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        可變形機(jī)翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及分析

        2018-02-01 12:55:17李剛戈占堃邊弘曄
        關(guān)鍵詞:結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

        李剛+戈占堃+邊弘曄

        摘 要:可變形機(jī)翼可以通過改變自身形狀實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的調(diào)整,可以顯著提高飛機(jī)升阻比、燃油節(jié)省率及機(jī)動(dòng)性,本文提出了一種可變形機(jī)翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)方案,并進(jìn)行相關(guān)仿真分析。

        關(guān)鍵詞:可變形機(jī)翼;結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì);空氣動(dòng)力學(xué)分析

        中圖分類號(hào):V249 文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

        隨著現(xiàn)代航空業(yè)及科學(xué)技術(shù)的不斷發(fā)展,人類對(duì)飛機(jī)的綜合性能提出了更高的要求,如更高的飛行效率、更低的燃油消耗、更長(zhǎng)的航程以及更好的機(jī)動(dòng)性等。可變形機(jī)翼可以根據(jù)飛行任務(wù)的不同,相應(yīng)的改變機(jī)翼的氣動(dòng)外形,從而調(diào)整飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)特性。1985年美國(guó)空軍與NASA共同提出了“任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼”項(xiàng)目。關(guān)于可變形機(jī)翼的相關(guān)研究還有許多,如美國(guó)國(guó)防高級(jí)研究計(jì)劃署與格魯曼公司共同提出的“機(jī)敏機(jī)翼”項(xiàng)目、德國(guó)宇航中心提出的帶狀柔性可變形機(jī)翼等。

        盡管在可變形機(jī)翼領(lǐng)域已經(jīng)取得了較多成果,但并沒有對(duì)某一類可變形機(jī)翼形成系統(tǒng)化的設(shè)計(jì)。而且多數(shù)設(shè)計(jì)方案機(jī)構(gòu)自由度大于1,這意味著機(jī)構(gòu)中需要有兩個(gè)或兩個(gè)以上的驅(qū)動(dòng),這無(wú)疑增加了機(jī)構(gòu)的重量和控制的難度。

        1 可變形機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

        平面閉環(huán)連桿機(jī)構(gòu)是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中最常使用的機(jī)構(gòu)之一。其具有諸多優(yōu)點(diǎn),如承載能力大、傳動(dòng)可靠、自由度確定、耐磨性能優(yōu)良等。本文將以平面閉環(huán)連桿機(jī)構(gòu)為設(shè)計(jì)對(duì)象,進(jìn)行可變形機(jī)翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

        可變形機(jī)翼可以形成連續(xù)漸變的彎度,這要求在可變形機(jī)翼中至少有兩個(gè)變形單元,而且在相同的變形方向上必須具有逐漸增大的變形位移。因此,本文提出了一種可變形機(jī)翼的設(shè)計(jì)方案,如圖1(a)所示。

        為了機(jī)構(gòu)形狀與傳統(tǒng)機(jī)翼形狀相似,圖1(a)中的位移放大機(jī)構(gòu)進(jìn)行了適當(dāng)?shù)淖冃?。其中連桿EDF為一個(gè)整體,與連桿CD在點(diǎn)D處鉸接。當(dāng)連桿BC上有一個(gè)逆時(shí)針輸入時(shí),連桿BC將繞點(diǎn)B進(jìn)行逆時(shí)針旋轉(zhuǎn),此時(shí),連桿BC上所有點(diǎn)中,點(diǎn)C的豎直位移最大,由于點(diǎn)C與點(diǎn)C重合,因此連桿CD將獲得最大的豎直位移。在連桿BC上任意選取一點(diǎn)與點(diǎn)E連接,則點(diǎn)E將獲得一個(gè)小于連桿CD的豎直位移。此時(shí)圖1左側(cè)第二個(gè)機(jī)構(gòu)可以實(shí)現(xiàn)位移放大的功能,在點(diǎn)F處將得到同向放大的輸出。利用以上設(shè)計(jì)方法,可以得到如圖1(b)所示的可變形機(jī)翼結(jié)構(gòu)方案。針對(duì)以上可變形機(jī)翼方案,建立其數(shù)學(xué)模型,并在MATLAB中進(jìn)行機(jī)構(gòu)的軌跡仿真,得到圖2的機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)軌跡仿真結(jié)果。從仿真結(jié)果可知,設(shè)計(jì)方案能實(shí)現(xiàn)彎度的連續(xù)漸變,滿足可變形機(jī)翼設(shè)計(jì)要求。

        2 可變形機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)分析

        空氣動(dòng)力特性是評(píng)價(jià)可變形機(jī)翼設(shè)計(jì)優(yōu)劣的一個(gè)重要指標(biāo)。本文選取美國(guó)國(guó)家航空咨詢委員會(huì)開發(fā)的一款型號(hào)為NACA64-015的機(jī)翼作文分析對(duì)象,在專用的NACA機(jī)翼輪廓生成軟件中提取機(jī)翼外輪廓點(diǎn)。目前絕大多數(shù)飛機(jī)采用襟翼的形式來(lái)調(diào)整飛機(jī)的氣動(dòng)特性,襟翼一般安裝在機(jī)翼弦長(zhǎng)的70%處。而可變形機(jī)翼外表面是一個(gè)整體,所以本文將可變形處置于機(jī)翼弦長(zhǎng)的50%處。機(jī)翼末端偏轉(zhuǎn)角均設(shè)為5°。設(shè)來(lái)流速度V0=50m/s,攻角θ=5°,壓強(qiáng)P=101325Pa,空氣密度ρ=1.225kg/m3,溫度T=288K,運(yùn)動(dòng)黏度v=1.461×10-5m2/s。得到如圖3所示的仿真結(jié)果。對(duì)比圖3(a)(b)可知,可變形機(jī)翼末端下方流體流速比傳統(tǒng)機(jī)翼末端下方流體流速慢,根據(jù)流體基本運(yùn)動(dòng)規(guī)律,物體表面流體流速越慢,物體表面局部氣壓越高,氣壓差越大,升力越大。因此通過氣動(dòng)分析結(jié)果可知,可變形機(jī)翼具有更大的升力。仿真結(jié)果顯示,當(dāng)末端轉(zhuǎn)角均為5°時(shí),可變形機(jī)翼的升力系數(shù)為0.892,傳統(tǒng)機(jī)翼的升力系數(shù)為0.794,可變形機(jī)翼的升阻比為12.56,傳統(tǒng)機(jī)翼的升阻比為11.34。所以可變形機(jī)翼可以有效調(diào)整飛機(jī)的氣動(dòng)特性。

        結(jié)論

        (1)本文提出了一種可變形機(jī)翼的設(shè)計(jì)方案,可以實(shí)現(xiàn)機(jī)構(gòu)彎度的連續(xù)調(diào)整。

        (2)通過仿真分析,本文所提出的可變形機(jī)翼方案就有較好的彎度調(diào)節(jié)能力,能使實(shí)現(xiàn)可變形機(jī)翼彎度漸變的目的。

        (3)本文對(duì)所提出的可變形機(jī)翼進(jìn)行了空氣動(dòng)力學(xué)分析,分析結(jié)果表明,本文所提出的可變形機(jī)翼可以有效提高飛機(jī)的升阻比。

        參考文獻(xiàn)

        [1]解江.自適應(yīng)機(jī)翼柔性翼肋的受控運(yùn)動(dòng)學(xué)規(guī)律研究[J].機(jī)械科學(xué)與技術(shù), 2007(7):917-921.

        [2]楊智春,解江.柔性后緣自適應(yīng)機(jī)翼的概念設(shè)計(jì)[J].航空學(xué)報(bào),2009(6): 1028-1034.endprint

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