辛濤, 李斌

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

0 引言

變體飛行器在飛行過程中,通過局部或整體改變飛行器的外形形狀使飛行器能夠?qū)崟r(shí)適應(yīng)多種任務(wù)需求,且使其能夠在多種環(huán)境下保持最優(yōu)性能與效率,有效改善飛行器的飛行性能、擴(kuò)展飛行包線并提高飛行效率[1]。

機(jī)翼作為飛機(jī)氣動(dòng)力最重要的承載部分,其氣動(dòng)性能直接影響到飛機(jī)的性能與飛行效率,因此設(shè)計(jì)一種外形可根據(jù)飛行狀態(tài)及環(huán)境自適應(yīng)調(diào)整的機(jī)翼將大幅提高飛機(jī)的性能及飛行品質(zhì)。區(qū)別于現(xiàn)代飛機(jī)以下放前緣縫翼、后緣襟翼和副翼等增升機(jī)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)的非光滑連續(xù)的翼型彎度變化[2],研制具有連續(xù)弦向彎度變化特征的變體機(jī)翼是目前變體飛機(jī)研究的熱點(diǎn)方向之一。對于運(yùn)輸類飛機(jī)而言,弦向變彎度機(jī)翼一方面可根據(jù)飛機(jī)實(shí)時(shí)狀態(tài),實(shí)時(shí)保持最優(yōu)升阻比,節(jié)省燃油,增大航程;另一方面還可以結(jié)合控制率的設(shè)計(jì),起到飛機(jī)載荷減緩、氣動(dòng)彈性剪裁、降噪及結(jié)構(gòu)減重的效益。目前,弦向變彎度機(jī)翼的研究主要集中在機(jī)翼前緣變彎度以及后緣變彎度技術(shù)。

目前,世界各國競相把弦向變彎度機(jī)翼技術(shù)作為需要重點(diǎn)研究的技術(shù)領(lǐng)域之一。1981年,NASA的Dryden研究所研發(fā) “任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼”[3],并在F-111A戰(zhàn)斗轟炸機(jī)上進(jìn)行了改裝試驗(yàn)。改裝后的機(jī)翼前后緣各由一部分用玻璃鋼制成的活動(dòng)面組成,可根據(jù)不同的飛行條件操縱前后緣的活動(dòng)面來改變機(jī)翼彎度和扭轉(zhuǎn)角。后因機(jī)械結(jié)構(gòu)笨重、復(fù)雜而未真正應(yīng)用。自2010年起,NASA與波音公司合作開展了“連續(xù)變彎度后緣襟翼系統(tǒng)”項(xiàng)目[4],致力于發(fā)展一種新型的采用記憶合金和分布式電機(jī)聯(lián)合驅(qū)動(dòng)的三段式光滑變彎度機(jī)翼后緣,該襟翼系統(tǒng)可使飛機(jī)在多任務(wù)狀態(tài)下均實(shí)現(xiàn)最優(yōu)升阻比,節(jié)省燃油消耗,但該系統(tǒng)目前仍處于原理樣機(jī)研制階段。Lu等[5]、Miller等[6]和Kota等[7]利用柔順機(jī)構(gòu)完成了自適應(yīng)后緣襟翼設(shè)計(jì),并通過試驗(yàn)機(jī)上的動(dòng)態(tài)飛行試驗(yàn),對自適應(yīng)后緣襟翼在飛行過程中的彎度變化能力進(jìn)行測試。近年來,NASA利用元胞陣列結(jié)構(gòu)思想,設(shè)計(jì)制造了結(jié)構(gòu)超輕但同時(shí)具備合適剛度及強(qiáng)度的元胞陣列式組合變彎度機(jī)翼[8]。Sinapius等[9]提出了“手指”型變形概念,基于傳統(tǒng)的機(jī)械結(jié)構(gòu)方案,通過內(nèi)部四連桿設(shè)計(jì),實(shí)現(xiàn)單自由度驅(qū)動(dòng)。Woods等[10]提出魚骨方案,基于仿生學(xué)原理,實(shí)現(xiàn)變彎度設(shè)計(jì)。Fisher[11]設(shè)計(jì)制造了一種零泊松比的結(jié)構(gòu),將魚骨骨架、蒙皮內(nèi)部蜂窩結(jié)構(gòu)通過3D打印技術(shù)整體制造出來,解決了柔性蒙皮與骨架無法變形匹配的問題。歐洲“潔凈天空”項(xiàng)目[12]為支線客機(jī)開發(fā)了3種變形結(jié)構(gòu):下垂機(jī)頭、多功能襟翼和自適應(yīng)小翼,旨在飛機(jī)可根據(jù)飛行條件實(shí)時(shí)調(diào)整外形,以達(dá)到最優(yōu)氣動(dòng)效率,并在層流機(jī)翼上評估了3種變形裝置的效能。Snow等[13]制造了一款柔性機(jī)翼,整個(gè)機(jī)翼為整體結(jié)構(gòu),不可拆卸,采用3D打印技術(shù)制作,討論了該機(jī)翼的性能和穩(wěn)定性,并提出了展望。Sofla等[14]研究了利用單向形狀記憶合金兩個(gè)非驅(qū)動(dòng)維持的變形位置進(jìn)行機(jī)翼下彎驅(qū)動(dòng)的方法。Yang等[15]利用形狀記憶合金作為驅(qū)動(dòng)器對小型無人機(jī)的變彎度機(jī)翼進(jìn)行驅(qū)動(dòng),并進(jìn)行了該驅(qū)動(dòng)方式下機(jī)翼氣動(dòng)性能和氣動(dòng)彈性分析。Vos等[16]描述了如何在可變形機(jī)翼結(jié)構(gòu)中使用壓電驅(qū)動(dòng)器操縱彎度分布,實(shí)現(xiàn)在小型無人機(jī)上進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制。Mkhoyan等[17]設(shè)計(jì)開發(fā)了一種自主變形機(jī)翼,提出了一種新的分布式變形概念,這種機(jī)翼可以控制機(jī)翼展向的升力分布以保證機(jī)翼性能達(dá)到最優(yōu)。Jenett等[18]設(shè)計(jì)了一種基于離散模塊化單元的變形機(jī)翼,該機(jī)翼由離散的單元構(gòu)成,可以進(jìn)行連續(xù)橫向扭轉(zhuǎn)變形,提升了機(jī)翼的滾轉(zhuǎn)效率。Zhang等[19]建立了彎度變形機(jī)翼氣動(dòng)彈性模型,利用其弦向尺寸和柔性研究了顫振臨界速度。通過對比準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)模型和非穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)模型,確定準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)模型對顫振速度的預(yù)測更為保守。

國內(nèi)研究中,楊超等[20]在主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼及氣彈響應(yīng)載荷減緩方面開戰(zhàn)了預(yù)先研究。南京航空航天大學(xué)研制的基于超聲電機(jī)驅(qū)動(dòng)的變體機(jī)翼采用分布式超聲電機(jī)驅(qū)動(dòng)剛性后院可轉(zhuǎn)動(dòng)杠桿,實(shí)現(xiàn)機(jī)翼弦向變形[21]。張音旋等[22]設(shè)計(jì)了一種柔性蒙皮結(jié)構(gòu),它由柔性蜂窩和彈性膠膜組成,在面內(nèi)具有較好的變形能力,面外具有一定的承載能力。楊智春等[23]將多片式翼肋通過連桿滑塊及滑動(dòng)鉸組進(jìn)行連接,設(shè)計(jì)了可變彎度的機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu),同時(shí)對其偏轉(zhuǎn)構(gòu)型、受控運(yùn)動(dòng)學(xué)規(guī)律以及氣動(dòng)特性展開系統(tǒng)性研究。Chen等[24]和冷勁松等[25]基于形狀記憶合金與氣動(dòng)肌腱展開弦向變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究。陳秀等[26]提出基于連續(xù)拓?fù)鋬?yōu)化方法的全柔性機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案,將拓?fù)鋬?yōu)化方法與機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)相結(jié)合,并分別對機(jī)翼的前后緣變彎度結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。徐鈞恒等[27]提出一種基于交叉簧片鉸鏈的變彎度機(jī)翼,建立了其力學(xué)模型并對其進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì),試驗(yàn)結(jié)果表明該機(jī)翼具有較大的變形能力,并能實(shí)現(xiàn)機(jī)翼連續(xù)弦向變彎度。王宇等[28]采用零泊松比蜂窩結(jié)構(gòu)柔性材料做柔性蒙皮,設(shè)計(jì)了一種彎梁和平面盤帶動(dòng)后緣偏轉(zhuǎn)的結(jié)構(gòu),并研究了其多學(xué)科設(shè)計(jì)與優(yōu)化方法。尉濡愷等[29]開展了基于變彎度后緣的陣風(fēng)響應(yīng)減緩數(shù)值研究,研究發(fā)現(xiàn)相比于傳統(tǒng)鉸鏈舵面,變彎度后緣在陣風(fēng)減緩控制方面具有更大的潛力。

對比近年來變彎度機(jī)翼相關(guān)工作,形狀記憶合金、壓電陶瓷、超聲電機(jī)等新型驅(qū)動(dòng)技術(shù)成為國內(nèi)外學(xué)者關(guān)注的熱點(diǎn)。其中,形狀記憶合金具有大應(yīng)變、大應(yīng)力的優(yōu)點(diǎn),但金屬絲加熱和冷卻所需時(shí)間較長,驅(qū)動(dòng)能力受環(huán)境因素影響較大,驅(qū)動(dòng)性能不穩(wěn)定、效率低下;同時(shí),金屬絲的疲勞壽命會嚴(yán)重制約驅(qū)動(dòng)器的使用時(shí)間。壓電材料雖然具有靈敏度高、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn),但其驅(qū)動(dòng)速度較慢,同時(shí)可輸出的變形量有限,更適用于小型變體飛行器。超聲電機(jī)具有體積小、可控性強(qiáng)優(yōu)點(diǎn),但往往由于其體積較小,因此輸出驅(qū)動(dòng)力較小,并且在使用時(shí)需要多電機(jī)驅(qū)動(dòng),增加結(jié)構(gòu)重量,會降低柔順結(jié)構(gòu)帶來的氣動(dòng)效益。

柔順機(jī)構(gòu)是一種將輸入載荷通過自身彈性變形實(shí)現(xiàn)輸出端位移變化,并以應(yīng)變能的形式儲存部分輸入能量的機(jī)構(gòu)。通過柔順機(jī)構(gòu)可自然使結(jié)構(gòu)在目標(biāo)方向?qū)崿F(xiàn)連續(xù)光滑的變形,同時(shí)減少結(jié)構(gòu)所需的零部件數(shù)目,取代傳統(tǒng)機(jī)械傳動(dòng)方式的運(yùn)動(dòng)副,使得機(jī)構(gòu)磨損降低,驅(qū)動(dòng)效率提升。

弦向變彎度機(jī)翼的設(shè)計(jì)主要難點(diǎn)分別為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、蒙皮匹配設(shè)計(jì)以及驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)。其中結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)尤為重要,而在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)之初,機(jī)翼的弦向變彎度構(gòu)型尤其重要,決定著變形后機(jī)翼是否滿足設(shè)計(jì)要求,氣動(dòng)效率是否達(dá)到最優(yōu),以及不同偏轉(zhuǎn)工況下材料應(yīng)力水平是否合理等。

鑒于此,本文將柔順機(jī)構(gòu)引入弦向變彎度機(jī)翼設(shè)計(jì)中,考慮材料的彈性許可變形能力可兼顧增升指標(biāo)需求和最優(yōu)升租特性實(shí)現(xiàn)需要,設(shè)計(jì)了一種剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)的機(jī)翼后緣原理樣機(jī)。首先,綜合考慮驅(qū)動(dòng)方式、結(jié)構(gòu)材料、偏轉(zhuǎn)目標(biāo)角度等因素確定剛?cè)峄旌虾缶壠D(zhuǎn)段中剛性及柔性部分的占比;其次,通過翼型的中弧線對其變彎構(gòu)型進(jìn)行幾何參數(shù)化描述;再次,以翼型升阻比作為優(yōu)化目標(biāo),通過遺傳算法結(jié)合XFOIL軟件計(jì)算確定最優(yōu)彎度構(gòu)型,并通過計(jì)算流體力學(xué)(CFD)確認(rèn)優(yōu)化構(gòu)型的精確升阻特性,對比了傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)后緣與剛?cè)峄旌鲜胶缶壴诓煌w行工況下的升力系數(shù)、升阻比、流場特性等;然后,介紹了柔順段翼肋的結(jié)構(gòu)優(yōu)化原理和過程,以及滑動(dòng)蒙皮的設(shè)計(jì)方法;最后制造和裝配了剛?cè)峄旌鲜胶缶墮C(jī)翼偏轉(zhuǎn)段,完成了初步的變形能力測試。

1 變彎度構(gòu)型總體結(jié)構(gòu)分析

安裝在機(jī)翼后緣的襟翼通常占機(jī)翼剖面總弦長的25%～35%。以某中程中型運(yùn)輸機(jī)的襟翼系統(tǒng)為設(shè)計(jì)參考,確定機(jī)翼設(shè)計(jì)總弦長為3.33 m,后緣變彎度段為1 m,占比為30%,弦向變彎度后緣的目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度為30°。選用NACA0012翼型為基礎(chǔ)參考翼型,進(jìn)行設(shè)計(jì)及優(yōu)化。

變彎度機(jī)翼后緣設(shè)計(jì)中,輸入點(diǎn)、結(jié)構(gòu)形式,以及輸出點(diǎn)3部分構(gòu)成基本設(shè)計(jì)元素。輸入點(diǎn)即驅(qū)動(dòng)器的輸出位置,其形式可以分為集中式單點(diǎn)驅(qū)動(dòng)與分布式驅(qū)動(dòng)兩類驅(qū)動(dòng)方法。結(jié)構(gòu)形式通過拓?fù)?、尺寸、形狀等?yōu)化方法得到。弦向變彎度后緣輸出點(diǎn)集即為翼肋結(jié)構(gòu)的外輪廓線。本文重點(diǎn)聚焦剛?cè)峄旌献儚澏群缶壍臍鈩?dòng)特性優(yōu)化、可變形翼肋的剛?cè)峤M合設(shè)計(jì)及原理可行性驗(yàn)證。暫不涉及對忽略弦長變化、蒙皮匹配、及承載能力驗(yàn)證。

本文選用航空7075-T6硬鋁合金為可變體翼肋的設(shè)計(jì)材料。通過有限元分析可知,若將整個(gè)后緣變形段均設(shè)計(jì)為柔順結(jié)構(gòu),則當(dāng)結(jié)構(gòu)下彎至目標(biāo)角度時(shí),其上下翼緣應(yīng)力會超出材料的許用應(yīng)力。進(jìn)一步分析翼型后緣中弧線的連續(xù)變彎度需求可知,機(jī)翼后緣變形與懸臂梁受載下彎變形類似,懸臂梁型[19]后緣變形中弧線變形初始段和翼尖段呈現(xiàn)類似等斜率分布。因此綜合考慮翼肋材料的彈性許可變形能力,兼顧增升指標(biāo)需求和最優(yōu)升租特性實(shí)現(xiàn)需要,本文提出如圖1所示的剛?cè)峄旌峡勺冃我砝咴O(shè)計(jì)方案。在機(jī)翼后緣變彎度段按照剛性、柔性與隨動(dòng)三段交替布置結(jié)構(gòu)類型,分別占整個(gè)機(jī)翼后緣的30%、40%以及30%。

圖1 翼肋后緣結(jié)構(gòu)布局示意圖

2 翼型變彎度構(gòu)型的參數(shù)化描述與優(yōu)化設(shè)計(jì)

對于柔性機(jī)翼后緣而言,若固定變彎度段的目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角度,如30°,實(shí)際實(shí)現(xiàn)這一偏轉(zhuǎn)目標(biāo)的偏轉(zhuǎn)曲線構(gòu)型有多種選擇,中弧線兩點(diǎn)之間可以由不同曲線構(gòu)成。因此需基于機(jī)翼氣動(dòng)性能確定最優(yōu)的翼型變彎度構(gòu)型,使其剛?cè)徇B接處具有較好的連續(xù)性,且整體具有最優(yōu)的升阻比特性。

將變彎度構(gòu)型后緣劃分為剛性偏轉(zhuǎn)段、柔性段和隨動(dòng)段,并利用中弧線對其幾何特征進(jìn)行描述,把相對復(fù)雜的翼型參數(shù)化問題簡化成了曲線參數(shù)化問題。為確保彎度變化連續(xù)性與光滑性,同時(shí)增加彎度變化描述的多樣性,采用三次樣條線方程來描述翼型中弧線:

(1)

式中:a1～a4為三次樣條線方程的系數(shù);(xs,ys)為中弧線初始偏轉(zhuǎn)點(diǎn)坐標(biāo);(xe,ye)為中弧線尾緣點(diǎn)坐標(biāo);l為變彎度后緣段中弧線長度;θ2為變彎度后緣段等效偏轉(zhuǎn)角。

剛?cè)峄旌辖Y(jié)構(gòu)形式下翼型中弧線如圖2所示。

圖2 翼型后緣中弧線

圖2中,m0～m5這6個(gè)點(diǎn)均位于翼型中弧線上,其中m0為機(jī)翼變彎度段的初始點(diǎn),令其為坐標(biāo)原點(diǎn),θ1為剛性偏轉(zhuǎn)角。m5為后緣點(diǎn),m1、m4分別為剛?cè)峤Y(jié)合處的結(jié)合點(diǎn),為保證剛性段與柔性段的光滑連續(xù),柔性段方程在m1點(diǎn)坐標(biāo)處的切線方向應(yīng)與剛性轉(zhuǎn)動(dòng)段的斜率保持一致,柔性段m2、m3分別為橫坐標(biāo)為400 mm以及600 mm且位于柔性段中弧線上的點(diǎn),將各點(diǎn)坐標(biāo)代入式(1),可得

(2)

式中:(xmi,ymi)為mi點(diǎn)的坐標(biāo),i=0,1, …,5;a、b、c、d為系數(shù);lm1m4為m1點(diǎn)和m4點(diǎn)間的弧長;lm4m5為m4點(diǎn)和m5點(diǎn)間的弧長。

通過對式(2)中各式的聯(lián)立化簡,可將中弧線曲線各參數(shù)化為關(guān)于剛性偏轉(zhuǎn)角θ1以及點(diǎn)m2的y坐標(biāo)的方程,因此以剛性偏轉(zhuǎn)角θ1及點(diǎn)m2的y坐標(biāo)絕對值為優(yōu)化問題的設(shè)計(jì)變量。由于弦向變彎度翼型其優(yōu)勢在于相較傳統(tǒng)翼型升阻特性的提升,因此最優(yōu)變彎度構(gòu)型的評價(jià)函數(shù)S為翼型的最大升阻比:

S=max (CL/CD)

(3)

式中:CL為升力系數(shù);CD為阻力系數(shù)。

通過利用遺傳算法,計(jì)算相應(yīng)變彎度構(gòu)型的升阻比。機(jī)翼后緣目標(biāo)下偏角30°為設(shè)計(jì)最大偏轉(zhuǎn)角,對應(yīng)于飛機(jī)的降落(最大偏轉(zhuǎn)角)狀態(tài),所以流場參數(shù)設(shè)置為飛機(jī)降落工況,如表1所示。

表1 翼型狀態(tài)及環(huán)境參數(shù)

計(jì)算流程如圖3所示。優(yōu)化過程設(shè)定如下約束條件:考慮材料強(qiáng)度限制,柔順段與隨動(dòng)段產(chǎn)生的最大許可等效弦向彎度偏轉(zhuǎn)角為15°。對應(yīng)該約束條件,根據(jù)式(3)中評價(jià)函數(shù)計(jì)算最終得到最優(yōu)結(jié)果為θ1=20.06°、ym2=-163.87。對中弧線坐標(biāo)進(jìn)行歸一化后,繪制該中弧線對應(yīng)的翼型輪廓線,得到最終變彎度構(gòu)型如圖4所示。

圖3 最優(yōu)翼型優(yōu)化流程圖

圖4 柔順翼肋最優(yōu)變彎度構(gòu)型

并將優(yōu)化得到的剛?cè)峄旌峡勺冃砸砝咧谢【€及翼型輪廓線與懸臂梁型后緣變形中弧線及翼肋進(jìn)行對比,如圖5所示。變彎度后緣翼型輪廓線差異最大僅為翼型弦長的1.1%,是后緣變彎度特征弦長的3.5%。

圖5 剛?cè)峄旌闲团c懸臂梁型變彎度構(gòu)型對比

3 氣動(dòng)特性分析

基于優(yōu)化得到剛?cè)峄旌献兒缶壱硇图皞鹘y(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型,通過計(jì)算流體力學(xué)分析,對比分析其流場特性及氣動(dòng)力特性。

以剛?cè)峄旌峡勺儚澏群缶壱硇推D(zhuǎn)30°為例,其網(wǎng)格模型如圖6所示。

圖6 計(jì)算網(wǎng)格

計(jì)算采用k-ωSST湍流模型,流體介質(zhì)為理想氣體,溫度為300 K,參考標(biāo)準(zhǔn)大氣壓為101 325 Pa,馬赫數(shù)為0.2,參考弦長為1 000 mm。

圖7為后緣偏轉(zhuǎn)角度30°時(shí),兩種不同偏轉(zhuǎn)方式升力系數(shù)隨攻角變化曲線。由圖7可以看出,在相同的后緣偏角下,剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)方式的升力系數(shù)始終比剛性偏轉(zhuǎn)后緣翼型的升力系數(shù)大,且在負(fù)攻角時(shí)更為突出。當(dāng)攻角為-4°時(shí),剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型升力系數(shù)是傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型的1.66倍,當(dāng)攻角為8°時(shí),剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型升力系數(shù)是傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型的1.12倍。其原因是剛?cè)狁詈掀D(zhuǎn)方式的壓力分布在后緣部分更光滑連續(xù),其圍成的面積始終較大,增升效果更加明顯。

圖7 升力系數(shù)對比

圖8為后緣偏轉(zhuǎn)角度30°時(shí),兩種不同偏轉(zhuǎn)方式升阻比隨攻角變化曲線。由圖8可以看出,在相同的后緣偏角下,剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)后緣翼型的升阻比始終較剛性偏轉(zhuǎn)后緣翼型大,但隨著攻角增加,剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型的升阻比優(yōu)勢會有所減弱。當(dāng)攻角為-4°時(shí),剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型升阻比是傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型的2.86倍,當(dāng)攻角為8°時(shí),剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型升阻比是傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型的1.37倍。對比文獻(xiàn)[30]中SM_3構(gòu)型,該翼型設(shè)定在弦長70%～90%處實(shí)現(xiàn)柔性下彎變形,通過計(jì)算,剛?cè)峄旌献儚澏纫硇团c該構(gòu)型得到的升力特性與升阻比特性表現(xiàn)出相似結(jié)果。

圖8 升阻比系數(shù)對比

為了更全面驗(yàn)證剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型的升阻特性優(yōu)勢,結(jié)合運(yùn)輸機(jī)實(shí)際飛行工況,以飛機(jī)正常巡航時(shí)單位展長機(jī)翼的升力為目標(biāo),分別優(yōu)化計(jì)算低速巡航工況及降落工況下兩種偏轉(zhuǎn)形式達(dá)到目標(biāo)升力時(shí)的偏轉(zhuǎn)構(gòu)型如表2所示,并使用CFD進(jìn)行驗(yàn)證。

表2 剛?cè)峄旌弦硇秃缶壠D(zhuǎn)構(gòu)型

由表2可知,當(dāng)飛行工況為低速巡航時(shí),剛?cè)峄旌弦硇筒恍鑴傂云D(zhuǎn),僅驅(qū)動(dòng)占翼型弦長21%的柔性段及隨動(dòng)段,使其達(dá)到等效下偏角8.7°即可獲得目標(biāo)升力,而傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型則需要將占翼型弦長30%的整體后緣偏轉(zhuǎn)7.3°才能達(dá)到目標(biāo)升力。當(dāng)飛行工況為降落工況,該工況普遍對應(yīng)機(jī)翼后緣下彎最大的情況,剛?cè)峄旌弦硇蛢H需剛性偏轉(zhuǎn)3.78°,柔性偏轉(zhuǎn)15°,后緣整體等效下彎16.05°,便可達(dá)到目標(biāo)升力,而傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型則需整體下彎29°,才可達(dá)到目標(biāo)升力。

對上述兩種翼型在不同工況下進(jìn)行CFD仿真驗(yàn)證。對于飛行工況為低速巡航狀態(tài),達(dá)到同等升力要求時(shí),傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型整體后緣偏轉(zhuǎn)角度為7.3°,其升阻比為43.78,而剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型,僅需驅(qū)動(dòng)占翼型弦長21%的柔性機(jī)翼下偏8.7°即可達(dá)到同等效果,且此時(shí)升阻比為45.53,較傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)增加3.9%,從而大幅提高運(yùn)輸飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性[31]?？梢妱?cè)峄旌先犴樧兒缶墮C(jī)翼方案提供了一種新的增升裝置設(shè)計(jì)思路,短弦長的柔順下彎在保持相同的增升效應(yīng)時(shí),可有效提升升阻比[32]。

由圖9及圖10可以看出,在低速巡航工況下,兩種偏轉(zhuǎn)方式具有類似的壓力分布、速度分布及流場特性,由于攻角及后緣偏轉(zhuǎn)角度較小,在翼型尾部均未出現(xiàn)嚴(yán)重的氣流分離。

圖9 低速巡航工況壓力云圖對比

圖10 低速巡航工況速度云圖及流線對比

對于飛行工況為降落狀態(tài),達(dá)到目標(biāo)升力時(shí),傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型整體后緣偏轉(zhuǎn)角29°,其升阻比為9.03,而剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)對應(yīng)翼型后緣整體等效下彎角度僅為16.05°,其升阻比為16.11,較傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)增加78.41%?？梢钥闯?該偏轉(zhuǎn)形式大大改善了翼型后緣偏轉(zhuǎn)時(shí)的連續(xù)性與光滑性,使其具有更優(yōu)的升阻特性。在大角度下彎時(shí),其升阻比優(yōu)勢更為明顯。

圖11為降落狀態(tài)下兩種構(gòu)型對應(yīng)的壓力分布云圖,對比圖11(a)與圖10(b)可知,剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型在尾部形成的低壓區(qū)面積明顯小于傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型。圖12為該工況下兩種構(gòu)型對應(yīng)的速度云圖及流線圖,可以看到圖12(a)中剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型尾緣處的氣流分離起始位置位于x/C=0.8處,C為弦長,圖12(b)中傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型尾緣處的氣流分離起始位置位于x/C=0.57處。且對比兩圖,圖12(b)中翼型尾緣處氣流分離形成的渦結(jié)構(gòu)尺度明顯大于圖12(a)中翼型,可見,傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型會過早的出現(xiàn)氣流分離,嚴(yán)重影響氣動(dòng)效率,而剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型更不易產(chǎn)生氣流分離,其分離點(diǎn)更靠近尾緣,氣動(dòng)效率更佳。圖13為降落工況下兩種構(gòu)型對應(yīng)的翼型上下表面壓力分布,對比圖13(a)與圖13(b)可以明顯看出,剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型在其偏轉(zhuǎn)處具有更好的連續(xù)性與光滑性,突變效應(yīng)更小。

圖11 降落工況壓力云圖對比

圖12 降落工況速度云圖及流線對比

圖13 降落工況翼型上下表面壓力系數(shù)對比

4 變形能力試驗(yàn)研究

確定最優(yōu)變彎度構(gòu)型的氣動(dòng)設(shè)計(jì)方案,變后緣機(jī)翼設(shè)計(jì)重要工作是實(shí)現(xiàn)剛?cè)峄旌蠙C(jī)翼的結(jié)構(gòu)和變形控制設(shè)計(jì)[33]。本文在此略去具體的剛?cè)峄旌蠙C(jī)翼優(yōu)化設(shè)計(jì)過程,僅簡要描述設(shè)計(jì)原理和結(jié)果。設(shè)計(jì)的關(guān)鍵在于柔順翼肋的設(shè)計(jì),該翼肋結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)采用載荷路徑法進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化,如圖14所示。載荷路徑法在初始布局時(shí)與基結(jié)構(gòu)優(yōu)化方法類似,通過載荷路徑的傳遞形式將設(shè)計(jì)域內(nèi)的特征點(diǎn)進(jìn)行連接,通過中間點(diǎn)的位置及數(shù)量,控制拓?fù)浣獾亩鄻有?。首先在設(shè)計(jì)域中布置適當(dāng)?shù)墓?jié)點(diǎn)數(shù)量,通過滿基構(gòu)型給出設(shè)計(jì)域初始的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)形式;之后通過將載荷路徑參數(shù)化、離散化,形成載荷輸入點(diǎn)至輸出點(diǎn)的不同路徑形式;然后采用合適的設(shè)計(jì)變量,如路徑編號、路徑權(quán)值等,通過優(yōu)化算法結(jié)合有限元分析得到限制條件下載荷輸入點(diǎn)到載荷輸出各點(diǎn)的最優(yōu)路徑,最終將涵蓋這些路徑的所有結(jié)構(gòu)進(jìn)行組合,便得到了最終的拓?fù)鋬?yōu)化結(jié)果。

圖14 基于載荷路徑法的拓?fù)鋬?yōu)化流程

圖15中:點(diǎn)1為驅(qū)動(dòng)載荷的輸入點(diǎn);點(diǎn)1～點(diǎn)6分別為上、下翼緣面上的輸出點(diǎn);點(diǎn)7～點(diǎn)11為設(shè)計(jì)域中間節(jié)點(diǎn);點(diǎn)12為固定點(diǎn)。首先利用計(jì)算機(jī)圖論中Dijkstra貪心算法求解輸入點(diǎn)至各輸出點(diǎn)的最短路徑,再利用 YEN算法,通過解得的最短路徑求解輸入點(diǎn)至輸出各點(diǎn)的前K條載荷傳遞路徑。當(dāng)K=4時(shí),所有路徑均已涵蓋所有初始基結(jié)構(gòu)。

圖15 柔順段拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)區(qū)域示意圖

根據(jù)不同路徑,通過有限元分析設(shè)計(jì)域中每根梁結(jié)構(gòu)在某條路徑中是否被調(diào)用,如果調(diào)用則其在有限元模型中保留,如未被使用,則有限元模型中對該梁進(jìn)行刪除。同時(shí)對結(jié)構(gòu)尺寸及形狀進(jìn)行交替優(yōu)化[34],并引入穩(wěn)定性及變形能力更為出色的變截面曲梁代替原等截面直梁,以柔順段結(jié)構(gòu)在驅(qū)動(dòng)力作用下的變彎度構(gòu)型與之前得到的最優(yōu)變彎度構(gòu)型的貼合程度為評價(jià)標(biāo)準(zhǔn),建立其實(shí)際變彎度構(gòu)型與目標(biāo)構(gòu)型的最小二次方差作為該空間優(yōu)化過程的目標(biāo)函數(shù):

(4)

得到了目標(biāo)變形要求下符合材料強(qiáng)度要求的最優(yōu)結(jié)構(gòu)構(gòu)型,如圖16所示。

圖16 剛?cè)峄旌虾缶壗Y(jié)構(gòu)

為提高變彎度后緣的承載能力,以真實(shí)氣動(dòng)載荷為技術(shù)指標(biāo)來對變彎度后緣進(jìn)行進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)。以降落時(shí)柔順段下彎15°為分析工況,計(jì)算單位展長內(nèi)真實(shí)氣動(dòng)載荷,其上下翼面壓力系數(shù)如圖17所示。經(jīng)機(jī)翼傳力特性分析,需在單位展長內(nèi)進(jìn)行5根翼肋布置,且需將單根翼肋延展向厚度增至 20 mm, 可達(dá)到承載所需的剛度與結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。式(5)為翼肋上、下緣氣動(dòng)載荷延弦向分布:

(5)

式中:x為延弦向位置;y為對應(yīng)的氣動(dòng)載荷。由于結(jié)構(gòu)剛度的增加,需將單根氣動(dòng)肌腱驅(qū)動(dòng)力提升至3 250 N,便可實(shí)現(xiàn)預(yù)期的結(jié)構(gòu)變形。本文僅對結(jié)構(gòu)變彎度能力進(jìn)行驗(yàn)證,故暫不考慮氣動(dòng)載荷影響。

蒙皮設(shè)計(jì)中,剛性轉(zhuǎn)動(dòng)段根據(jù)機(jī)翼表面在變形過程中保持光滑連續(xù)的要求,設(shè)計(jì)了抽拉式蒙皮結(jié)構(gòu),如圖18所示,上下翼面蒙皮分別沿設(shè)置的蒙皮滑動(dòng)軌道伸入翼盒前緣,通過固定在前緣翼梁上的彈簧連接。當(dāng)機(jī)翼剛性轉(zhuǎn)動(dòng)段向下偏轉(zhuǎn)時(shí),此處上翼面蒙皮會沿軌道拉出,此時(shí)拉力彈簧處于拉伸狀態(tài),通過彈簧恢復(fù)力張緊蒙皮,下翼面蒙皮在初始位置時(shí)已進(jìn)行彈簧預(yù)拉伸,沿軌道插入翼盒內(nèi)部后,彈簧扔就保持拉伸狀態(tài),為蒙皮提供了一定的面外剛度。抽拉式蒙皮設(shè)計(jì)使機(jī)翼結(jié)構(gòu)在前后緣蒙皮間隔處保持了相對的光滑性和連續(xù)性。在柔性段處,目前上下翼面均采用滑動(dòng)蒙皮設(shè)計(jì),通過張緊的滑動(dòng)鋼索及滑塊導(dǎo)軌裝置連接蒙皮與翼肋結(jié)構(gòu),保證了連接處的柔順特性,使其可隨翼肋同時(shí)變形。由于上下蒙皮在翼肋末端處非封嚴(yán)結(jié)構(gòu),可能對氣動(dòng)效率及蒙皮結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度造成影響,因此,通過分析翼肋末端處上下蒙皮的運(yùn)動(dòng)軌跡,設(shè)計(jì)并通過3D打印技術(shù)制造了蒙皮連接加強(qiáng)結(jié)構(gòu),如圖19所示,將其固定于上下蒙皮之間,使得變形過程中,翼肋末端處上下蒙皮始終緊密貼合。

圖18 剛性段抽拉式蒙皮設(shè)計(jì)

圖19 翼肋末端處上下翼面連接結(jié)構(gòu)

對優(yōu)化得到的翼肋結(jié)構(gòu)進(jìn)行加工制造,選用材料為7075-T6航空硬鋁合金。剛性轉(zhuǎn)動(dòng)段采用伺服電機(jī)及曲柄連桿機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng),通過作動(dòng)輸出端的水平運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)化為翼肋結(jié)構(gòu)的定軸轉(zhuǎn)動(dòng),柔性變形段中每個(gè)翼肋采用兩根氣動(dòng)肌腱共同驅(qū)動(dòng),通過電壓控制氣動(dòng)肌腱進(jìn)氣量,從而改變其內(nèi)部壓強(qiáng),最終將氣動(dòng)肌腱的軸向變形轉(zhuǎn)換為驅(qū)動(dòng)力輸出[35-36]。進(jìn)行裝配后,得到了3翼肋翼盒模型,如圖20所示。

圖20 剛?cè)峄旌献兒缶壞Ｐ?/p>

以最大等效下偏角30°進(jìn)行所設(shè)計(jì)變體機(jī)翼后緣的變形驗(yàn)證試驗(yàn)。3翼肋翼盒結(jié)構(gòu)在伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)下,首先進(jìn)行剛性偏轉(zhuǎn),其轉(zhuǎn)動(dòng)角度與驅(qū)動(dòng)器水平作動(dòng)距離可由其幾何關(guān)系直接計(jì)算得到,當(dāng)剛性轉(zhuǎn)動(dòng)段下彎20°時(shí),伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)的水平位移為 21 mm。 當(dāng)剛性轉(zhuǎn)動(dòng)段旋轉(zhuǎn)至指定位置時(shí),對伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)器進(jìn)行鎖死。在此基礎(chǔ)之上,維持剛性轉(zhuǎn)動(dòng)不變,應(yīng)用氣動(dòng)肌腱進(jìn)行柔順段的下彎驅(qū)動(dòng)。試驗(yàn)結(jié)果表明,給氣動(dòng)肌腱施加3.9 bar壓力(6.5 V氣動(dòng)閥驅(qū)動(dòng)電壓),則可實(shí)現(xiàn)柔順段結(jié)構(gòu)等效偏轉(zhuǎn)角度達(dá)到15°、整體后緣達(dá)到下彎30°的目標(biāo),如圖21所示。

圖21 不同驅(qū)動(dòng)下后緣變形形態(tài)

5 結(jié)論

本文綜合考慮可變幅度、變形連續(xù)性、變形應(yīng)力及驅(qū)動(dòng)效率等因素,提出一種剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型設(shè)計(jì)方案,并與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)方式進(jìn)行了氣動(dòng)效率對比,然后根據(jù)實(shí)際氣動(dòng)載荷給出了翼肋結(jié)構(gòu)及驅(qū)動(dòng)器布置方案,最后通過試驗(yàn)驗(yàn)證了剛?cè)峄旌献儚澏群缶墮C(jī)翼結(jié)構(gòu)及蒙皮的變形能力。

首先建立了以翼型中弧線為基礎(chǔ)的機(jī)翼變彎度構(gòu)型參數(shù)化幾何描述方法,對應(yīng)后緣30°的偏轉(zhuǎn)目標(biāo),以翼型升阻比為評價(jià)函數(shù),最終優(yōu)化得到了剛、柔兩部分最優(yōu)的下偏角度以及柔性部分變彎度曲線,從而得到最優(yōu)的變彎度構(gòu)型。

其次通過CFD仿真對比了后緣下偏30°構(gòu)型,兩種翼型在不同的攻角下的升力系數(shù)、升阻比等氣動(dòng)特性。結(jié)果表明,在-4°～8°攻角下,剛?cè)峄旌弦硇偷纳ο禂?shù)、升阻比均優(yōu)于傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型,且在小攻角較為明顯,原因是攻角增大后,尾部出現(xiàn)氣流分離導(dǎo)致阻力上升,氣動(dòng)效率下降。

然后對照飛機(jī)實(shí)際飛行工況,以單位展長內(nèi)機(jī)翼升力作為優(yōu)化目標(biāo),分別計(jì)算了兩種偏轉(zhuǎn)形式翼型在低速巡航及降落工況下的最優(yōu)下偏角度。在低速巡航工況下,為提供目標(biāo)升力,剛?cè)峄旌鲜狡D(zhuǎn)機(jī)翼只需驅(qū)動(dòng)柔性段下偏8.7°即可滿足要求,而傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)機(jī)翼需將整個(gè)后緣段下偏7.3°。在降落工況下,剛?cè)峄旌鲜狡D(zhuǎn)機(jī)翼需將剛性段偏轉(zhuǎn)3.78°,柔性段偏轉(zhuǎn)15°,總體等效偏轉(zhuǎn)16.1°即可達(dá)到優(yōu)化目標(biāo),而傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)機(jī)翼需將整個(gè)后緣段下偏29°才可滿足。更進(jìn)一步地,利用CFD仿真進(jìn)行了流場特性計(jì)算,發(fā)現(xiàn):在大偏角情況下剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)翼型的優(yōu)勢更大,降落工況中,其升阻比較傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)翼型增加78%;氣流分離點(diǎn)位置更靠近翼型后緣,僅為x/c=0.8處,且后緣處的渦結(jié)構(gòu)更小,氣動(dòng)效率更高。

通過實(shí)際氣動(dòng)載荷計(jì)算,給出了上下翼面延弦向的壓力分布,并通過有限元分析確定了翼肋展向厚度及單位展長內(nèi)布置的翼肋數(shù)量。由于單根柔順段翼肋結(jié)構(gòu)重量僅為0.35 kg,且氣動(dòng)肌腱及控制?？熨|(zhì)量均遠(yuǎn)低于傳統(tǒng)液壓驅(qū)動(dòng)裝置,因此在結(jié)構(gòu)減重方面也有較大的優(yōu)勢。

最后介紹了柔順翼肋結(jié)構(gòu)優(yōu)化的原理及方法,以及剛性轉(zhuǎn)動(dòng)段和柔順段的蒙皮設(shè)計(jì)方法,并進(jìn)行了模型制造及不考慮氣動(dòng)載荷情況下的變形能力試驗(yàn),通過伺服電機(jī)及氣動(dòng)肌腱分別對剛?cè)峄旌掀D(zhuǎn)后緣的剛性段及柔性段進(jìn)行驅(qū)動(dòng),在剛性段下彎至20°后,氣動(dòng)肌腱驅(qū)動(dòng)電壓達(dá)到6.5 V時(shí),剛?cè)峄旌舷聫澖嵌冗_(dá)到設(shè)計(jì)值30°,同時(shí)記錄了不同電壓下的變形狀態(tài)。