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可变形机翼机构设计及分析

范文

李刚+戈占堃+边弘晔

摘要：可变形机翼可以通过改变自身形状实现对飞机气动特性的调整，可以显著提高飞机升阻比、燃油节省率及机动性，本文提出了一种可变形机翼机构设计方案，并进行相关仿真分析。

关键词：可变形机翼；结构设计；空气动力学分析

中图分类号：V249 文献标志码：A

随着现代航空业及科学技术的不断发展，人类对飞机的综合性能提出了更高的要求，如更高的飞行效率、更低的燃油消耗、更長的航程以及更好的机动性等。可变形机翼可以根据飞行任务的不同，相应的改变机翼的气动外形，从而调整飞机的空气动力学特性。1985年美国空军与NASA共同提出了“任务自适应机翼”项目。关于可变形机翼的相关研究还有许多，如美国国防高级研究计划署与格鲁曼公司共同提出的“机敏机翼”项目、德国宇航中心提出的带状柔性可变形机翼等。

尽管在可变形机翼领域已经取得了较多成果，但并没有对某一类可变形机翼形成系统化的设计。而且多数设计方案机构自由度大于1，这意味着机构中需要有两个或两个以上的驱动，这无疑增加了机构的重量和控制的难度。

1 可变形机翼结构设计

平面闭环连杆机构是结构设计中最常使用的机构之一。其具有诸多优点，如承载能力大、传动可靠、自由度确定、耐磨性能优良等。本文将以平面闭环连杆机构为设计对象，进行可变形机翼的结构设计。

可变形机翼可以形成连续渐变的弯度，这要求在可变形机翼中至少有两个变形单元，而且在相同的变形方向上必须具有逐渐增大的变形位移。因此，本文提出了一种可变形机翼的设计方案，如图1（a）所示。

为了机构形状与传统机翼形状相似，图1（a）中的位移放大机构进行了适当的变形。其中连杆EDF为一个整体，与连杆CD在点D处铰接。当连杆BC上有一个逆时针输入时，连杆BC将绕点B进行逆时针旋转，此时，连杆BC上所有点中，点C的竖直位移最大，由于点C与点C重合，因此连杆CD将获得最大的竖直位移。在连杆BC上任意选取一点与点E连接，则点E将获得一个小于连杆CD的竖直位移。此时图1左侧第二个机构可以实现位移放大的功能，在点F处将得到同向放大的输出。利用以上设计方法，可以得到如图1（b）所示的可变形机翼结构方案。针对以上可变形机翼方案，建立其数学模型，并在MATLAB中进行机构的轨迹仿真，得到图2的机构运动轨迹仿真结果。从仿真结果可知，设计方案能实现弯度的连续渐变，满足可变形机翼设计要求。

2 可变形机翼空气动力学分析

空气动力特性是评价可变形机翼设计优劣的一个重要指标。本文选取美国国家航空咨询委员会开发的一款型号为NACA64-015的机翼作文分析对象，在专用的NACA机翼轮廓生成软件中提取机翼外轮廓点。目前绝大多数飞机采用襟翼的形式来调整飞机的气动特性，襟翼一般安装在机翼弦长的70%处。而可变形机翼外表面是一个整体，所以本文将可变形处置于机翼弦长的50%处。机翼末端偏转角均设为5°。设来流速度V0=50m/s，攻角θ=5°，压强P=101325Pa，空气密度ρ=1.225kg/m3，温度T=288K，运动黏度v=1.461×10-5m2/s。得到如图3所示的仿真结果。对比图3（a）（b）可知，可变形机翼末端下方流体流速比传统机翼末端下方流体流速慢，根据流体基本运动规律，物体表面流体流速越慢，物体表面局部气压越高，气压差越大，升力越大。因此通过气动分析结果可知，可变形机翼具有更大的升力。仿真结果显示，当末端转角均为5°时，可变形机翼的升力系数为0.892，传统机翼的升力系数为0.794，可变形机翼的升阻比为12.56，传统机翼的升阻比为11.34。所以可变形机翼可以有效调整飞机的气动特性。

结论

（1）本文提出了一种可变形机翼的设计方案，可以实现机构弯度的连续调整。

（2）通过仿真分析，本文所提出的可变形机翼方案就有较好的弯度调节能力，能使实现可变形机翼弯度渐变的目的。

（3）本文对所提出的可变形机翼进行了空气动力学分析，分析结果表明，本文所提出的可变形机翼可以有效提高飞机的升阻比。

参考文献

[1]解江.自适应机翼柔性翼肋的受控运动学规律研究[J].机械科学与技术， 2007（7）：917-921.

[2]杨智春，解江.柔性后缘自适应机翼的概念设计[J].航空学报，2009（6）： 1028-1034.

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