柔性變形機(jī)翼設(shè)計(jì)及其結(jié)構(gòu)力學(xué)性能分析

張雄雄，燕必希，孫廣開(kāi)，宋言明

（1.北京信息科技大學(xué)儀器科學(xué)與光電工程學(xué)院，北京100192；2.光電信息與儀器北京市工程研究中心，北京100016）

1 引言

“機(jī)翼”是決定飛機(jī)性能的關(guān)鍵部件。傳統(tǒng)飛機(jī)一般根據(jù)特定飛行任務(wù)和環(huán)境條件下的空氣動(dòng)力學(xué)特性設(shè)計(jì)機(jī)翼的總體布局和形狀參數(shù)，并采用輕量化、高強(qiáng)度和固定式的材料結(jié)構(gòu)制造，利用電傳感技術(shù)感知各種載荷[1]。這種固定式剛性機(jī)翼可以通過(guò)襟翼、前緣縫翼等機(jī)構(gòu)的簡(jiǎn)單剛性變形使飛機(jī)在特定飛行條件下改善其空氣動(dòng)力學(xué)性能。但是，固定機(jī)翼的局部剛性變形會(huì)使翼型截面幾何廓形產(chǎn)生非連續(xù)變化和曲率突變，影響氣動(dòng)特性。更大的問(wèn)題在于飛行環(huán)境參數(shù)是連續(xù)變化的，固定式機(jī)翼通常只能在一個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)達(dá)到最優(yōu)氣動(dòng)性能，大多數(shù)情況下性能不佳，在提升飛行性能和多任務(wù)適應(yīng)性等方面存在瓶頸。

隨著軍事和民用發(fā)展需求以及科學(xué)技術(shù)的進(jìn)步（尤其是無(wú)人機(jī)的應(yīng)用發(fā)展），傳統(tǒng)固定式機(jī)翼飛行器已經(jīng)不能滿足不斷增加的飛行效率、多任務(wù)能力和靈活性需求，擁有高飛行效率和高性能飛行器，并且在飛行過(guò)程中能夠適應(yīng)多種飛行任務(wù)和不同環(huán)境條件的變形機(jī)翼技術(shù)受到日益廣泛的關(guān)注和研究[2-3]。

目前，變形機(jī)翼（MorphingWing）已經(jīng)成為未來(lái)先進(jìn)航空飛行器的重要特征和發(fā)展方向。與固定式機(jī)翼不同，變形機(jī)翼的形狀變形通常采用高度靈活的機(jī)翼系統(tǒng)，通過(guò)致動(dòng)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)翼型的改變，實(shí)時(shí)調(diào)整其構(gòu)造以獲得飛機(jī)在特定飛行條件下改善的空氣動(dòng)力學(xué)性能。變形機(jī)翼可以根據(jù)不同的飛行任務(wù)和飛行環(huán)境條件改變機(jī)翼形狀進(jìn)而獲得最優(yōu)的飛行性能。擁有高飛行效率和高性能變形機(jī)翼飛行器能夠在很大程度上減少能量消耗，有效增加續(xù)航能力[4]；在多任務(wù)飛行過(guò)程中擁有優(yōu)秀的環(huán)境適應(yīng)能力并且在不同環(huán)境下達(dá)到最優(yōu)飛行狀態(tài)，相比傳統(tǒng)的固定式機(jī)翼飛行器具有更強(qiáng)的生存能力。傳統(tǒng)的固定式機(jī)翼飛行器只具有單一的飛行模式，為克服傳統(tǒng)飛行器這種單任務(wù)模式的缺點(diǎn)，變形機(jī)翼飛行器提供了一種可行的解決方案。

變形飛機(jī)的概念最早可以追溯到1890年，法國(guó)Clément Ader提出了變體飛機(jī)的設(shè)計(jì)思想。他首次提出變體偵察機(jī)出于對(duì)速度的追求，機(jī)翼應(yīng)設(shè)計(jì)成類似于蝙蝠或者鳥(niǎo)翅膀的形狀，框架可折疊，面積可以縮小至1/2，甚至1/3。此后，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)變形機(jī)翼做了大量研究。1931年，HILL設(shè)計(jì)了一種變掠角飛機(jī)并進(jìn)行了試飛。1955年，美國(guó)提出了XB-70Valkyrie轟炸機(jī)研究計(jì)劃。該飛機(jī)采用剛性變體技術(shù)，兩側(cè)機(jī)翼翼端采用液壓折疊可變?cè)O(shè)計(jì)，其下偏角可在25°到70°之間切換[5]。2001年，NASA提出了新型柔性變體飛機(jī)的概念，該飛機(jī)在飛行過(guò)程中可以隨時(shí)改變機(jī)翼翼展、后掠角大小，其翼梢小翼可以自由地分叉與合并，如鳥(niǎo)類一樣靈活。文獻(xiàn)[6-7]設(shè)計(jì)了一種基于柔性機(jī)構(gòu)變形（原理如圖1）的可變弦向彎曲度機(jī)翼系統(tǒng)模型，并完成了風(fēng)洞試驗(yàn)及模擬飛行測(cè)試。國(guó)內(nèi)學(xué)者對(duì)變形機(jī)翼也進(jìn)行過(guò)不少研究。文獻(xiàn)[8]研究了類似于HECS機(jī)翼的基于桿索基結(jié)構(gòu)的三維柔性變彎度機(jī)翼結(jié)構(gòu)并采用遺傳算法對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行了拓?fù)鋬?yōu)化研究。文獻(xiàn)[9]對(duì)變彎度機(jī)翼準(zhǔn)定常流動(dòng)分離特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，分析了機(jī)翼外圍流場(chǎng)狀態(tài)與機(jī)翼外形之間的關(guān)系。但是，現(xiàn)有變形機(jī)翼研究在面向?qū)嶏w的小型變體無(wú)人機(jī)及柔性變形結(jié)構(gòu)和功能上欠缺研究。

針對(duì)小型無(wú)人機(jī)實(shí)際飛行設(shè)計(jì)了柔性變形機(jī)翼。研究的重點(diǎn)是設(shè)計(jì)一種可以在兩個(gè)指定標(biāo)準(zhǔn)翼型之間實(shí)現(xiàn)連續(xù)彎度調(diào)整的新穎的變形機(jī)翼系統(tǒng)。變形功能實(shí)現(xiàn)依靠沿著機(jī)翼跨度的一組柔性肋結(jié)構(gòu)來(lái)實(shí)現(xiàn)，通過(guò)分布式的舵機(jī)—搖臂驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)彎度調(diào)節(jié)[10]。這種新穎的設(shè)計(jì)滿足對(duì)致動(dòng)精確性和控制可靠性的需要，響應(yīng)時(shí)間短，有限的重量載荷以及足夠的結(jié)構(gòu)剛度和強(qiáng)度保證了無(wú)人機(jī)實(shí)際飛行的安全性。

2 柔性變形機(jī)翼設(shè)計(jì)

柔性變形機(jī)翼變形功能通過(guò)一組由分布式舵機(jī)—搖臂系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)的柔性肋機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)。設(shè)計(jì)的變形機(jī)翼能夠在兩個(gè)指定狀態(tài)之間實(shí)現(xiàn)連續(xù)的彎度調(diào)整。

2.1 柔性肋設(shè)計(jì)原理

NACA翼型是機(jī)翼設(shè)計(jì)中最常用的參考翼型之一，NACA0012是對(duì)稱翼型，機(jī)翼結(jié)構(gòu)的最大厚度和弦長(zhǎng)比為12%，彎度為零。在實(shí)際飛行中NACA0012翼型具有較高的牽引力和較低的阻力系數(shù)，更適合以相對(duì)較低的升力系數(shù)高速巡航。機(jī)翼結(jié)構(gòu)NACA6412的最大厚度與弦長(zhǎng)比與NACA0012相同為12%，最大彎度為6%。NACA6412翼型具有較高的升阻比，在飛機(jī)實(shí)際飛行中所受阻力較小的同時(shí)可以有效地提高機(jī)翼的升力，更適用于低速滑行的飛行條件。標(biāo)準(zhǔn)NACA0012和NACA6412翼型結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

提出了一種在NACA0012（非弧形）和NACA6412（弧形）之間實(shí)時(shí)調(diào)整翼型彎度的機(jī)翼設(shè)計(jì)，機(jī)翼可以連續(xù)精確的變形到目標(biāo)構(gòu)型，優(yōu)化機(jī)翼實(shí)際飛行時(shí)的升阻比。如圖1（c）所示。柔性變形機(jī)翼由兩部分組成：由中心翼梁支撐的標(biāo)準(zhǔn)部分（靠近前緣）和由柔性肋結(jié)構(gòu)組成的變形部分。機(jī)翼沒(méi)有變形的時(shí)候，非變形部分和變形部分形成標(biāo)準(zhǔn)NACA0012翼型的配置。一旦變形，變形部分的形狀變?yōu)榕c標(biāo)準(zhǔn)NACA6412翼型新配置。通過(guò)兩種翼型的變化實(shí)現(xiàn)整個(gè)機(jī)翼翼型彎度的調(diào)整。應(yīng)該注意的是，變形后的整個(gè)翼型不具有與標(biāo)準(zhǔn)NACA6412翼型相同的結(jié)構(gòu)，只是變形部分形成NACA6412機(jī)翼構(gòu)型，而非變形部分與NACA0012翼型保持一致。因此，設(shè)計(jì)的柔性變形機(jī)翼可以在兩種翼型之間實(shí)現(xiàn)形狀變形進(jìn)行彎度調(diào)整，但是變形后的機(jī)翼翼型不能與NACA6412翼型的配置混淆。

圖1翼型結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic Diagram of Airfoil Structure

圖1 （c）的非弧形和弧形配置作為機(jī)翼變形的兩個(gè)翼型狀態(tài)。機(jī)翼變形是通過(guò)一組可變翼片設(shè)計(jì)的柔性肋結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)的柔性肋是符合兩個(gè)參考狀態(tài)的幾何構(gòu)型的多單元機(jī)構(gòu)。

每個(gè)部件都有相同的滑動(dòng)軌和轉(zhuǎn)動(dòng)接頭作為連接構(gòu)件。因?yàn)槿嵝岳叩脑O(shè)計(jì)是圖1（c）所示的兩個(gè)參考狀態(tài)的配置。所以每個(gè)子組件具有唯一的幾何特征，柔性肋設(shè)計(jì)的基本單元與整體結(jié)構(gòu)，如圖2、圖3所示。子組件可以分為前子組件，端子組件和通用子組件。除了末端子組件，每個(gè)子組件通過(guò)連接兩個(gè)相同的外部構(gòu)件和一個(gè)嵌入的內(nèi)部構(gòu)件形成。每對(duì)外部構(gòu)件牢固地結(jié)合到相應(yīng)的內(nèi)部構(gòu)件以形成基本單元的完整組件。

圖2 柔性肋基本單元Fig.2 The Basic Unit of the Flexible Rib

圖3 柔性肋整體結(jié)構(gòu)Fig.3 The Whole Structure of the Flexible Rib

2.2 變形機(jī)翼設(shè)計(jì)

變形機(jī)翼整體結(jié)構(gòu)及其局部細(xì)節(jié)，如圖4所示。變形區(qū)內(nèi)的柔性肋系統(tǒng)包含七組柔性肋結(jié)構(gòu)，間隔120mm。每組柔性肋結(jié)構(gòu)的前基本單元子組件牢固地連接到主翼梁。機(jī)翼由三組舵機(jī)驅(qū)動(dòng)的分布式搖臂系統(tǒng)為變形提供動(dòng)力，舵機(jī)位置位于變形區(qū)，實(shí)際固定在機(jī)翼翼梁上。碳纖維桿作為傳動(dòng)連接，通過(guò)每組柔性肋的末端基本部件和每組搖臂系統(tǒng)的末端。整個(gè)變形機(jī)翼設(shè)計(jì)為薄木結(jié)構(gòu)，以承受氣動(dòng)載荷。由于各基本單元結(jié)構(gòu)的連接和柔性肋結(jié)構(gòu)的變形作用，在變形面上會(huì)形成小間隙。

圖4 變形機(jī)翼整體結(jié)構(gòu)及局部細(xì)節(jié)Fig.4 Deformed Wing Structure and Local Details

3 變形機(jī)翼氣動(dòng)特性分析

為了檢驗(yàn)變形機(jī)翼設(shè)計(jì)的空氣動(dòng)力學(xué)特性并獲得作用在機(jī)翼表面上的氣動(dòng)載荷，用標(biāo)準(zhǔn)CFD軟件Fluent對(duì)翼型的空氣動(dòng)力學(xué)進(jìn)行了數(shù)值分析。選擇翼型在彎度最大弧形結(jié)構(gòu)下進(jìn)行分析，因?yàn)榇藭r(shí)處于空氣載荷最大的狀態(tài)?？諝獗惶幚頌榫哂泻愣芏葹?.225kg/m3的不可壓縮粘性流，平均流速假定為20m/s，在15℃的溫度和101，325Pa的大氣壓下將粘度系數(shù)設(shè)定為1.48×10-5m2/s。雷諾數(shù)約為49W，CFD模擬采用基于壓力的粘性Spalart-Allmaras模型的絕對(duì)速度公式，計(jì)算過(guò)程中忽略熱傳遞。

雷諾系數(shù)公式：

將翼型放入一個(gè)最小控制尺寸為弦長(zhǎng)（360mm）36倍的控制區(qū)域內(nèi)，網(wǎng)格選擇四邊形單元，使邊界層控制區(qū)域內(nèi)網(wǎng)格最大寬度約為2.60mm，翼型周圍的等壓力值線，如圖5所示。選擇AOA在（-4～16）°范圍內(nèi)進(jìn)行空氣動(dòng)力學(xué)分析。為了比較最大變形和未變形機(jī)翼的氣動(dòng)特性，在圖6中給出了NACA0012翼型（未變形機(jī)翼）和最大彎度變形時(shí)的翼型升力（CL）和阻力（CD）系數(shù)之間的相關(guān)性，隨AOA變化的升阻比函數(shù)，如圖7所示。兩組風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)分別為雷諾數(shù)（Re）為20W和100W的NACA0012翼型的風(fēng)洞測(cè)試結(jié)果，如圖6、圖7所示。仿真分析獲得的NACA0012翼型和變形機(jī)翼型在雷諾數(shù)為49W條件下的數(shù)值結(jié)果，NACA0012翼型的數(shù)值結(jié)果與參考實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好。數(shù)值結(jié)果和參考實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)在所考慮的整個(gè)AOA的范圍內(nèi)都具有相似的趨勢(shì)。在圖6中觀察到，當(dāng)CL=0.4時(shí)，未變形和變形的翼型的CL-CD曲線相交。在交叉點(diǎn)下方，未變形的機(jī)翼具有更高的升力與牽引比，而變形機(jī)翼在交點(diǎn)上方具有較高的升阻比。當(dāng)UAV以相對(duì)較低的升力系數(shù)（CL＜0.4）高速巡航時(shí)，由于產(chǎn)生的較低的牽引力，未變形機(jī)翼更有效地起作用。另一方面，當(dāng)UAV以相對(duì)較高的升力系數(shù)（CL＞0.4）在低速下滑行時(shí)，變形到最大彎度的機(jī)翼構(gòu)型產(chǎn)生較低的阻力而使得UAV更有效地飛行。變形機(jī)翼在低速和高速飛行模式之間不斷變化時(shí)，可以有效改善無(wú)人機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)性能。在相同的AOA中，CFD結(jié)果，如圖7所示。進(jìn)一步證明，變形的翼型與未變形的翼型相比具有更好的升阻比。

圖5 壓力等值線Fig.5 Pressure Contour

圖6 未變形和變形的翼型的CL-CD曲線Fig.6 The Undeformed and Deformed Wing Type CL-CD Curve

圖7 未變形和變形翼型的升阻比隨AOA變化曲線Fig.7 The Undeformed and Deformed Wing Type of Lift Drag Ratio with AOA Change Curve

4 結(jié)構(gòu)完整性

采用有限元分析方法進(jìn)行結(jié)構(gòu)完整性分析。將柔性肋組件的3D模型導(dǎo)入到有限元靜力學(xué)分析模塊中，使用二次六面體單元和二次楔形單元共同離散化柔性肋組件的3D模型。利用二次四邊形接觸單元和二次三角形接觸單元對(duì)接觸區(qū)域進(jìn)行建模。柔性肋選用樺木膠合板材料作為基本單元組件的材料。

前基本單元組件的左表面作為柔性肋與翼梁連接的固定端，變形機(jī)翼系統(tǒng)中的碳纖連接桿將約束末端基本單元組件在驅(qū)動(dòng)點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)，所以驅(qū)動(dòng)點(diǎn)在驅(qū)動(dòng)力方向得到碳纖桿的固定支撐。采用粘合接觸條件來(lái)考慮每個(gè)基本單元組件中的層狀薄木單元之間的粘附。對(duì)連接的子組件與子組件之間的接觸表面以及子組件和銷的接觸表面施加無(wú)摩擦接觸條件。

基于3.1CFD仿真結(jié)果，得到二維變形機(jī)翼型在最大彎度時(shí)的氣動(dòng)載荷，最大載荷為1423Pa，最小載荷為-201.7Pa，平均載荷為767Pa。然后通過(guò)機(jī)翼變形區(qū)的跨度來(lái)計(jì)算柔性肋總的受力。在結(jié)構(gòu)完整性分析中在每個(gè)翼上考慮了114.05N的設(shè)計(jì)升力。因此，從CFD模擬獲得的空氣動(dòng)力學(xué)載荷被放大到設(shè)計(jì)升力114.05N。每個(gè)柔性肋結(jié)構(gòu)有效地承擔(dān)作用在120mm跨度（兩個(gè)柔性肋之間的空間）的氣動(dòng)載荷。

在柔性肋結(jié)構(gòu)的Von-Mises等效應(yīng)力分布，如圖8所示。整個(gè)柔性肋受到Von-Mises等效應(yīng)力的最大值為5.3MPa，集中在膠合板與銷軸接觸面，小于膠合板屈服強(qiáng)度11.65MPa。結(jié)果表明，氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的最大有效應(yīng)力小于柔性肋屈服強(qiáng)度，柔性肋結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)可以保證設(shè)計(jì)載荷的安全。

圖8 柔性肋等效應(yīng)力分布Fig.8 The Equivalent Stress Distribution of the Flexible Rib

機(jī)翼的整個(gè)結(jié)構(gòu)由木材構(gòu)成，包括樺木層壓板，輕木和桐木?；诮Y(jié)構(gòu)應(yīng)力分析結(jié)果。伺服電機(jī)必須提供的致動(dòng)變形機(jī)翼的力約為5.43N，同時(shí)考慮到可靠性和重量負(fù)載，每個(gè)舵機(jī)的最小輸出轉(zhuǎn)矩為0.27N·m，選擇Hitec HS-5685標(biāo)準(zhǔn)金屬齒輪微型舵機(jī)以滿足這一要求。

5 結(jié)論

（1）柔性變形機(jī)翼設(shè)計(jì)針對(duì)面向?qū)嶋H飛行的小型無(wú)人機(jī)。變形功能實(shí)現(xiàn)依靠沿著機(jī)翼跨度的一組柔性肋結(jié)構(gòu)，可以在兩個(gè)指定標(biāo)準(zhǔn)翼型之間實(shí)現(xiàn)連續(xù)彎度調(diào)整。這種新穎的設(shè)計(jì)滿足對(duì)致動(dòng)精確性和控制可靠性的需要，響應(yīng)時(shí)間短，有限的重量載荷以及足夠的結(jié)構(gòu)剛度和強(qiáng)度保證了無(wú)人機(jī)實(shí)際飛行的安全性。

（2）氣動(dòng)分析的結(jié)果表明：柔性變形機(jī)翼在未變形時(shí)具有較高的牽引力和較低的阻力系數(shù)；更適合以相對(duì)較低的升力系數(shù)高速巡航。變形時(shí)的翼型具有較高的升阻比，在飛機(jī)實(shí)際飛行中減小阻力的同時(shí)可以有效地提高機(jī)翼的升力，連續(xù)的變形能力可以有效改善柔性變形機(jī)翼的空氣動(dòng)力學(xué)性能。

（3）力學(xué)分析的結(jié)果表明：在無(wú)人機(jī)實(shí)際飛行過(guò)程中氣動(dòng)載荷產(chǎn)生的有效應(yīng)力5.3MPa小于柔性肋的屈服強(qiáng)度11.65MPa，柔性肋組件的設(shè)計(jì)可以安全地承受負(fù)載，驗(yàn)證了柔性變形機(jī)翼的結(jié)構(gòu)完整性，可滿足小型無(wú)人機(jī)的實(shí)際飛行要求。