冒 森， 楊 超， 謝長川， 孟 楊

(1.成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司技術(shù)中心，成都 510100;2.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

從萊特兄弟1903年第一架飛機(jī)的試飛成功開始，優(yōu)化飛機(jī)的氣動性能，實(shí)現(xiàn)更為高效、機(jī)動及安全的飛行一直是飛機(jī)研制的重點(diǎn)。未來飛行器朝飛行任務(wù)多樣化、飛行條件多變以及實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)飛機(jī)的飛行性能等方向發(fā)展，傳統(tǒng)機(jī)翼已無法始終保持飛行過程中所需的最佳氣動外形。變彎度機(jī)翼無論從基礎(chǔ)的空氣動力學(xué)方面還是工程實(shí)用角度都具有極大潛力[1-2]，采用變彎度機(jī)翼自適應(yīng)技術(shù)的飛行器能依據(jù)飛行環(huán)境和任務(wù)的變化實(shí)時(shí)調(diào)整機(jī)翼彎度來提高飛行效率，增強(qiáng)機(jī)動性，以適應(yīng)復(fù)雜多變的任務(wù)環(huán)境，被認(rèn)為是未來實(shí)現(xiàn)航空技術(shù)新突破的主要研究方向之一。

從以往的研究可以看出，變彎度機(jī)翼的研究方法主要有仿真計(jì)算和試驗(yàn)研究兩方面。仿真計(jì)算具有成本低、速度快、精度高等優(yōu)點(diǎn)，在初始設(shè)計(jì)階段和后期結(jié)構(gòu)優(yōu)化方面發(fā)揮了重要作用。Fujiwara等[3]以可變后緣的遠(yuǎn)程寬體跨音速客機(jī)為研究對象，采用CFD/CSD流固耦合計(jì)算并優(yōu)化了機(jī)翼后緣氣動外形和翼盒結(jié)構(gòu)，使得巡航狀態(tài)下全機(jī)減少了4.7%的燃油消耗。聶雪媛等[4]通過相似的方法研究柔性飛行器大變形時(shí)的靜氣動彈性問題。李哲等[5]利用幾何拓?fù)涞姆椒▽θ嵝宰儚澏葯C(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。Mao等[6]基于幾何精確渦格法對采用壓電片驅(qū)動的變后緣二維翼段進(jìn)行分析，很好地描述了壓電變彎度機(jī)翼的氣動非線性特性。倪迎鴿等[7]則是通過有理函數(shù)擬合非定常氣動力研究了具有鉸鏈間隙的折疊變形機(jī)翼的非線性氣動彈性時(shí)域響應(yīng)。但變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)普遍難以建立精確的數(shù)學(xué)模型，并且變彎度機(jī)翼實(shí)際變形能力有限，這導(dǎo)致仿真計(jì)算結(jié)果和實(shí)際結(jié)果差距比較大。因此，仿真計(jì)算不能作為判斷變彎度機(jī)翼設(shè)計(jì)的唯一標(biāo)準(zhǔn)，需要和試驗(yàn)分析相結(jié)合。

試驗(yàn)研究作為變形機(jī)翼主要的研究手段一直也是變彎度機(jī)翼的研究熱點(diǎn)。試驗(yàn)主要有地面試驗(yàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)三種。地面試驗(yàn)主要目的是驗(yàn)證機(jī)翼的變彎度功能。Campanile等[8]基于柔順機(jī)構(gòu)提出了帶肋變形結(jié)構(gòu)，用碳纖維和金屬鉸鏈制造帶肋結(jié)構(gòu)，并在試驗(yàn)中驗(yàn)證了變形能力。Icardi等[9]設(shè)計(jì)并制作了形狀機(jī)翼合金(SMA)驅(qū)動的柔性蒙皮變體機(jī)翼模型，機(jī)翼結(jié)構(gòu)由夾心盒段、柔性蒙皮和柔性翼肋組成，能夠?qū)崿F(xiàn)機(jī)翼整體彎曲和局部表面變形。王曉宏[10]設(shè)計(jì)了一種利用形狀記憶合金驅(qū)動的可連續(xù)變彎度機(jī)翼機(jī)構(gòu)，將SMA絲布置于波紋狀主動變形結(jié)構(gòu)的谷底位置，通過形狀記憶合金變形驅(qū)動整個(gè)結(jié)構(gòu)變形。這些地面試驗(yàn)直觀地反映所設(shè)計(jì)機(jī)翼的變形能力，但是沒有引入氣動載荷，其真實(shí)變形能力需要后續(xù)的風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)一步驗(yàn)證。飛行試驗(yàn)是驗(yàn)證設(shè)計(jì)可行性的直接方案。NASA將可連續(xù)變彎度機(jī)翼機(jī)構(gòu)與機(jī)翼固定盒段連接成為一個(gè)整體，機(jī)翼表面覆蓋可變形蒙皮，將其運(yùn)用到F-111飛機(jī)上，并進(jìn)行了多次飛行驗(yàn)證試驗(yàn)，均取得了圓滿成功[11-12]。Probst等[13]采用MFC(Macro Fiber Composite)作為驅(qū)動器，在空中對展長為0.5 m的無人機(jī)進(jìn)行彎曲控制。飛行試驗(yàn)是變彎度機(jī)翼進(jìn)行實(shí)際運(yùn)用的最終手段，但是由于重復(fù)性差、準(zhǔn)備周期長，并不適合于初步設(shè)計(jì)階段。風(fēng)洞試驗(yàn)可以準(zhǔn)確測量包括氣動特性和驅(qū)動功率，實(shí)際變形位移等變彎度機(jī)翼關(guān)注的物理量，具有重復(fù)性好、測控精度高等優(yōu)點(diǎn)，在試驗(yàn)研究中承擔(dān)承前啟后的作用，因此絕大多數(shù)變彎度機(jī)翼的實(shí)驗(yàn)研究都集中在這一階段。Woods等[14-15]提出了一種魚骨主動變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)。風(fēng)洞性能測試表明，這種結(jié)構(gòu)能夠提供很大的向上向下偏轉(zhuǎn)變形的能力，并且對驅(qū)動能力要求較低。2015年，歐盟FP7項(xiàng)目開展了基于柔性結(jié)構(gòu)技術(shù)的機(jī)翼翼尖變形裝置的風(fēng)洞驗(yàn)證[16]。Jenett等[17]公布一款模塊機(jī)翼，該機(jī)翼可實(shí)現(xiàn)翼展方向的連續(xù)扭轉(zhuǎn)變形。采用柔性臂實(shí)現(xiàn)翼尖扭轉(zhuǎn)驅(qū)動，并在風(fēng)洞試驗(yàn)中證明其相對傳統(tǒng)機(jī)翼具有更加優(yōu)越的滾轉(zhuǎn)效率。劉逸峰等[18]設(shè)計(jì)了一種基于SMA驅(qū)動器厚度可變的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，并進(jìn)行了地面加載和風(fēng)洞試驗(yàn)，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)方案的可行性?？梢钥闯鲈谘芯砍跗?，風(fēng)洞試驗(yàn)可以快速準(zhǔn)確的提供一些初始數(shù)據(jù)，為變彎度機(jī)翼初步設(shè)計(jì)提供重要的參考。另一方面，不同形式的變彎度機(jī)翼在風(fēng)洞試驗(yàn)需求上并沒有顯著區(qū)別，因此開發(fā)可靠準(zhǔn)確的變彎度機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)平臺，也是研究變彎度機(jī)翼的重要研究方向。

對于變彎度機(jī)翼的設(shè)計(jì)方案，國內(nèi)外都開展了廣泛而深入的研究。從現(xiàn)有的研究成果來看，變彎度機(jī)翼設(shè)計(jì)可以大致分為基于傳統(tǒng)材料的機(jī)翼設(shè)計(jì)和基于新一代智能材料的機(jī)翼設(shè)計(jì)兩大類?，F(xiàn)階段在全尺寸飛機(jī)上得到飛行驗(yàn)證的只有美國 FlexSys Inc.的無縫后緣變形方案[19-20]和歐盟Saristu的自適應(yīng)變形后緣方案[21-23]兩種，而這兩種方案都是基于傳統(tǒng)材料和常規(guī)驅(qū)動的變彎度機(jī)翼設(shè)計(jì)。側(cè)面反映出當(dāng)前階段智能變形機(jī)翼從技術(shù)成熟度和結(jié)構(gòu)可靠性角度還是有所欠缺的。因此，本文設(shè)計(jì)了一種基于傳統(tǒng)材料的剛性分段后緣變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)(簡稱剛性變彎度機(jī)翼)，以此作為風(fēng)洞試驗(yàn)的研究平臺。該機(jī)翼結(jié)構(gòu)共分為四個(gè)翼盒，各個(gè)翼盒之間通過轉(zhuǎn)軸進(jìn)行前后連接，并通過與轉(zhuǎn)軸相連的舵機(jī)實(shí)現(xiàn)機(jī)翼結(jié)構(gòu)彎度的變化。

本文分為三部分。第1章介紹剛性變彎度機(jī)翼的詳細(xì)設(shè)計(jì)，通過氣動力計(jì)算軟件XFOIL對變彎度機(jī)翼的不同構(gòu)型進(jìn)行數(shù)值仿真計(jì)算，研究其氣動性能。第2章設(shè)計(jì)變彎度機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)平臺，搭建測試采集系統(tǒng)，對剛性變彎度機(jī)翼進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)。第3章分析并研究仿真結(jié)果和風(fēng)洞測試結(jié)果的變化趨勢和差別。最后總結(jié)并評估剛性變彎度機(jī)翼的實(shí)際變形能力和風(fēng)洞測試平臺的性能。

1 剛性變彎度機(jī)翼的設(shè)計(jì)與分析

1.1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

本文提出的剛性分段后緣變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)由四段剛性翼盒組成。區(qū)別于柔性變彎度機(jī)翼，本文提出的變彎度機(jī)翼變彎度功能不涉及材料變形，而是通過舵機(jī)驅(qū)動翼盒之間的轉(zhuǎn)軸實(shí)現(xiàn)，結(jié)構(gòu)如圖1所示。主要設(shè)計(jì)包括以下部分：①變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)段，包括機(jī)翼前緣段、機(jī)翼中段、機(jī)翼中后段以及機(jī)翼后緣段；②轉(zhuǎn)動機(jī)構(gòu)，包括舵機(jī)、轉(zhuǎn)軸、聯(lián)軸器等；③角度測試機(jī)構(gòu)，包括角度傳感器、可拆卸支架和轉(zhuǎn)動輪。各個(gè)機(jī)翼結(jié)構(gòu)段均是由縱墻、翼肋、蒙板等組成的翼盒結(jié)構(gòu)，主梁安置在機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)段中。機(jī)翼結(jié)構(gòu)段之間通過部分翼肋與轉(zhuǎn)軸相連，通過舵機(jī)帶動與結(jié)構(gòu)段相連的轉(zhuǎn)軸實(shí)現(xiàn)機(jī)翼彎度變化。角度傳感器通過傳動輪與舵機(jī)相連，根據(jù)傳感器轉(zhuǎn)動角度和傳動比間接計(jì)算出舵機(jī)的轉(zhuǎn)動角度。機(jī)翼參考翼型是NACA0015，考慮到舵機(jī)的尺寸和安裝形式，以及后續(xù)改進(jìn)方案的需求，將從前緣到后緣4段翼盒占總弦長的比例設(shè)置為40%，17.5%，17.5%，25%。

(a)

(c)

1-機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)段;2-機(jī)翼中部結(jié)構(gòu)段;3-機(jī)翼中后部結(jié)構(gòu)段;4-機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu)段;5-縱墻;6-翼肋;7-蒙板;8-轉(zhuǎn)軸;9-舵機(jī);10-角度傳感器;11-可拆卸支架;12-傳動輪;13-普通翼肋;14-加強(qiáng)翼肋;15-舵機(jī)翼肋;16-蒙皮。

圖1 剛性分段后緣變彎度結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)圖與實(shí)物圖

Fig.1 Structural design drawing and physical drawing of the rigid variable camber wing

為了保證剛性變彎度機(jī)翼為沒有縫隙的封閉機(jī)翼。剛性翼盒設(shè)計(jì)為通長結(jié)構(gòu)，翼盒表面布置蒙板，只在兩個(gè)翼盒連接處留有細(xì)長的縫隙。翼盒之間的柔性蒙皮選擇有機(jī)硅精密薄膜，這種薄膜彈性模量比較小并且不容易斷裂，經(jīng)預(yù)拉伸后進(jìn)行粘貼到翼盒連接縫隙上。

給定機(jī)翼期望彎度，控制裝置輸出相應(yīng)的電信號給舵機(jī)在舵機(jī)的驅(qū)動下，轉(zhuǎn)軸帶動與之相連的加強(qiáng)翼肋轉(zhuǎn)動，從而使得與之相連的機(jī)翼結(jié)構(gòu)段實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)動功能。同時(shí)，舵機(jī)帶動與之相連的角度傳感器轉(zhuǎn)動，角度傳感器讀取舵機(jī)的轉(zhuǎn)動角度并將其轉(zhuǎn)化為相應(yīng)電信號傳輸?shù)娇刂蒲b置，從而構(gòu)成一套完整的角度測試系統(tǒng)。

1.2 氣動分析

為了確定本文提出的剛性變彎度機(jī)翼的設(shè)計(jì)方案，使用XFOIL氣動軟件進(jìn)行了初步分析，并比較剛性變彎度機(jī)翼，標(biāo)準(zhǔn)NACA 0015翼型以及傳統(tǒng)帶后緣控制面機(jī)翼的氣動性能。XFOIL代碼是基于勢流理論，加入黏性邊界層求解器來預(yù)測表面摩擦阻力和流動分離，提供了比無黏性代碼更完整的阻力預(yù)測，且可在一定范圍內(nèi)考慮氣流分離特性。XFOIL已被證明在計(jì)算二維翼型時(shí)與高精度的CFD計(jì)算結(jié)果具有可信度[24]。它的計(jì)算成本低，易于集成到MATLAB軟件中，因此為模型設(shè)計(jì)中的中等精度氣動力分析提供了一個(gè)理想的解決方案。

XFOIL的輸入是翼型坐標(biāo)和外部氣動條件。為了準(zhǔn)確得到機(jī)翼主動變形后的翼型坐標(biāo)，本文采用翼型參數(shù)化方法，將剛性變彎度機(jī)翼翼盒的相對轉(zhuǎn)角作為參數(shù)，生成機(jī)翼變形后的翼型坐標(biāo)。具體方法為：首先選取翼盒表面上相當(dāng)數(shù)量的坐標(biāo)點(diǎn)為控制點(diǎn)，根據(jù)相對轉(zhuǎn)角對控制點(diǎn)進(jìn)行坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換，生成新的控制點(diǎn)。并在翼盒關(guān)節(jié)處對控制點(diǎn)進(jìn)行三次樣條插值處理，最后重新插值生成新的翼型坐標(biāo)。另外選取M=0.2，Re=106的工況作為外部氣動力條件。這是無人機(jī)典型工況點(diǎn)，馬赫數(shù)足夠低，可以避免顯著的壓縮性影響，雷諾數(shù)足夠大，可以避免低雷諾數(shù)時(shí)阻力的高度非線性增長。

本文中將前緣翼盒、第二段、第三段及后緣翼盒之間的相對轉(zhuǎn)角分別記為轉(zhuǎn)角1、轉(zhuǎn)角2、轉(zhuǎn)角3。每個(gè)翼盒向下偏轉(zhuǎn)4°作為剛性變彎度機(jī)翼的典型氣動外形，按轉(zhuǎn)角順序記做變彎度構(gòu)型4-4-4。為了進(jìn)行有效的比較，取弦長相同，且傳統(tǒng)帶后緣舵面翼型的最大升力系數(shù)將和變彎度構(gòu)型4-4-4相同作為基準(zhǔn)狀態(tài)。通過分析計(jì)算，選擇初始翼型為NACA0015的傳統(tǒng)舵面翼型為研究對象，舵面長度設(shè)定為25%弦長，舵面向下偏轉(zhuǎn)14.5°，達(dá)到兩種翼型具有相同的最大升力系數(shù)。分析時(shí)假設(shè)傳統(tǒng)帶后緣控制面翼型是一個(gè)沒有縫隙的封閉舵面，圖中及后文簡記為傳統(tǒng)舵面翼型；無控制面偏轉(zhuǎn)的NACA0015翼型簡記為初始翼型，各翼型如圖2所示。

圖2 三種翼型的翼剖面Fig.2 Wing profiles of the three airfoil

圖3(a)顯示后緣向下偏轉(zhuǎn)后，傳統(tǒng)舵面翼型和構(gòu)型4-4-4升力系數(shù)顯著大于初始翼型。剛性變彎度機(jī)翼迎角為11°時(shí)，升力系數(shù)達(dá)到最大1.44，之后發(fā)生失速，升力系數(shù)減少。傳統(tǒng)舵面翼型擁有相同的最大升力系數(shù)，迎角為12°時(shí)到達(dá)最大點(diǎn)。圖3(b)顯示當(dāng)迎角大于10°時(shí)，阻力系數(shù)顯著增加。表明臨近失速時(shí)，通過增加迎角已經(jīng)不能提升翼型升力，反而會額外增加阻力?？紤]到XFOIL無法在大迎角失速狀態(tài)下得到準(zhǔn)確的阻力系數(shù)，此時(shí)的數(shù)據(jù)僅做為趨勢參考。

圖4顯示的是迎角與力矩系數(shù)的關(guān)系，負(fù)值代表是低頭，正值代表抬頭。迎角為0°時(shí)，初始翼型的力矩系數(shù)為0，而傳統(tǒng)舵面翼型和變彎度構(gòu)型4-4-4有很大低頭力矩系數(shù)。迎角大于-3.5°時(shí)，隨著迎角的增加，傳統(tǒng)舵面翼型和構(gòu)型4-4-4的低頭力矩系數(shù)減少，并且傳統(tǒng)舵面翼型低頭力矩系數(shù)大于構(gòu)型4-4-4的。當(dāng)迎角小于-3.5°，傳統(tǒng)舵面翼型的低頭力矩系數(shù)要小于構(gòu)型4-4-4的力矩系數(shù)。綜合升力系數(shù)與力矩系數(shù)的結(jié)果可以看出，對實(shí)際飛機(jī)而言，在正常飛行時(shí)，在同一迎角下，相對傳統(tǒng)舵面翼型，變彎度翼型能夠提供更大的升力而產(chǎn)生更小的低頭力矩，這是變彎度翼型在實(shí)際應(yīng)用中的優(yōu)勢之一。

(a) 迎角與升力系數(shù)關(guān)系

(b) 迎角與阻力系數(shù)關(guān)系圖3 二維翼型氣動系數(shù)與迎角的關(guān)系Fig.3 Relationship of the 2D airfoils between aerodynamiccoefficient and angle of attack

圖4 二維翼型力矩系數(shù)與迎角的關(guān)系

圖5為典型迎角下各翼型的壓力系數(shù)(Cp)分布，橫坐標(biāo)為各翼型的弦線弧長。圖5(a)顯示傳統(tǒng)舵面翼型和剛性變彎曲構(gòu)型4-4-4的上下表面壓力差均大于初始翼型，所以升力系數(shù)更高。構(gòu)型4-4-4的Cp分布曲線整體上比較光滑，只在翼盒轉(zhuǎn)角處有細(xì)微的突變。而傳統(tǒng)舵面翼型在后緣部分則出現(xiàn)明顯的氣動壓力上升，變化幅度劇烈。不光滑的Cp分布也是阻力增大的原因，變彎度機(jī)翼可以通過柔性蒙皮技術(shù)進(jìn)一步提高壓力分布的光滑度從而減少阻力，對比傳統(tǒng)舵面翼型具有氣動優(yōu)勢。圖5(b)可以看出，迎角為-4°時(shí)傳統(tǒng)舵面翼型的下表面壓力系數(shù)對比迎角為-3.5°時(shí)顯著減少，所以引起了氣動力矩的突變。同等情況下，剛性變彎度機(jī)翼Cp分布整體變化不大，前緣升力減小。這與圖4中氣動力矩分布有一致性，因此變彎度構(gòu)型4-4-4對比傳統(tǒng)舵面翼型力矩曲線隨迎角變化更平穩(wěn)。

(a) 5°迎角，翼型壓力系數(shù)分布

(b) -3.5°與-4°迎角，翼型壓力系數(shù)分布圖5 典型迎角下各翼型的壓力系數(shù)分布

圖6表示三種翼型的升力系數(shù)與阻力系數(shù)關(guān)系圖6(a)為翼型極曲線，可以看出，當(dāng)升力系數(shù)小于1.165時(shí)，變彎度構(gòu)型4-4-4的阻力系數(shù)要明顯小于傳統(tǒng)舵面翼型，甚至小于初始翼型。當(dāng)升力系數(shù)大于1.165時(shí)，傳統(tǒng)舵面翼型和構(gòu)型4-4-4有相當(dāng)?shù)淖枇ο禂?shù)。此外，當(dāng)升力系數(shù)大于1.165時(shí)，剛性變彎度機(jī)翼的阻力系數(shù)顯著上升而此時(shí)升力系數(shù)增加緩慢，這對應(yīng)了機(jī)翼大迎角時(shí)的狀態(tài)。圖6(b)顯示了升阻比與升力系數(shù)的關(guān)系，該圖進(jìn)一步顯示了用變彎度構(gòu)型4-4-4相對于初始翼型和傳統(tǒng)舵面翼型的優(yōu)越性。構(gòu)型4-4-4最大升阻比相對于初始機(jī)翼提高了34%，相對于傳統(tǒng)舵面翼型提高了72%。當(dāng)升力系數(shù)相同且都小于1.165時(shí)，構(gòu)型4-4-4對比其他兩種翼型都有較高的升阻比。這一點(diǎn)可以從圖6(c)上得到驗(yàn)證，當(dāng)迎角小于5°時(shí)，構(gòu)型4-4-4的升阻比大于其他兩種翼型，此時(shí)構(gòu)型4-4-4的升力系數(shù)為1.165。值得注意的是，剛性變彎度翼型已顯示出較好的氣動性能，且此時(shí)未針對迎角狀態(tài)優(yōu)選配置各段偏角，而且對傳統(tǒng)舵面翼型也未考慮縫隙的作用。

為進(jìn)一步研究變彎度機(jī)翼的氣動性能，選取變彎度構(gòu)型4-4-4,3-3-2,4-0-2,1-0-3和0-0-2進(jìn)行計(jì)算，得到升阻力與迎角的關(guān)系如圖7所示，實(shí)線表示了幾種構(gòu)型升阻比外包絡(luò)線。由圖7可知，不同變彎度構(gòu)型的最大升阻比對應(yīng)的迎角不盡相同。翼型轉(zhuǎn)角越大，最大升阻比對應(yīng)的迎角越小。另外還注意到，變彎度構(gòu)型越接近初始翼型，升阻比隨迎角變化越平緩；變彎度翼型中弦線彎曲程度越大，升阻比隨迎角變化越劇烈。圖7中各構(gòu)型的升阻比包絡(luò)線證明，可以通過調(diào)整各段轉(zhuǎn)角使得剛性變彎度機(jī)翼在較大的迎角范圍內(nèi)都能保持較高升阻比，這是傳統(tǒng)機(jī)翼不能做到的，滿足變彎度機(jī)翼始終保持最優(yōu)氣動外形的設(shè)計(jì)初衷。考慮到二維翼型和實(shí)際機(jī)翼的差別，剛性變彎度機(jī)翼的實(shí)際氣動性能可能會低于計(jì)算預(yù)測值，但是三種構(gòu)型的氣動系數(shù)均通過統(tǒng)一分析工具得到，其相對關(guān)系具有明顯的參考價(jià)值。

(a) 翼型極曲線

從上面的分析結(jié)果可以得到，本文設(shè)計(jì)的剛性變彎度機(jī)翼對比傳統(tǒng)舵面翼型具有更好的氣動性能，同等升力下，阻力更小，氣動力矩隨迎角變化更平穩(wěn)，并且能在一個(gè)較大升阻比下擴(kuò)展迎角范圍。提供的翼型參數(shù)化方法可以正確反映翼型變化，結(jié)合XFOIL氣動力計(jì)算軟件，可以很好的分析不同翼型的氣動力系數(shù)，計(jì)算耗費(fèi)小，計(jì)算速度快，作為變彎度機(jī)翼初步階段的氣動分析工具是可行的。

圖7 剛性變彎度機(jī)翼不同構(gòu)型迎角與升阻比關(guān)系

2 風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)

針對本文研究需求設(shè)計(jì)了一種低成本的變彎度機(jī)翼風(fēng)洞測試專用平臺，可以便捷地改變機(jī)翼對來流地迎角，并對機(jī)翼在各種迎角來流下的升力、阻力、俯仰力矩進(jìn)行測試，為變彎度機(jī)翼的氣動力辨識，控制系統(tǒng)建模，主動氣動彈性控制等研究提供初始數(shù)據(jù)。作為變彎度機(jī)翼研究的初始階段，本文重點(diǎn)測試剛性變彎度機(jī)翼不同構(gòu)型下的氣動力，對比仿真計(jì)算結(jié)果，評估其在氣動力作用下的真實(shí)變形能力。

2.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ兔枋?/h3>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑榫匦螜C(jī)翼，弦長360 mm，展長700 mm，如圖8所示。翼盒結(jié)構(gòu)為木質(zhì)材料，總質(zhì)量510 g。機(jī)翼主梁布置在弦長22.2%處，主梁為一通長的鋁管，壁厚2 mm，外徑20 mm，長度為800 mm。剛性變彎度機(jī)翼總共布置了三個(gè)舵機(jī)，兩個(gè)舵機(jī)跟翼盒轉(zhuǎn)軸同步直接驅(qū)動翼盒偏轉(zhuǎn)，后緣翼盒舵機(jī)通過連桿結(jié)構(gòu)驅(qū)動最后一段翼盒轉(zhuǎn)動。翼盒中另外布置三個(gè)角度傳感器，通過傳動輪與轉(zhuǎn)軸相連。所有舵機(jī)都選用Futaba BLS173SVI型航模舵機(jī)，其驅(qū)動力可以達(dá)到6.8 kg/cm，并且重量和體積都相對較小。柔性蒙皮材料為100 μm厚PDMS有機(jī)硅精密薄膜。

迎角調(diào)節(jié)盤可在±15°內(nèi)較為精確調(diào)節(jié)機(jī)翼迎角，調(diào)節(jié)精度由轉(zhuǎn)盤上的角度刻度盤確定，約為±0.1°。機(jī)翼軸套基座和迎角調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)盤用螺栓螺母連接，其套筒上有插銷孔，用于固定剛性變彎度機(jī)翼的主軸，并防止其相對轉(zhuǎn)動。

角鐵、測力天平安裝在風(fēng)洞框架后，風(fēng)洞試驗(yàn)前調(diào)節(jié)迎角時(shí)，首先固定住軸套與迎角調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)盤，隨后按照對應(yīng)的角度刻盤轉(zhuǎn)動迎角調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)盤使測試翼段與來流達(dá)到一定迎角，再緊固相應(yīng)連接，實(shí)現(xiàn)迎角調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)盤與測力天平一體固定。

圖8 風(fēng)洞試驗(yàn)支持系統(tǒng)Fig.8 Wind tunnel test support system

2.2 數(shù)據(jù)采集與試驗(yàn)監(jiān)控系統(tǒng)

風(fēng)洞試驗(yàn)相關(guān)設(shè)備主要包括穩(wěn)壓電源、低通濾波器、數(shù)據(jù)采集卡、工控機(jī)和監(jiān)控機(jī)等，整個(gè)系統(tǒng)示意圖見圖9(a)，試驗(yàn)實(shí)物圖見圖9(b)。穩(wěn)壓電源的作用是給測力天平供電。低通濾波器的作用是將天平平臺的采集信號中的高頻噪聲濾掉。數(shù)據(jù)采集卡以1 000 Hz的采樣頻率采集傳感器感受到的模擬電壓信號并將其轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號，再將數(shù)字信號輸入到工控機(jī)，通過工控機(jī)計(jì)算產(chǎn)生控制指令傳給可變彎度機(jī)翼上的舵機(jī)，控制可變彎度機(jī)翼的翼型彎度。監(jiān)控機(jī)的作用是實(shí)時(shí)監(jiān)控角度數(shù)據(jù)，保證試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷陌踩?。最終，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)可以將數(shù)據(jù)采集卡得到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)傳遞給上位機(jī)，通過Labview編寫的圖形界面直觀地展示數(shù)據(jù)。

(a) 系統(tǒng)示意圖

(b) 系統(tǒng)實(shí)物圖圖9 風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集與監(jiān)控系統(tǒng)Fig.9 Acquisition and monitoring system of wind tunnel test

本次風(fēng)洞試驗(yàn)主要通過六自由度測力天平監(jiān)測模型根部測力數(shù)據(jù)，見圖10，具體參數(shù)見表1，滿足本文試驗(yàn)的測試需求。

圖10 風(fēng)洞試驗(yàn)天平Fig.10 Balance of the wind tunnel test

表1 測力天平參數(shù)Tab.1 Parameters of the force balance

在整個(gè)試驗(yàn)過程中，機(jī)翼的主軸與天平幾何中心重合，機(jī)翼翼型弦線與天平X方向中線重合，保證天平獲得的力的大小能代表機(jī)翼機(jī)體坐標(biāo)系的受力。再由坐標(biāo)系轉(zhuǎn)化獲得機(jī)翼的氣動力特性，對于本次試驗(yàn)來說，具體轉(zhuǎn)換關(guān)系如下

升力系數(shù)：

(1)

阻力系數(shù)：

(2)

力矩系數(shù)：

(3)

式中：Fx為天平X方向測力數(shù)據(jù);Fy為天平Y(jié)方向測力數(shù)據(jù);Mz為天平Z方向的力矩?cái)?shù)據(jù);l為主梁和氣動中心的距離;α為機(jī)翼迎角;ρ為試驗(yàn)空氣密度;v為試驗(yàn)段來流風(fēng)速;S為機(jī)翼參考面積。

3 試驗(yàn)結(jié)果分析與討論

開啟風(fēng)洞，風(fēng)速設(shè)定為10 m/s，給舵機(jī)輸入控制信號改變機(jī)翼的三個(gè)轉(zhuǎn)角，通過監(jiān)控器監(jiān)控并記錄翼盒實(shí)際轉(zhuǎn)角，同時(shí)記錄天平測力數(shù)據(jù)。迎角選取0°、2°、4°三個(gè)角度進(jìn)行變化，轉(zhuǎn)角選擇為0°、2°、4°、6°四個(gè)角度進(jìn)行變化。從迎角0°，構(gòu)型0-0-0開始測量。首先固定迎角，然后按順序分別變動4次轉(zhuǎn)角3、轉(zhuǎn)角2和轉(zhuǎn)角1，每次測量僅獨(dú)立變動一個(gè)角度，共需測量3×4×4×4=192個(gè)狀態(tài)。運(yùn)用式(1)～(3)，將天平測力數(shù)據(jù)換算為剛性變形機(jī)翼的氣動力系數(shù)，記為測力試驗(yàn)值。通過迎角轉(zhuǎn)盤和各翼盒相對實(shí)測角度，按1.2節(jié)分析方法計(jì)算得到對應(yīng)構(gòu)型的氣動力系數(shù)，記為實(shí)測角度解算值。實(shí)測角度和指令角度按照試驗(yàn)順序排列如圖11所示。同時(shí)，按1.2節(jié)分析方法計(jì)算得到舵機(jī)輸入角度對應(yīng)構(gòu)型的氣動力系數(shù)，記為仿真計(jì)算值。

(a) 轉(zhuǎn)角1

圖11為轉(zhuǎn)角實(shí)測角度和指令角度按照測試順序排列。整體上實(shí)測角度和指令角度符合較好，平均相對誤差為-4.32%，但是由于存在結(jié)構(gòu)間隙和摩擦等不利因素影響，翼盒實(shí)際轉(zhuǎn)角小于指令轉(zhuǎn)角。又觀察到機(jī)翼迎角越大，實(shí)測角度和指令角度差距越大，在轉(zhuǎn)角1和轉(zhuǎn)角3上體現(xiàn)得比較明顯。這是由于迎角越大，機(jī)翼承受的氣動力越大，航模舵機(jī)在大載荷下輸出角度不穩(wěn)定引起的。這是后續(xù)研究中需要改進(jìn)的地方，這也說明了一個(gè)問題，開環(huán)形式的變彎度機(jī)翼很難保證精確的角度控制，即使是剛性變彎度機(jī)翼這種可靠性比較高的變彎度結(jié)構(gòu)，需要通過有效的反饋控制才能到達(dá)預(yù)期的效果。

圖12(a)為剛性變彎度機(jī)翼各構(gòu)型在不同迎角下的升力系數(shù)，圖12(b)為0°迎角下各構(gòu)型升力系數(shù)，圖12(c)為圖12(b)黑色虛線框中放大圖，顯示的是轉(zhuǎn)角1為2°時(shí)各構(gòu)型升力系數(shù)。從圖12(a)可以看出各構(gòu)型的升力系數(shù)隨著迎角增加而增大。三種結(jié)果隨轉(zhuǎn)角變化的趨勢是一致的，實(shí)測角度解算值略小于仿真計(jì)算結(jié)果，平均相對誤差為-5.81%，測力試驗(yàn)值則與仿真計(jì)算值吻合度略低，測力試驗(yàn)值和實(shí)測角度解算值的平均相對誤差為-8.92%。實(shí)測角度解算值小于仿真計(jì)算結(jié)果是因?yàn)檗D(zhuǎn)角實(shí)測角度要小于指令角度。測力試驗(yàn)值總體偏低，其差異來源于兩點(diǎn)，一方面XFOIL是基于面元法的氣動力計(jì)算軟件，二維翼型升力系數(shù)仿真計(jì)算結(jié)果會高于實(shí)際；另一方面由于三維效應(yīng)的存在，二維翼型仿真結(jié)果也會比實(shí)際機(jī)翼模型的氣動力系數(shù)高。

圖12(b)分為四部分，每部分有16個(gè)變彎度機(jī)翼構(gòu)型，表示不同轉(zhuǎn)角1角度下的各構(gòu)型升力系數(shù)?？梢钥闯?，變彎度機(jī)翼構(gòu)型升力系數(shù)隨著轉(zhuǎn)角1角度增加而增大。圖12(c)橫坐標(biāo)為具體構(gòu)型。對比構(gòu)型2-0-0,2-0-2,2-0-4,2-0-6的升力系數(shù)變化，可以得出保持轉(zhuǎn)角1和轉(zhuǎn)角2不變，增加轉(zhuǎn)角3角度，變彎度構(gòu)型升力系數(shù)增加。當(dāng)構(gòu)型2-0-6變動到2-2-0構(gòu)型時(shí)，翼型的升力系數(shù)下降。這是由于變彎度機(jī)翼的轉(zhuǎn)角3減少了6°，而轉(zhuǎn)角2只增加了2°，轉(zhuǎn)角3角度變化對升力下降的影響超過了轉(zhuǎn)角2。這也是圖12(c)中升力系數(shù)連線出現(xiàn)起伏的原因，類似的情況還出現(xiàn)在構(gòu)型2-2-6到構(gòu)型2-4-0等。此外，從構(gòu)型2-0-0,2-2-0,2-4-0,2-6-0的升力系數(shù)變化，可以得出轉(zhuǎn)角1和轉(zhuǎn)角3不變，增加轉(zhuǎn)角2的角度，構(gòu)型升力系數(shù)也會增加。綜上，對于本文中的變彎度機(jī)翼，增加轉(zhuǎn)角角度，都會增加升力系數(shù)。原因是增加翼盒轉(zhuǎn)角，相當(dāng)于增加了局部迎角，使得翼型整體環(huán)量上升，從而引起升力增加。

(a)

為了研究各轉(zhuǎn)角變化對變彎度機(jī)翼構(gòu)型升力系數(shù)的具體影響，計(jì)算得到各轉(zhuǎn)角平均單位角度升力系數(shù)增量與轉(zhuǎn)角的關(guān)系，如圖13所示。從圖中看出，仿真計(jì)算結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)值都表明三個(gè)轉(zhuǎn)角的平均單位角度升力系數(shù)增量都隨著轉(zhuǎn)角的增加而減小。測力試驗(yàn)值的平均單位角度升力系數(shù)增量要小于實(shí)測角度解算值且小于仿真計(jì)算值，這和圖12(a)中測力試驗(yàn)值升力系數(shù)要小于實(shí)測角度解算值和小于仿真計(jì)算值是一致的。相同轉(zhuǎn)角下，轉(zhuǎn)角1的單位角度升力系數(shù)增量大于轉(zhuǎn)角2大于轉(zhuǎn)角3。這是由于轉(zhuǎn)角1轉(zhuǎn)動，后續(xù)所有翼盒都保持相對轉(zhuǎn)角整體在偏轉(zhuǎn)，而轉(zhuǎn)角3變化只相當(dāng)于后緣翼盒發(fā)生偏轉(zhuǎn)。不同轉(zhuǎn)角變化對應(yīng)不同的機(jī)翼面積偏轉(zhuǎn)，所以變化轉(zhuǎn)角1帶來的機(jī)翼升力系數(shù)變化最大。因此對于剛性變彎度機(jī)翼，為了提高機(jī)翼升力增加轉(zhuǎn)角1角度收益最好。

圖14為剛性變彎度機(jī)翼各構(gòu)型在不同迎角下的阻力系數(shù)。迎角和翼盒轉(zhuǎn)角越大，阻力系數(shù)越大，這與升力系數(shù)的變化趨勢一致。構(gòu)型6-6-6是各迎角下的阻力系數(shù)最大的構(gòu)型。各構(gòu)型的阻力系數(shù)的實(shí)測角度解算值和仿真計(jì)算值的平均相對誤差為-7.52%，測力試驗(yàn)值和實(shí)測角度解算值的平均相對誤差為-13.22%，都要大于升力系數(shù)的誤差。阻力系數(shù)的角度推算值與仿真計(jì)算值誤差較大的主要原因是，XFOIL計(jì)算阻力系數(shù)時(shí)對剛性變彎度機(jī)翼構(gòu)型轉(zhuǎn)角誤差更為敏感?？紤]到機(jī)翼的三維效應(yīng)，并且阻力系數(shù)測力試驗(yàn)值能正確反映轉(zhuǎn)角變化對于機(jī)翼阻力的影響，其與仿真計(jì)算值誤差是可以接受的。

圖13 平均單位角度升力系數(shù)增量與轉(zhuǎn)角關(guān)系

圖14 剛性變彎度機(jī)翼各構(gòu)型阻力系數(shù)

圖15為各變形構(gòu)型下力矩系數(shù)試驗(yàn)值和仿真計(jì)算值的比較。從中可以看出剛性變彎度機(jī)翼翼盒轉(zhuǎn)角增加，產(chǎn)生低頭力矩，隨著迎角增加，低頭力矩減少。最大的低頭力矩系數(shù)是0°迎角下構(gòu)型0-6-6產(chǎn)生的。變形機(jī)翼構(gòu)型的力矩系數(shù)的實(shí)測角度解算值和仿真計(jì)算值的平均相對誤差為7.28%，測力試驗(yàn)值和實(shí)測角度解算值的平均相對誤差為6.77%，試驗(yàn)值跟仿真計(jì)算結(jié)果吻合得更好。計(jì)算得到各轉(zhuǎn)角平均單位角度氣動力矩系數(shù)增量與轉(zhuǎn)角的關(guān)系，如圖16所示。

圖15 剛性變彎度機(jī)翼各構(gòu)型力矩系數(shù)Fig.15 Moment coefficients of the configurations of the rigidvariable camber wing

圖16顯示單位角度低頭力矩系數(shù)增量隨著轉(zhuǎn)角的增加而減少。轉(zhuǎn)角較小時(shí)，轉(zhuǎn)角1提供的單位角度低頭力矩系數(shù)增量最大，但是隨著轉(zhuǎn)角增加迅速減少。轉(zhuǎn)角較大時(shí)，轉(zhuǎn)角3的單位角度低頭力矩系數(shù)增量最大，而且隨角度變化不大。轉(zhuǎn)角2單位角度低頭力矩系數(shù)增量整體上小于轉(zhuǎn)角3。這意味想要通過改變剛性變彎度機(jī)翼的氣動力矩來調(diào)整飛機(jī)姿態(tài)，最好的辦法是調(diào)整轉(zhuǎn)角3的角度。

圖17為不同迎角下剛性變彎度機(jī)翼各構(gòu)型的升阻比。其中仿真計(jì)算值和實(shí)測角度推算值符合的很好，且都大于測力試驗(yàn)值。這主要是因?yàn)榍皟烧呤嵌S翼型的升阻比，忽略了機(jī)翼的三維效應(yīng)，所以要大于測力試驗(yàn)值得到的升阻比。實(shí)測角度推算結(jié)果顯示，0°迎角下4-4-2構(gòu)型升阻比最大為102.4，2°迎角下2-2-4構(gòu)型升阻比最大為85.32，4°迎角下構(gòu)型1-2-0升阻比最大為77.55。隨著迎角增加，變彎度機(jī)翼構(gòu)型最大升阻比減少；迎角越大，最大升阻比對應(yīng)的翼型轉(zhuǎn)角越小。這和本文第二小節(jié)圖7得到的結(jié)論是一致的。測力試驗(yàn)值表明，0°迎角下4-4-2構(gòu)型升阻比最大為69.29，2°迎角下2-2-2構(gòu)型升阻比最大為68.94，4°迎角下構(gòu)型1-4-0升阻比最大為49.71。雖然測力試驗(yàn)值得到的不同迎角下最大升阻比構(gòu)型與實(shí)測角度推算值有所不同，但是相關(guān)構(gòu)型轉(zhuǎn)角差別不大并且其變化趨勢一致，進(jìn)一步驗(yàn)證了本文提供的仿真計(jì)算方法的合理性。同時(shí)看到當(dāng)構(gòu)型轉(zhuǎn)角等于6°時(shí)升阻比都比較小。因此剛性變彎度機(jī)翼要保持較高的升阻比，進(jìn)行轉(zhuǎn)角控制時(shí)盡量避免單一轉(zhuǎn)角角度過大的情況，迎角增加時(shí)需要減少轉(zhuǎn)角角度。

圖16 平均單位角度力矩系數(shù)增量與轉(zhuǎn)角關(guān)系Fig.16 Relationship between average increment of momentcoefficients per unit angle and rotation angle

圖17 剛性變彎度機(jī)翼各構(gòu)型升阻比

結(jié)合上述分析，我們可以得到：① 本文設(shè)計(jì)的變形機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)平臺滿足剛性后緣分段變彎度機(jī)翼氣動性能測試要求。對于升力系數(shù)，實(shí)測角度解算值和仿真計(jì)算值氣動系數(shù)的誤差為-5.81%，測力試驗(yàn)值和實(shí)測角度解算值誤差為-8.92%；對于阻力系數(shù)，實(shí)測角度解算值和仿真計(jì)算值的平均相對誤差為-7.52%，測力試驗(yàn)值和實(shí)測角度解算值的平均相對誤差為-13.22%；對于力矩系數(shù)，實(shí)測角度解算值和仿真計(jì)算值的平均相對誤差為7.28%，測力試驗(yàn)值和實(shí)測角度解算值的平均相對誤差為6.77%?？傮w來說，氣動力系數(shù)的測力試驗(yàn)值的結(jié)果與仿真計(jì)算結(jié)果符合較好，能正確反映剛性變彎度機(jī)翼的轉(zhuǎn)角變化對氣動力的影響以及不同迎角下升阻比最大的變彎度機(jī)翼構(gòu)型。② 對于本文提供的剛性變彎度機(jī)翼，翼盒實(shí)際轉(zhuǎn)角和指令轉(zhuǎn)角平均相對誤差在5%以內(nèi)，保證了結(jié)構(gòu)變形功能。對于其飛行控制而言，增加轉(zhuǎn)角1能顯著提高升力，增加轉(zhuǎn)角3則能顯著提高低頭力矩，避免單一轉(zhuǎn)角過大并且在迎角增加的情況下減少轉(zhuǎn)角可以保持高升阻比。

4 結(jié) 論

本文以一種剛性變彎度機(jī)翼為研究對象，將剛性變彎度機(jī)翼參數(shù)化后，結(jié)合XFOIL氣動力計(jì)算軟件，對變彎度機(jī)翼的不同構(gòu)型進(jìn)行數(shù)值仿真計(jì)算。在此基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)變彎度機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)平臺，搭建測試采集系統(tǒng)，對剛性變彎度機(jī)翼進(jìn)行低速風(fēng)洞試驗(yàn)研究。分析仿真計(jì)算結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果后，得出結(jié)論：

(1) 本文提出的剛性變彎度機(jī)翼作為變彎度機(jī)翼的一種設(shè)計(jì)方案，結(jié)構(gòu)簡單可靠，變形效果顯著。仿真計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)表明均表明其在增升減阻，保證高升阻比和提供機(jī)翼配平力矩的優(yōu)勢明顯，并提出了對應(yīng)的控制策略。但是實(shí)際控制中存在轉(zhuǎn)角變形不到位的情況，需要對其進(jìn)行角度反饋控制。

(2) 本文設(shè)計(jì)的剛性變彎度機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)可以正確測量和記錄不同迎角和構(gòu)型下剛性變彎度機(jī)翼的氣動力。通過本次多工況的風(fēng)洞試驗(yàn)，其結(jié)構(gòu)可靠性和易操作性都得到了驗(yàn)證，為仿真計(jì)算提供了數(shù)據(jù)支撐。作為變彎度機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)平臺可以在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步開展變形機(jī)翼的動力學(xué)試驗(yàn)。

(3) 將剛性變彎度機(jī)翼參數(shù)化后，結(jié)合XFOIL氣動力計(jì)算軟件，可以快速的計(jì)算不同剛性變彎度機(jī)翼構(gòu)型的氣動系數(shù)。其作為剛性變彎度機(jī)翼的氣動分析工具是高效可行的，能正確反映轉(zhuǎn)角變化對剛性變彎度機(jī)翼氣動力的影響，準(zhǔn)確性得到了風(fēng)洞數(shù)據(jù)驗(yàn)證。在后續(xù)研究中可以作為分析工具開展剛性變彎度機(jī)翼的氣動外形優(yōu)化工作。