袁明川，史志偉，程克明

（南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院，南京 210016）

0 引 言

變體飛行器可以在飛行中改變自身的氣動(dòng)構(gòu)型，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼面積、后掠角、展弦比等的大尺寸范圍的變化，從而使飛行器可以在變化很大的飛行環(huán)境下和在執(zhí)行多種任務(wù)時(shí)始終保持良好性能［1-3］。隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展和如今對(duì)飛行器在復(fù)雜環(huán)境下飛行以及執(zhí)行多任務(wù)的要求，變體飛機(jī)的構(gòu)想愈加受到世界各國的重視。1985～1992年美國開展了主動(dòng)柔性翼（A F W）計(jì)劃，并于1996 年后擴(kuò)展為主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼（AAW）計(jì) 劃［4］。2003 年，美 國 國 防 預(yù) 研 計(jì) 劃 局（DARPA）正 式 啟 動(dòng) 了MAS （Morphing Aircraft Structures）研究計(jì)劃，提出了折疊機(jī)翼、滑動(dòng)蒙皮機(jī)翼和伸縮機(jī)翼的設(shè)計(jì)方案，變體飛機(jī)的研究取得了許多實(shí)質(zhì)性的進(jìn)展［5-6］。與此同時(shí)，歐洲也啟動(dòng)了由多個(gè)單位合作的3AS （Active Aeroelastic Aircraft Structures）計(jì)劃，將變體飛機(jī)的研制列入了研究日程，國外其他多所大學(xué)也紛紛開展了不同形式變體飛機(jī)的設(shè)計(jì)研究［7-11］。近幾年來，國內(nèi)的相關(guān)高校和科研機(jī)構(gòu)多次進(jìn)行了變體飛行器驅(qū)動(dòng)、控制研究和氣動(dòng)特性的數(shù)值模擬工作，取得了一定的成果。

折疊機(jī)翼變體飛行器可以通過部分機(jī)翼的折疊運(yùn)動(dòng)改變飛機(jī)的機(jī)翼面積、高低位置、平面形狀、展弦比和后掠角，實(shí)現(xiàn)飛行器氣動(dòng)外形的改變。研制出了一種能夠?qū)崿F(xiàn)機(jī)翼可控折疊變形的飛行器的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停ㄟ^風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)獲得了模型在不同的變體位置下的氣動(dòng)參數(shù)和流場(chǎng)分布以及它在變體過程中氣動(dòng)參數(shù)和流場(chǎng)的動(dòng)態(tài)變化情況，總結(jié)出了變體飛行器靜態(tài)和動(dòng)態(tài)下氣動(dòng)特性的變化規(guī)律，并對(duì)其進(jìn)行了簡單的流動(dòng)機(jī)理的探究。研究結(jié)果可為變體飛行器的氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供一定的參考依據(jù)。

1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)和驅(qū)動(dòng)

折疊翼變體飛行器實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎煤舐邮綑C(jī)翼，無平尾和垂尾。機(jī)翼由兩部分組成：與機(jī)身相鉸接的內(nèi)側(cè)機(jī)翼；與內(nèi)側(cè)機(jī)翼相鉸接的外側(cè)機(jī)翼。外側(cè)機(jī)翼、內(nèi)側(cè)機(jī)翼、機(jī)身和連桿組成平行四邊形機(jī)構(gòu)，從而使內(nèi)側(cè)機(jī)翼繞機(jī)身轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，外側(cè)機(jī)翼與機(jī)身平面始終保持水平［12-15］。驅(qū)動(dòng)器采用高精度伺服舵機(jī)，工作時(shí)利用計(jì)算機(jī)控制機(jī)翼做相應(yīng)的變體運(yùn)動(dòng)。模型機(jī)翼完全展開時(shí)為近似三角翼布局，機(jī)翼展長l=0.6m，展弦比λ=3.12，后掠角χ1／2=17.5°；機(jī)翼完全折疊時(shí)展長l=0.36m，展弦比λ=2.06，后掠角χ1／2=26°。文中用θ表示內(nèi)側(cè)機(jī)翼的折疊角度，θ=0°表示機(jī)翼處于完全展開狀態(tài)，θ=120°表示機(jī)翼處于完全折疊狀態(tài)。圖1為折疊翼飛機(jī)模型在不同變體狀態(tài)下的照片。

圖1 不同變體狀態(tài)下的模型照片F(xiàn)ig.1 The model photos with different morphing position

2 實(shí)驗(yàn)儀器和實(shí)驗(yàn)方法

實(shí)驗(yàn)風(fēng)洞為低速回流式開口風(fēng)洞，最高風(fēng)速40m／s，風(fēng)洞最大湍流度0.07%，實(shí)驗(yàn)段長1.7m，橫截面為1.0m ×1.5m 的矩形。氣動(dòng)力與力矩測(cè)量采用六分量桿式天平。

折疊翼變體飛行器模型的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)在10m／s的風(fēng)速下進(jìn)行，實(shí)驗(yàn)主要分為三個(gè)部分：（1）靜態(tài)測(cè)力實(shí)驗(yàn)：測(cè)得模型在不同變體位置下的氣動(dòng)力和力矩；（2）動(dòng)態(tài)測(cè)力實(shí)驗(yàn)：實(shí)驗(yàn)時(shí)模型做勻速變體運(yùn)動(dòng)，測(cè)得模型在不同的迎角、變體速度下氣動(dòng)力和力矩的動(dòng)態(tài)變化情況；（3）PIV 流場(chǎng)測(cè)量實(shí)驗(yàn)。

在進(jìn)行數(shù)據(jù)處理工作時(shí)，不考慮變體運(yùn)動(dòng)對(duì)重心位置的影響，模型重心位置取為一個(gè)固定的點(diǎn)，參考面積S、展長l和平均氣動(dòng)弦長bA取模型做變體運(yùn)動(dòng)時(shí)的實(shí)時(shí)變化值。相應(yīng)的氣動(dòng)系數(shù)計(jì)算公式為：

式（1）中，q∞表示來流動(dòng)壓，S（θ），l（θ），bA（θ）分別表示模型的機(jī)翼在不同折疊角度下的投影面積、展長和平均氣動(dòng)弦長。

考慮到動(dòng)態(tài)測(cè)量時(shí)存在干擾信號(hào)，因而對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行了濾波處理。圖2為氣動(dòng)特性動(dòng)態(tài)變化曲線在數(shù)據(jù)濾波前后的一個(gè)對(duì)比。在動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)時(shí)，首先測(cè)量了無風(fēng)狀態(tài)時(shí)機(jī)翼動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)的天平數(shù)據(jù)，然后進(jìn)行了有風(fēng)狀態(tài)時(shí)的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力測(cè)量，用有風(fēng)數(shù)據(jù)減去無風(fēng)數(shù)據(jù)，去除慣性影響。同時(shí)，在動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)時(shí)，共采集了6個(gè)周期的數(shù)據(jù)測(cè)量值，并對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了平均值處理。

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 靜態(tài)測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果

圖3（a）～（c）為折疊翼變體飛行器模型靜態(tài)實(shí)驗(yàn)的氣動(dòng)特性曲線。通過對(duì)這些曲線的觀察，得到了以下的規(guī)律：隨著機(jī)翼折疊角度θ的增大，模型失速臨界迎角從16°增大到22°；在θ=90°后，升力線斜率變?。簧璞仍讦?0°時(shí)最大，在θ=120°時(shí)最小；θ=120°時(shí)模型焦點(diǎn)后移，縱向靜穩(wěn)定性有所增大?？偟膩碚f，模型在機(jī)翼展開時(shí)的低速氣動(dòng)特性要優(yōu)于折疊狀態(tài)的氣動(dòng)特性。

出現(xiàn)以上現(xiàn)象的原因可能是：θ增大時(shí)模型的展弦比減小，下洗作用增大，造成有效迎角減小，從而使得失速迎角增大；θ達(dá)到90°后，模型機(jī)翼運(yùn)動(dòng)至機(jī)身上方，模型內(nèi)、外側(cè)機(jī)翼和機(jī)身部分相互影響，使得阻力系數(shù)增大，升力系數(shù)減小，同時(shí)機(jī)翼位置變化使得前緣渦對(duì)機(jī)翼影響減弱，這些都會(huì)造成升力線斜率的下降。

圖4是6°迎角下偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線，曲線的斜率在θ=90°時(shí)明顯大于其它的偏轉(zhuǎn)角度，這說明此時(shí)模型具有最大的航向穩(wěn)定性。這是因?yàn)楫?dāng)θ=90°時(shí)，模型內(nèi)側(cè)機(jī)翼豎起，可以充當(dāng)垂直安定面，從而使得偏航穩(wěn)定性增大。

3.2 動(dòng)態(tài)測(cè)力實(shí)驗(yàn)結(jié)果

圖5是模型的縱向氣動(dòng)特性曲線，觀察升力特性曲線，可以看出θ在90°之前，機(jī)翼進(jìn)行折疊運(yùn)動(dòng)時(shí)的升力系數(shù)Cy明顯小于進(jìn)行展開運(yùn)動(dòng)時(shí)同一θ下的升力系數(shù)Cy。迎角α為8°時(shí)這個(gè)最大差值大概相當(dāng)于自身升力系數(shù)的12%，α達(dá)到18°時(shí)模型失速，這個(gè)差值達(dá)到22%。這說明機(jī)翼進(jìn)行折疊運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生了比較明顯的非定常氣動(dòng)現(xiàn)象，而且失速前后這種現(xiàn)象更加的強(qiáng)烈。比較圖6中不同的折疊速度下模型升力系數(shù)的動(dòng)態(tài)特性，可以看出模型折疊運(yùn)動(dòng)的速度越大，非定常效應(yīng)越明顯。

圖5 不同迎角下變體運(yùn)動(dòng)對(duì)模型縱向動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性影響（ω=90°／s）Fig.5 The effects of the morphing motion on the longitudinal aerodynamic characteristics at different angle of attacks（ω=90°／s）

出現(xiàn)這種非定?，F(xiàn)象的原因可能是以下兩個(gè)：模型機(jī)翼對(duì)來流的相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度造成有效迎角發(fā)生改變；模型的變體運(yùn)動(dòng)對(duì)它周圍流場(chǎng)特別是前緣集中渦的影響。

圖6 變體速度對(duì)動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性的影響（α=18°）Fig.6 The effects of morphing speed on the unsteady aerodynamic characteristics（α=18°）

分別對(duì)這兩個(gè)因素進(jìn)行簡單的分析。首先，實(shí)驗(yàn)中模型機(jī)翼進(jìn)行的變體運(yùn)動(dòng)會(huì)對(duì)來流產(chǎn)生一個(gè)相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度，這個(gè)相對(duì)速度使得同一θ下折疊過程有效迎角小于展開過程，從而造成升力系數(shù)和阻力系數(shù)的變化，這個(gè)因素在小迎角時(shí)起主要作用。對(duì)于第二個(gè)因素，模型機(jī)翼的展開運(yùn)動(dòng)會(huì)造成機(jī)翼下方的氣流向上翻卷，從而增大了前緣渦，前緣渦可以產(chǎn)生非線性渦升力，延緩機(jī)翼的失速，有利于升力的增加，這個(gè)因素在大迎角時(shí)發(fā)揮主要作用。在這兩個(gè)因素共同作用下模型的升力特性呈現(xiàn)如圖5所示的動(dòng)態(tài)變化規(guī)律。

圖7為偏航角β=20°時(shí)折疊翼模型航向氣動(dòng)參數(shù)的動(dòng)態(tài)變化情況。從兩幅圖中可以看出，機(jī)翼折疊和展開時(shí)側(cè)力系數(shù)曲線和偏航力矩系數(shù)的曲線在折疊角度θ=90°之前基本重合在一起，沒有十分明顯的非定常氣動(dòng)現(xiàn)象產(chǎn)生，在折疊角度θ=90°之后，機(jī)翼展開和折疊時(shí)的曲線并不重合開始有非定常氣動(dòng)現(xiàn)象產(chǎn)生。這是因?yàn)棣?90°時(shí)模型內(nèi)側(cè)機(jī)翼豎起充當(dāng)了側(cè)向的主要受力面，在它的運(yùn)動(dòng)下產(chǎn)生非定常的氣動(dòng)特性。

3.3 PIV 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

PIV 實(shí)驗(yàn)對(duì)12°迎角下機(jī)翼后方5cm 處截面進(jìn)行流場(chǎng)測(cè)量。圖8和9分別是靜態(tài)和動(dòng)態(tài)情況下流場(chǎng)的變化情況，流場(chǎng)圖由渦量云圖和速度矢量圖構(gòu)成，圖中粗線表示機(jī)翼位置。

圖7 變體運(yùn)動(dòng)對(duì)橫航向氣動(dòng)特性影響（α=6°，β=20°）Fig.7 The effects of the morphing motion on the lateral aerodynamic characteristics（α=6°，β=20°）

圖8（a）～（c）是靜態(tài)情況下θ分別為0°、30°和120°時(shí)的流場(chǎng)分布，可以看出前緣渦隨著機(jī)翼折疊狀態(tài)的改變而轉(zhuǎn)移，當(dāng)機(jī)翼折疊起來時(shí)前緣渦基本消失。

圖9是動(dòng)態(tài)情況下θ=30°時(shí)機(jī)翼折疊過程和展開過程流場(chǎng)分布的對(duì)比，相對(duì)于折疊運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，機(jī)翼的展開運(yùn)動(dòng)使得前緣渦增強(qiáng)，且前緣渦的位置向翼根方向移動(dòng)。流場(chǎng)分布的這些變化和前文中氣動(dòng)特性的變化是一致的。

圖9 變體運(yùn)動(dòng)過程中的流場(chǎng)變化（θ=30°）Fig.9 The change of flow field in the morphing motion

4 結(jié) 論

通過對(duì)折疊機(jī)翼模型在靜態(tài)和動(dòng)態(tài)過程中的氣動(dòng)特性實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，并結(jié)合PIV 測(cè)量結(jié)果，可以得出以下結(jié)論：

（1）對(duì)于折疊翼變體飛行器，靜態(tài)情況下模型展開時(shí)的低速氣動(dòng)特性優(yōu)于折疊起來的狀態(tài)；

（2）折疊翼變體飛行器模型變體運(yùn)動(dòng)過程中有明顯的非定常效應(yīng)，失速迎角前后非定常效應(yīng)更加明顯；

（3）變體運(yùn)動(dòng)速度越大，非定常效應(yīng)也越明顯； （4）非定常氣動(dòng)效應(yīng)產(chǎn)生的原因主要是機(jī)翼相對(duì)于來流運(yùn)動(dòng)和機(jī)翼變體過程中對(duì)前緣集中渦的影響。

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