可变形机翼机构设计及分析

2018-02-01 12:55李刚戈占堃边弘晔
中国新技术新产品 2018年3期
关键词:结构设计

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.endprint

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