取消了笨重的轉軸，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)偏轉式后緣而言，后緣偏轉量可以直接采用控制面繞鉸鏈轉軸偏轉的角度來衡量;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參考點，也就無法直接來定義偏轉的角度.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.考慮機翼結構的彈性，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)有成熟的控制面結構設計和控制技術，具有低成本、易于結構實現(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)式后緣的結構和變形示意圖

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，除了定義等效偏轉角外，還要給出各個關節(jié)的相對偏轉角.

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

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

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)的相對偏轉角小于傳統(tǒng)控制面的偏轉角，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軸附近出現(xiàn)較大的尖點，上表面的氣流通過轉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)式后緣的轉軸力矩

氣動力作用在關節(jié)轉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)轉軸中心的力矩積分得到.假設各個關節(jié)的相對偏轉角度相等，且各個翼段同時偏轉.圖7為第1個關節(jié)轉軸的氣動力矩隨著關節(jié)相對偏轉角的變化曲線.可以看出，轉軸力矩隨著相對偏轉角線性增加;當變形結束后，氣動力作用在第1個關節(jié)的轉軸力矩隨著關節(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)的轉軸力矩隨著相對偏轉角的變化

4 結論

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)有成熟的控制面結構設計技術和控制技術，具有低成本、易于結構實現(xiàn)等優(yōu)點.關節(jié)式后緣的翼型表面壓力在各個轉軸附近均出現(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動力矩增大的問題，但可借助復合材料和智能驅動材料來克服.本文的研究成果可直接為柔性后緣機翼的結構設計提供必要的技術指導.

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