雷朝輝，宋 晨,2*，張楨鍇，楊 超

(1.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191；2.北京航空航天大學(xué) 無人系統(tǒng)研究院，北京 100191)

1 引 言

航空業(yè)已成為世界上最大的行業(yè)之一[1]，微小的技術(shù)改進(jìn)都可帶來顯著的經(jīng)濟(jì)效益。在現(xiàn)有條件下，傳統(tǒng)機(jī)翼設(shè)計(jì)方法仍有諸多局限性。例如傳統(tǒng)機(jī)翼由于安定面與操縱面之間不可避免地存在間隙，表面的剛性運(yùn)動引起的曲率的離散和不連續(xù)變化引起了顯著的阻力增量[2]。

自適應(yīng)機(jī)翼的概念最初起源于主動變形的設(shè)計(jì)思想，而變形飛行器概念和控制裝置的出現(xiàn)甚至早于萊特兄弟的飛機(jī)[3]。自適應(yīng)機(jī)翼主要通過改變翼型的彎度，即翼型中弧線的彎曲程度來改變氣動力在整個(gè)翼面上的分布，從而達(dá)到在各飛行任務(wù)環(huán)境中提高飛行效率的目的。

自適應(yīng)機(jī)翼有很多優(yōu)點(diǎn)，比如通過同步非對稱偏轉(zhuǎn)外翼前段和后段的活動組件改善大迎角橫向操縱性；同步操作機(jī)翼彎度和水平尾翼的偏度直接控制升力；增大內(nèi)端機(jī)翼彎度降低大過載飛行時(shí)的彎矩；隨外界擾動變化偏轉(zhuǎn)分段襟翼來降低在不平靜大氣中飛行時(shí)的載荷；大大降低雷達(dá)反射面積等[4]。

自適應(yīng)機(jī)翼變形設(shè)計(jì)方案大致可分為3個(gè)類型，即面內(nèi)變形、面外變形和翼型變形。其中，變彎度機(jī)翼的變形形式主要包括自適應(yīng)變彎度前緣機(jī)翼和自適應(yīng)變彎度后緣機(jī)翼兩種。

關(guān)于自適應(yīng)變彎度前緣機(jī)翼，S.Kota等[5]在美國空軍實(shí)驗(yàn)室提供的基金支持下，以NACA63418翼型為基礎(chǔ)，結(jié)合柔性機(jī)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)并制造出了可變彎度的前緣柔性結(jié)構(gòu)。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果顯示，該柔性機(jī)翼在升力系數(shù)提高了25%的同時(shí)，升阻比提高了51%。S.Kota等[6]結(jié)合柔性機(jī)構(gòu)，開發(fā)了幾何可變的柔性前緣結(jié)構(gòu)，其可變幾何葉片能夠使氣動性能保持最優(yōu)，從而延緩了葉片失速，在前進(jìn)速度、承載能力以及機(jī)動性能方面均產(chǎn)生了明顯的收益。H.P.Monner等[7]提出了智能無縫的前緣裝置概念，該裝置采用玻璃纖維，使用不同的鋪層，使機(jī)翼前緣能夠按設(shè)計(jì)剛度分布，同時(shí)沿展長方向布置一定數(shù)量的桁條來加強(qiáng)結(jié)構(gòu)，從而較好地實(shí)現(xiàn)了變形能力和承載要求的平衡。N.D.Matteo等[8]采用曲線梁作為驅(qū)動單元，并使用鋁作為蒙皮材料，并設(shè)計(jì)了8個(gè)I型的金屬筋條加強(qiáng)結(jié)構(gòu)。

關(guān)于自適應(yīng)變彎度后緣機(jī)翼，H.P.Monner[9]提出了形似“手指”的變形概念，這種結(jié)構(gòu)使機(jī)翼的彎度能夠同時(shí)沿弦向和展向進(jìn)行變化，從而實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼的自適應(yīng)扭轉(zhuǎn)變形。L.F.Companile等[10]設(shè)計(jì)了一種“肋帶”形狀的可變彎度機(jī)翼，采用分布式的柔性結(jié)構(gòu)來代替之前的鉸鏈結(jié)構(gòu)，使其具有大變形、高承載能力和小重量等特點(diǎn)。D.P.Wang等[11]利用偏心梁的變形原理進(jìn)行了后緣控制表面的設(shè)計(jì)，該設(shè)計(jì)由10個(gè)獨(dú)立的翼段共同組成，其中每個(gè)翼段分別與偏心梁進(jìn)行集成，使其能夠在0.2s內(nèi)獲得最大20°的偏轉(zhuǎn)。D.S.Ramrakhyani等[12]采用腱結(jié)構(gòu)來驅(qū)動由數(shù)個(gè)六節(jié)點(diǎn)的八面體單元集成的桁架，從而實(shí)現(xiàn)了超過橢圓機(jī)翼面積50～200%的展向彎曲變形。S.Barbarino等[13]設(shè)計(jì)了一種以SMA為基礎(chǔ)的機(jī)翼變形后緣結(jié)構(gòu)，該后緣結(jié)構(gòu)由5塊薄板組成，薄板依次相連，薄板間安裝有交叉的彈性薄片。U.Icardi等[14]設(shè)計(jì)了依靠SMA驅(qū)動并采用柔性蒙皮的變體機(jī)翼，該機(jī)翼結(jié)構(gòu)由夾心盒段、柔性翼肋和柔性蒙皮組成，能夠?qū)崿F(xiàn)整體機(jī)翼的彎曲和表面局部的變形。A.Wildschek等[15]設(shè)計(jì)了全部以復(fù)合材料為結(jié)構(gòu)的變形后緣，該機(jī)翼由電機(jī)驅(qū)動內(nèi)部結(jié)構(gòu)，電機(jī)與桿鉸接，后緣偏轉(zhuǎn)的曲率可通過改變梁的剛度來調(diào)節(jié)。N.D.Matteo等[16]提出了應(yīng)用在大飛機(jī)高升力翼型上的變形后緣襟翼方案，采用開放式的滑動后緣，通過調(diào)節(jié)曲線梁使其改變當(dāng)前構(gòu)型。T.A.Probst等[17]以MFC為驅(qū)動器，對展長為0.5m的無人機(jī)進(jìn)行彎曲變形控制，分別通過閉環(huán)及開環(huán)反饋系統(tǒng)來控制位移。D.Kim等[18]設(shè)計(jì)了可控制的變形后緣，并采用FMC進(jìn)行驅(qū)動，該設(shè)計(jì)通過將伸長的驅(qū)動器嵌入上蒙皮，收縮的驅(qū)動器與下蒙皮連接，從而使后緣端部產(chǎn)生向下的彎曲變形。

綜上所述，目前機(jī)翼變彎度的方式通常只考慮到翼型的改變，沒有考慮到變形結(jié)構(gòu)的承載能力。另外，現(xiàn)有的柔順機(jī)構(gòu)方案大多關(guān)注后緣變形概念和功能實(shí)現(xiàn)，缺乏機(jī)翼安定結(jié)構(gòu)與變形功能結(jié)構(gòu)連接方式的考慮。結(jié)合各變形方案的優(yōu)勢和不足，本文選擇柔性可變形功能翼肋作為變彎度機(jī)翼的驅(qū)動方式，考慮功能結(jié)構(gòu)的承載能力，并對可變形翼肋結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析和試驗(yàn)，從而實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)機(jī)翼后緣變彎度方案的優(yōu)化設(shè)計(jì)、分析與功能驗(yàn)證。

2 柔性翼肋方案設(shè)計(jì)與變形原理

2.1 變形概念及原理

柔性翼肋是一種可實(shí)現(xiàn)主動變形的翼肋結(jié)構(gòu)。本文采用的柔性翼肋變形方案基于前期拓?fù)鋬?yōu)化方法進(jìn)行拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，并經(jīng)過參數(shù)優(yōu)化和圓整實(shí)現(xiàn)。該后緣柔性翼肋變形方案主要結(jié)合了懸臂梁受剪時(shí)彎曲變形的原理，整個(gè)結(jié)構(gòu)通過將翼肋上端固支，下端只放開一個(gè)方向的平動自由度的方式與外部進(jìn)行連接。向下彎曲變形時(shí)，直線舵機(jī)對柔性翼肋中部結(jié)構(gòu)的前端提供機(jī)翼剖面弦向指向前緣的驅(qū)動力，這個(gè)驅(qū)動力傳導(dǎo)到翼肋拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)連接點(diǎn)時(shí)，向上的兩部分分別對柔性翼肋的上端結(jié)構(gòu)產(chǎn)生向下的剪力，使其向下彎曲，而向下的部分對柔性翼肋的下端結(jié)構(gòu)產(chǎn)生向上的剪力和向前緣方向的軸力，使其向上彎曲的同時(shí)向前緣方向滑動，從而使整個(gè)柔性翼肋產(chǎn)生向下彎曲的變形效果(如圖1所示)。而柔性翼肋向上彎曲變形時(shí)，整個(gè)傳力及變形過程則正好相反。

圖1 后緣柔性翼肋變形原理

本方案后緣變彎度機(jī)翼設(shè)計(jì)采用NACA6409翼型，如圖2所示。該翼型的相對彎度為6%，最大彎度位置在0.4弦長處，相對厚度為9%。

圖2 NACA6409翼型

2.2 后緣柔性翼肋的模塊化設(shè)計(jì)

模塊化設(shè)計(jì)有設(shè)計(jì)通用、裝配準(zhǔn)確、更換便捷等優(yōu)點(diǎn)，在柔性后緣的設(shè)計(jì)與試驗(yàn)過程中，通過模塊化設(shè)計(jì)方法，可以在不改變外部連接結(jié)構(gòu)的情況下，通過修改后緣柔性翼肋模塊內(nèi)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，使相同機(jī)翼結(jié)構(gòu)匹配多種不同柔性翼肋結(jié)構(gòu)，從而便于柔性翼肋結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)與設(shè)計(jì)優(yōu)化。

模塊化柔性后緣設(shè)計(jì)方案如圖3所示，該方案將整體柔性后緣設(shè)計(jì)成一個(gè)模塊單元，并通過連接支架與外部結(jié)構(gòu)連接。另外，針對后期加工中可能出現(xiàn)的誤差，柔性后緣模塊的連接支架在與外部結(jié)構(gòu)連接的部分分別設(shè)計(jì)了定位孔和定位槽。其中，定位孔分別與機(jī)翼后梁的上下緣條用螺栓連接來確定柔性后緣模塊在機(jī)翼后梁上的具體位置，而另一側(cè)的定位槽則可以讓整個(gè)柔性后緣模塊在10°的范圍內(nèi)進(jìn)行轉(zhuǎn)動，從而確定后緣柔性翼肋與后梁的準(zhǔn)確夾角。在定位后，用緊固件產(chǎn)生的摩擦進(jìn)行固定。

圖3 模塊化柔性后緣設(shè)計(jì)

此外，為了保證整個(gè)柔性后緣模塊安裝完成后，直線舵機(jī)的推桿產(chǎn)生的驅(qū)動力保持最高效的方向，在定位支架連接舵機(jī)架的部位分別設(shè)計(jì)了上下各兩個(gè)孔位，左右各0.5mm的裕度，便于直線舵機(jī)的安裝位置在水平和豎直方向留有一定裕度。另外還設(shè)計(jì)了特定尺寸的緊固件，用以將直線舵機(jī)固定在最佳位置上。

3 后緣柔性翼肋模塊的建模、分析及參數(shù)優(yōu)化

3.1 氣動載荷計(jì)算

3.1.1 流場網(wǎng)格處理

根據(jù)初始的機(jī)翼翼型和平面尺寸，利用pointwise繪制如圖4所示的機(jī)翼翼面網(wǎng)格。其中，前緣和后緣部分網(wǎng)格進(jìn)行加密處理，并在翼面附近設(shè)置邊界層網(wǎng)格。

圖4 翼面氣動網(wǎng)格

流場計(jì)算域選擇長方體計(jì)算域，如圖5所示。計(jì)算域左右邊界距離機(jī)翼均為20倍翼根弦長，計(jì)算域上下邊界距離機(jī)翼均為5倍翼根弦長，展向邊界距離機(jī)翼12倍翼根弦長。整體流場計(jì)算域長20m，寬13m，高10m，網(wǎng)格數(shù)量110余萬。右邊界設(shè)置為對稱面，前邊界設(shè)置為速度入口，后邊界設(shè)置為自由出口，翼面及流場其余部分均設(shè)置為物面。

圖5 流場氣動網(wǎng)格

3.1.2 氣動力計(jì)算

將繪制完成的機(jī)翼氣動網(wǎng)格模型導(dǎo)入fluent對巡航狀態(tài)下機(jī)翼的氣動力大小及分布進(jìn)行計(jì)算，具體計(jì)算條件如表1所示。

表1 巡航狀態(tài)參數(shù)

按巡航狀態(tài)參數(shù)進(jìn)行計(jì)算，可得機(jī)翼升力系數(shù)為0.414，阻力系數(shù)為0.026，升阻比為15.9。由式(1)，可計(jì)算得到機(jī)翼整體的升力為219N。

(1)

式中，L為機(jī)翼升力；ρ為空氣密度；v為來流速度；CL為升力系數(shù)；S為機(jī)翼面積。

計(jì)算完成后，利用fluent的后處理功能提取靠近翼根處的單個(gè)襟翼部分柔性翼肋和副翼部分柔性翼肋處的截面速度云圖，如圖6所示。從圖中可以看出NACA6409翼型表面的速度隨翼型彎度改變的分布情況，從而得出壓強(qiáng)在機(jī)翼表面的大致分布趨勢。

圖6 柔性翼肋截面速度分布

另沿展向等距選取14個(gè)截面，提取每個(gè)截面上翼型表面各處的壓力系數(shù)，利用matlab將數(shù)據(jù)進(jìn)行整理，繪制出機(jī)翼表面壓力系數(shù)分布圖，如圖7所示。

圖7 機(jī)翼表面壓力系數(shù)分布

分別提取靠近翼根處的單個(gè)襟翼部分柔性翼肋和副翼部分柔性翼肋截面的壓力系數(shù)，并由公式(2)得出作用在柔性翼肋上的壓強(qiáng)分布，如表2所示。

(2)

式中，Cp表示壓力系數(shù)，p表示翼面壓強(qiáng)，p∞表示來流壓強(qiáng)，V∞表示來流速度。

表2 襟翼柔性翼肋壓強(qiáng)分布

3.2 柔性翼肋結(jié)構(gòu)建模、分析及參數(shù)優(yōu)化

3.2.1 柔性翼肋結(jié)構(gòu)有限元模型建立

根據(jù)柔性翼肋初始幾何模型提取各個(gè)曲面，在patran中分別建立襟翼部分柔性翼肋和副翼部分柔性翼肋的結(jié)構(gòu)有限元模型，如圖8所示。各柔性翼肋的屬性均設(shè)為2D板/殼單元，根據(jù)實(shí)際情況，將柔性翼肋的材料設(shè)置為鈦合金，其彈性模量為110GPa，密度為4500kg/m3。

圖8 柔性翼肋結(jié)構(gòu)有限元模型

根據(jù)實(shí)際約束情況，分別將柔性翼肋上表面前端固支，下表面只放開弦向平動自由度。柔性翼肋加載工況主要分為驅(qū)動變形和受載變形兩部分。其中，驅(qū)動變形工況在柔性翼肋中間部分施加x向驅(qū)動力，模擬直線舵機(jī)驅(qū)動力，從而計(jì)算柔性翼肋的整體變形情況及應(yīng)力分布。受載變形工況時(shí)，將柔性翼肋中間部分固支，模擬直線舵機(jī)的鎖死模式，同時(shí)將之前提取的氣動載荷分別加載到柔性翼肋的上下表面，從而計(jì)算在氣動載荷作用下柔性翼肋的變形情況、應(yīng)力分布以及直線舵機(jī)鎖死所需的驅(qū)動力大小。

3.2.2 柔性翼肋厚度優(yōu)化設(shè)計(jì)

初始柔性翼肋模型外圍各邊厚度1mm，內(nèi)部各邊厚度0.5mm，加載氣動力計(jì)算結(jié)果顯示，柔性翼肋變形量較大，難以滿足設(shè)計(jì)要求。

分別對后緣柔性翼肋的不同部分進(jìn)行加厚處理，分組情況如表3所示。根據(jù)分組情況，在氣動載荷作用工況下，分別對各組柔性翼肋結(jié)構(gòu)有限元模型進(jìn)行變形大小及分布情況計(jì)算。計(jì)算結(jié)果顯示，翼肋外圍靠近梁的部分加厚對一定驅(qū)動力下翼肋的最大變形起主要作用，翼肋內(nèi)部的部分和下表面的部分加厚對一定載荷下翼肋的最大變形起主要影響作用。

表3 厚度優(yōu)化設(shè)計(jì)

以工況氣動載荷下柔順翼肋最大變形不超過1%為條件，50N驅(qū)動力下翼尖變形為目標(biāo)進(jìn)行厚度優(yōu)化，柔性翼肋厚度優(yōu)化結(jié)果如圖9所示，具體為：柔性翼肋的上表面前端和下表面前端分別加厚至2mm，中間連接部分1.5mm厚，其余部分1mm厚。

圖9 柔性翼肋厚度優(yōu)化設(shè)計(jì)

3.2.3 氣動載荷下柔性翼肋靜力分析

為了防止水稻在建設(shè)過程中出現(xiàn)塌陷，在隧道開掘中要及時(shí)做好支護(hù)工作，嚴(yán)格施工標(biāo)準(zhǔn)。CRD法大斷面淺埋偏壓隧道初期支護(hù)一般采用格柵鋼架、鋼筋網(wǎng)、φ22砂漿錨桿及濕噴混凝土，控制圍巖變形。

將柔性翼肋的中間部分固支，并將之前計(jì)算得到的后緣氣動載荷分別加在優(yōu)化后的襟翼柔性翼肋和副翼柔性翼肋的結(jié)構(gòu)有限元模型上，計(jì)算各柔性翼肋在氣動載荷作用下的最大變形以及應(yīng)力分布，結(jié)果如圖10所示。

(a)變形分布

(b)應(yīng)力分布圖10 柔性翼肋氣動載荷作用結(jié)果

由圖10可知，在工況氣動載荷作用下，柔性翼肋最大變形為0.632mm，出現(xiàn)在下表面靠近后緣的部分；柔性翼肋整體變形都在翼肋厚度的1%以下，對機(jī)翼的氣動外形基本沒有影響。最大應(yīng)力為65.4MPa，出現(xiàn)在中間部分的固接處；整個(gè)柔性翼肋的應(yīng)力均在鈦合金屈服應(yīng)力以下(取安全系數(shù)1.5，鈦合金的強(qiáng)度極限為1000MPa)，整體強(qiáng)度和剛度均符合設(shè)計(jì)要求。

3.2.4 驅(qū)動力下柔性翼肋靜力分析

按照實(shí)際約束狀況，將柔性翼肋上表面前端固支，下表面僅放開弦向自由度，對柔性翼肋中間部分前端施加驅(qū)動力，分析自由狀態(tài)下直線舵機(jī)驅(qū)動力與柔性翼肋尖端最大變形的關(guān)系，結(jié)果如表4所示。

表4 不同驅(qū)動力下柔性翼肋變形及應(yīng)力

分別對襟翼柔性翼肋和副翼柔性翼肋在自由狀態(tài)不同大小驅(qū)動力作用下后緣尖端最大變形及最大應(yīng)力數(shù)據(jù)繪制成散點(diǎn)圖并進(jìn)行關(guān)系擬合，結(jié)果如圖11、圖12所示。

圖11 后緣尖端變形隨驅(qū)動力變化

由圖11可知，柔性翼肋尖端最大變形量與驅(qū)動力變化呈線性關(guān)系，即柔性翼肋的驅(qū)動變形能力與最大驅(qū)動力線性相關(guān)，相關(guān)關(guān)系方程如圖11所示。在100N的最大設(shè)計(jì)驅(qū)動力作用下，柔性翼肋的后緣尖端最大變形超過10°，滿足自由狀態(tài)下柔性翼肋變形能力的要求。

圖12 柔性翼肋最大應(yīng)力隨驅(qū)動力變化

由圖12可知，柔性翼肋最大應(yīng)力與驅(qū)動力變化呈線性關(guān)系，即柔性翼肋中的最大應(yīng)力與驅(qū)動力線性相關(guān)，相關(guān)關(guān)系方程如圖12所示。在100N的最大設(shè)計(jì)驅(qū)動力作用下，柔性翼肋的最大應(yīng)力未超過600MPa，小于鈦合金的屈服應(yīng)力，滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

3.2.5 直線舵機(jī)驅(qū)動力估算

在保持實(shí)際約束條件的情況下，將之前計(jì)算得到的氣動載荷加在柔性翼肋上，對柔性翼肋中間部分施加弦向驅(qū)動力，計(jì)算不同驅(qū)動力下柔性翼肋后緣尖端的變形情況，如圖13所示。

圖13 氣動載荷下柔性翼肋尖端隨驅(qū)動力變化

y=-0.89x+40

(3)

由式(3)可知，襟翼柔性翼肋在驅(qū)動力為45N時(shí)，后緣尖端變形量接近于0，此時(shí)柔性翼肋的變形最小，對機(jī)翼氣動外形的影響最小。另外，由式(3)還可計(jì)算出當(dāng)直線舵機(jī)驅(qū)動力達(dá)到100N時(shí)，襟翼柔性翼肋在氣動載荷作用下后緣尖端變形達(dá)到了49mm，超過了變形能力的設(shè)計(jì)要求，達(dá)到了最初的設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)。

根據(jù)柔性翼肋設(shè)計(jì)要求的±8°的偏轉(zhuǎn)角度，由三角函數(shù)關(guān)系可知，柔性翼肋后緣尖端的變形范圍需要達(dá)到±48mm。結(jié)合氣動載荷作用下驅(qū)動力與后緣尖端變形的擬合方程，可以通過計(jì)算得到柔性翼肋所需的直線舵機(jī)的驅(qū)動力范圍在9N到99N之間。再結(jié)合直線舵機(jī)5mm/s(后緣尖端每秒偏轉(zhuǎn)7°)的驅(qū)動速度設(shè)計(jì)要求，可以通過計(jì)算得到所需直線舵機(jī)的最大驅(qū)動功率為0.5W。

為驗(yàn)證擬合結(jié)果，對氣動載荷作用下的柔性翼肋在45N驅(qū)動力下的變形情況和應(yīng)力分布情況進(jìn)行計(jì)算，計(jì)算結(jié)果如圖14所示。

(a)變形分布

(b)應(yīng)力分布圖14 柔性翼肋氣動載荷與45N驅(qū)動力作用情況

由圖14可知，在氣動載荷和45N驅(qū)動力共同作用下，柔性翼肋后緣尖端最大變形為0.147mm，證明總體擬合情況良好，符合設(shè)計(jì)剛度要求。最大應(yīng)力為68.2MPa，遠(yuǎn)小于鈦合金的屈服應(yīng)力，滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

4 后緣柔性翼肋模塊地面試驗(yàn)

4.1 試驗(yàn)系統(tǒng)

后緣柔性翼肋模塊固定裝置即后緣變彎度機(jī)翼地面模型如圖15所示。根據(jù)后緣柔性翼肋模塊彎曲變形試驗(yàn)所需的試驗(yàn)器材，搭建如圖16所示的后緣柔性翼肋模塊變形試驗(yàn)系統(tǒng)，其對應(yīng)實(shí)物系統(tǒng)如圖17所示。

圖15 后緣變彎度機(jī)翼地面模型

圖16 柔性翼肋模塊變形試驗(yàn)系統(tǒng)連接關(guān)系

1.計(jì)算機(jī) 2.測量底板 3.柔性翼肋模塊 4.穩(wěn)壓電源 5.USB-PC控制器圖17 柔性翼肋模塊變形試驗(yàn)系統(tǒng)實(shí)物

柔性翼肋模塊通過USB-PC控制器分別與計(jì)算機(jī)和穩(wěn)壓電源連接。計(jì)算機(jī)控制直線舵機(jī)驅(qū)動軟件，控制直線舵機(jī)的開關(guān)以及驅(qū)動步數(shù)；穩(wěn)壓電源提供直線舵機(jī)所需的7.4V電壓。試驗(yàn)前首先將直線舵機(jī)的推桿調(diào)整至中立位置，即驅(qū)動步數(shù)為2048，之后將舵機(jī)推桿與柔性翼肋中部連接夾片進(jìn)行安裝，安裝完成后即可通過增大或減少舵機(jī)的驅(qū)動步數(shù)來調(diào)整舵機(jī)推桿的目標(biāo)位置，從而完成柔性翼肋的驅(qū)動變形。

4.2 空載與加載狀態(tài)變形速率測試

首先，在空載狀態(tài)下通過調(diào)節(jié)舵機(jī)驅(qū)動速率來測試后緣柔性翼肋的變形速率，柔性翼肋中立位和下偏位如圖18所示。再對柔性翼肋進(jìn)行加載，試驗(yàn)系統(tǒng)與加載方案如圖19和圖20所示。

圖18 柔性翼肋中立位(左)和下偏位(右)

1.加載模塊 2.后緣柔性翼肋圖19 后緣柔性翼肋加載試驗(yàn)系統(tǒng)

圖20 柔性翼肋加載方案

沿弦長方向設(shè)置2個(gè)加載點(diǎn)，單個(gè)后緣柔性翼肋設(shè)置加載2kg，均勻分布在2個(gè)加載點(diǎn)上；各個(gè)加載點(diǎn)方向均豎直向上。使用與空載狀態(tài)下相同的方法對加載狀態(tài)的柔性翼肋進(jìn)行變形速率測試，結(jié)果如表5所示。

表5 測試結(jié)果

4.3 柔性翼肋后緣尖端變形與驅(qū)動位移關(guān)系

將襟副翼柔性翼肋模塊的后梁連接部分固定，之后分別對襟翼柔性翼肋模塊和副翼柔性翼肋模塊在設(shè)計(jì)變形范圍內(nèi)給定一系列直線舵機(jī)驅(qū)動位移，測量襟翼柔性翼肋和副翼柔性翼肋的后緣尖端在豎直方向的變形量，具體結(jié)果如表6所示。

表6 柔性翼肋尖端變形與驅(qū)動位移關(guān)系

為便于觀察直線舵機(jī)驅(qū)動位移與柔性翼肋尖端變形之間的關(guān)系，將表中數(shù)據(jù)繪制成散點(diǎn)圖，如圖21所示。

圖21 柔性翼肋尖端變形與驅(qū)動位移關(guān)系

(4)

由式(4)計(jì)算可知，襟翼柔性翼肋后緣尖端變形量與直線舵機(jī)的驅(qū)動位移之間的線性相關(guān)系數(shù)為0.9998，副翼柔性翼肋后緣尖端變形量與直線舵機(jī)的驅(qū)動位移之間的線性相關(guān)系數(shù)0.9923。由計(jì)算結(jié)果可知，襟翼柔性翼肋和副翼柔性翼肋的后緣尖端變形量與直線舵機(jī)的驅(qū)動位移量呈強(qiáng)線性相關(guān)關(guān)系，且兩者的相關(guān)關(guān)系為正相關(guān)。

4.4 試驗(yàn)數(shù)據(jù)與計(jì)算結(jié)果對比分析

利用襟副翼后緣柔性翼肋模型，在施加實(shí)際約束的條件下，分別對柔性翼肋中間部分施加不同的弦向位移驅(qū)動，計(jì)算出襟翼柔性翼肋和副翼柔性翼肋的后緣尖端變形，計(jì)算結(jié)果見表7。

表7 柔性翼肋驅(qū)動位移與尖端變形計(jì)算結(jié)果

將柔性翼肋的計(jì)算結(jié)果繪制成圖并進(jìn)行線性關(guān)系擬合，并將之前測得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)以散點(diǎn)的形式繪制在圖上，結(jié)果如圖22所示。

圖22 計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比

根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)與計(jì)算結(jié)果的對比可知，柔性翼肋后緣尖端與直線舵機(jī)驅(qū)動位移之間呈線性相關(guān)關(guān)系，且試驗(yàn)數(shù)據(jù)與計(jì)算結(jié)果的曲線趨勢基本相同，兩者符合關(guān)系較好。

5 結(jié) 論

(1)基于本文柔性翼肋變形方案制作的后緣變彎度機(jī)翼地面模型可以實(shí)現(xiàn)后緣翼肋剖面的光滑、連續(xù)變形，變形品質(zhì)良好，柔性翼肋模塊變形能力達(dá)到±15°。

(2)結(jié)構(gòu)有限元模型分析結(jié)果表明，該方案的設(shè)計(jì)功率及驅(qū)動力需求小于現(xiàn)有直線舵機(jī)的驅(qū)動功率和驅(qū)動力，滿足驅(qū)動要求。整體機(jī)翼和優(yōu)化后的柔性翼肋設(shè)計(jì)方案滿足工況氣動載荷下的強(qiáng)度和剛度要求，設(shè)計(jì)方案合理可行。

(3)開展了柔性翼肋模塊自由狀態(tài)與加載狀態(tài)下的變形試驗(yàn)，地面試驗(yàn)測試結(jié)果表明，后緣柔性翼肋受載狀態(tài)下實(shí)際變形能力仍超出±15°范圍；直線舵機(jī)驅(qū)動位移與后緣尖端變形符合線性相關(guān)關(guān)系，并與有限元分析結(jié)果相同。