郭翔鷹，王帥博，王松松

(北京工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程與應(yīng)用電子技術(shù)學(xué)院，北京 100124)

隨著航空工業(yè)的迅速發(fā)展，民用和軍事領(lǐng)域都對(duì)飛行器提出了更高的要求，因此變形機(jī)翼應(yīng)運(yùn)而生.變形機(jī)翼的氣動(dòng)外形通過在不同飛行狀態(tài)中自適應(yīng)變化，來保持最優(yōu)的氣動(dòng)性能.隨著智能材料結(jié)構(gòu)的不斷發(fā)展，越來越多的學(xué)者們傾向于使用形狀記憶合金(shape memory alloys,SMA)、壓電材料、形狀記憶聚合物等智能材料進(jìn)行變形機(jī)翼設(shè)計(jì).這些新型智能材料質(zhì)量輕，相對(duì)于傳統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)結(jié)構(gòu)具有更好的適用性，已成為國內(nèi)外學(xué)者研究的熱點(diǎn).

2005年，Lim等[1]將LIPCA壓電驅(qū)動(dòng)器布置于機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu)上，通過實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，作用300 V的電壓時(shí)，該LIPCA機(jī)翼結(jié)構(gòu)發(fā)生了5°的彎曲.2006年，Kim等[2]開發(fā)了用MFC驅(qū)動(dòng)的智能撲翼，研制實(shí)驗(yàn)樣機(jī)進(jìn)行了動(dòng)態(tài)測(cè)試.2007年，Vos等[3]將壓電彎曲致動(dòng)器應(yīng)用于可變形機(jī)翼結(jié)構(gòu)中，與傳統(tǒng)副翼相比，新型可變形機(jī)翼滾轉(zhuǎn)控制得到了較大的提升.2009年，Paradies等[4]設(shè)計(jì)了具有薄輪廓壓電元件控制的無人機(jī)縮比模型，對(duì)機(jī)翼模型進(jìn)行了靜態(tài)實(shí)驗(yàn)分析和初步的動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)分析，數(shù)值結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好.對(duì)相同尺寸的夾層機(jī)翼與常規(guī)副翼控制進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)實(shí)驗(yàn)比較，結(jié)果表明機(jī)翼產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩較低.2011年，Wickramasinghe等[5]采用壓電纖維復(fù)合材料(marco-fiber composite,MFC)設(shè)計(jì)了一款智能可變形機(jī)翼.通過在雙晶片結(jié)構(gòu)外部覆蓋一層電活性聚合物蒙皮，對(duì)壓電纖維施加軸向的壓縮預(yù)應(yīng)力，增強(qiáng)了結(jié)構(gòu)的變形能力.Bilgen致力于壓電自適應(yīng)機(jī)翼的設(shè)計(jì)，并展開了一系列的研究[6-13]，在文獻(xiàn)[14]中設(shè)計(jì)了MFC的智能控制面模型，通電測(cè)試機(jī)翼后緣最大產(chǎn)生20°的變形，該設(shè)計(jì)基本滿足飛行測(cè)試中機(jī)動(dòng)特性要求；此外還設(shè)計(jì)了一款微小飛行器并進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，在飛行測(cè)試中達(dá)到了預(yù)期效果.2013年，Probst等[15]將MFC粘貼在模型飛機(jī)的機(jī)翼上以提升飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)速率和承受氣動(dòng)載荷能力，研究了MFC的布置位置、布置數(shù)量、MFC自身尺寸等重要參數(shù)對(duì)飛機(jī)滾轉(zhuǎn)速率和承載能力的影響.2013年，Debiasi等[16]基于MFC設(shè)計(jì)了一種可改變機(jī)翼上下表面形狀的模型，通過改變上下表皮的驅(qū)動(dòng)電壓得到不同的對(duì)稱和非對(duì)稱翼型以提高機(jī)翼的氣動(dòng)性能.2014年，Prazenica等[17]設(shè)計(jì)了一種適用于中型固定翼無人機(jī)的壓電纖維復(fù)合材料副翼執(zhí)行機(jī)構(gòu)，研究了不同驅(qū)動(dòng)力下機(jī)翼升力和阻力系數(shù)的變化.2018年，李春暉等[18]建立了MFC驅(qū)動(dòng)下的可變翼主動(dòng)變形的仿真模型，地面實(shí)驗(yàn)研究了在電壓載荷驅(qū)動(dòng)下，縮比模型主動(dòng)變形情況.

從上述研究中發(fā)現(xiàn)，目前已有一定數(shù)量的采用MFC驅(qū)動(dòng)的變形機(jī)翼，主要集中在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上，以增強(qiáng)機(jī)翼的變形能力，但大多數(shù)采用的是基于壓電單晶片或雙晶片結(jié)構(gòu)及其衍生形式，局限于其驅(qū)動(dòng)性能的研究以及一些靜態(tài)的分析，對(duì)于智能變形機(jī)翼的動(dòng)態(tài)特性分析較少.本文基于MFC設(shè)計(jì)了一種翼型式后緣可變彎度的變形機(jī)翼，通過實(shí)驗(yàn)研究了機(jī)翼的靜態(tài)變形能力，此外還研究了機(jī)翼在交變電場(chǎng)和橫向激勵(lì)聯(lián)合作用下的動(dòng)態(tài)響應(yīng).

1 機(jī)翼變形原理與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

1.1 變形原理

MFC是一種先進(jìn)的壓電材料，由壓電纖維、樹脂以及交叉指形電極構(gòu)成[19].P1型MFC在通電后伸長或收縮，由于其驅(qū)動(dòng)力矩大，作動(dòng)性能好，響應(yīng)速度快，易控制，因此是實(shí)現(xiàn)機(jī)翼變形的良好驅(qū)動(dòng)器件.本文利用P1型MFC這一特點(diǎn)，將其粘貼在機(jī)翼后緣蒙皮上，施加電壓后MFC產(chǎn)生應(yīng)變驅(qū)動(dòng)機(jī)翼后緣蒙皮變形，從而實(shí)現(xiàn)機(jī)翼后緣變彎度.

1.2 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

常見的后緣變彎度機(jī)翼，設(shè)計(jì)外形分為薄板式結(jié)構(gòu)和翼型式結(jié)構(gòu).薄板式結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)簡單，變形量大，相對(duì)翼型式設(shè)計(jì)使用的MFC數(shù)量少，質(zhì)量較輕，響應(yīng)的控制系統(tǒng)比較簡單.但是剛度較差，在一定程度上破壞了機(jī)翼原有的氣動(dòng)外形，氣動(dòng)效率較低.翼型式結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)填補(bǔ)了這一缺陷，最大的特點(diǎn)是不破壞原有的氣動(dòng)外形，氣動(dòng)效率較高，比薄板式設(shè)計(jì)剛度要好，但是變形量較低.

本文致力于中小型無人機(jī)的變形機(jī)翼結(jié)構(gòu)研究，聚焦于機(jī)翼的氣動(dòng)效率及穩(wěn)定性分析，采用翼型式結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì).參考NACA2412幾何參數(shù)，采用對(duì)稱翼型模型，機(jī)翼材料選擇碳纖維復(fù)合材料，弦長200 mm，驅(qū)動(dòng)部分的蒙皮采用0.2 mm碳纖維復(fù)合薄板.機(jī)翼由蒙皮、翼肋、翼梁和后擺桿組成，三維模型如圖1所示.

圖1 機(jī)翼三維模型Fig.1 3D model of the wing

1.3 機(jī)翼變形實(shí)施方案

機(jī)翼后緣為可變形部分，上、下蒙皮一端與翼肋粘接，一端通過滑槽與擺桿形成滑動(dòng)連接，上、下蒙皮各自粘貼MFC.當(dāng)上部MFC通正電壓，下部蒙皮通負(fù)電壓時(shí)上蒙皮伸長，下蒙皮收縮，產(chǎn)生形變差，從而驅(qū)動(dòng)擺桿向下偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼后緣連續(xù)光滑的向下偏轉(zhuǎn)；反之，可實(shí)現(xiàn)機(jī)翼后緣段連續(xù)、光滑地向上偏轉(zhuǎn)，如圖2所示.

圖2 驅(qū)動(dòng)部分局部視圖Fig.2 Partial view of the drive part

2 變形機(jī)翼靜態(tài)實(shí)驗(yàn)

采用AutoCAD軟件繪出機(jī)翼的結(jié)構(gòu)模型加工圖，為了降低機(jī)翼的質(zhì)量并有足夠的強(qiáng)度和剛度，整個(gè)機(jī)翼的承重件材質(zhì)采用碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料；為保證機(jī)翼后緣變形部分有最大變形能力，蒙皮采用0.2 mm的碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料薄板.由于飛機(jī)轉(zhuǎn)向，舵面偏轉(zhuǎn)不同，需在機(jī)翼的內(nèi)、外側(cè)蒙皮表面設(shè)置4片MFC- 8557- P1型壓電片，為伸長型壓電片，有效作用面積為長85 mm,寬57 mm.

為了測(cè)量機(jī)翼后緣變形能力，設(shè)置如圖3所示靜態(tài)實(shí)驗(yàn)平臺(tái).由于實(shí)驗(yàn)中直接測(cè)量機(jī)翼后緣轉(zhuǎn)角較為困難，因此采用間接測(cè)量方法.首先將機(jī)翼固定在夾具上，翼弦水平放置；其次采用CE1500002T型直流電源對(duì)粘貼在蒙皮上的內(nèi)、外側(cè)MFC通直流電，通過MFC變形驅(qū)動(dòng)機(jī)翼后緣擺動(dòng)；然后用LK- G5000激光位移探測(cè)器測(cè)量機(jī)翼后緣末端的位移；最后根據(jù)幾何關(guān)系計(jì)算出后緣轉(zhuǎn)角大小,具體的幾何換算關(guān)系如圖4所示.

圖3 機(jī)翼靜態(tài)測(cè)試平臺(tái)Fig.3 Static test platform of the wing

圖4 位移與轉(zhuǎn)角換算關(guān)系示意圖Fig.4 Schematic diagram of displacement and rotation angle conversion

2.1 外側(cè)機(jī)翼上部MFC通電變形

首先研究單側(cè)通電對(duì)對(duì)稱變形機(jī)翼機(jī)構(gòu)的影響，由于變形對(duì)稱，因此先分析上側(cè)MFC通電情況下，機(jī)翼后緣偏轉(zhuǎn)角度與電壓的關(guān)系.分別對(duì)外側(cè)上部MFC施加300、600、900、1 200、1 500 V直流電壓，采用多次測(cè)量取平均值的方法，測(cè)得數(shù)據(jù)如表1所示.

表1 外側(cè)上部MFC通電后機(jī)翼后緣位移

從圖5看出驅(qū)動(dòng)電壓900 V是一個(gè)節(jié)點(diǎn)，在900 V之前曲線斜率明顯大于900～1 500 V.在這2段區(qū)域機(jī)翼后緣擺角與驅(qū)動(dòng)電壓近似成正比關(guān)系，900 V之前隨著驅(qū)動(dòng)電壓的增大擺角變化較快，900 V后擺角變化速率降低.當(dāng)驅(qū)動(dòng)電壓達(dá)到MFC工作最大電壓1 500 V時(shí)，機(jī)翼后緣擺角最大為3.17°.

圖5 不同驅(qū)動(dòng)電壓與機(jī)翼后緣擺角關(guān)系Fig.5 Relationship between different driving voltages and the rear edge angle of the wing

2.2 機(jī)翼后緣擺角的累加效果

為測(cè)試機(jī)翼后緣擺角累加效果，對(duì)機(jī)翼上、下側(cè)的MFC同時(shí)施加直流電，為保證機(jī)翼后緣擺角最大化，一側(cè)通正電壓，另一側(cè)通負(fù)電壓.根據(jù)MFC- 8557- P1的工作電壓范圍-500 V～+1 500 V，直接給下側(cè)施加最大負(fù)電壓-500 V，上側(cè)MFC分別施加500、1 000、1 500 V直流電壓，激光位移探測(cè)器測(cè)量結(jié)果見表2.

表2 外側(cè)上、下部MFC通電后機(jī)翼后緣位移

從圖6看出上、下側(cè)MFC同時(shí)通直流電，其中下側(cè)施加最大負(fù)電壓-500 V，隨著上側(cè)MFC施加電壓的增高，機(jī)翼后緣擺角逐漸增大.相較于單側(cè)通電情況，當(dāng)機(jī)翼后緣上、下側(cè)MFC同時(shí)施加直流電時(shí)，機(jī)翼獲得最大變形能力，達(dá)到4.7°.

圖6 上、下側(cè)MFC不同驅(qū)動(dòng)電壓與機(jī)翼后緣擺角關(guān)系Fig.6 Relationship between different driving voltages of the upper and lower MFC and the rear edge of the wing

3 變形機(jī)翼動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)研究

變彎度機(jī)翼通過改變機(jī)翼后緣彎度來適應(yīng)飛行環(huán)境的變化，由于飛行環(huán)境存在不確定因素，氣動(dòng)載荷的隨機(jī)變化將會(huì)影響機(jī)翼飛行時(shí)的穩(wěn)定性.因此，對(duì)于機(jī)翼的動(dòng)態(tài)特性分析十分必要.

3.1 機(jī)翼固有頻率實(shí)驗(yàn)測(cè)量

機(jī)翼受到不穩(wěn)定氣流擾動(dòng)，當(dāng)引起共振時(shí)，機(jī)翼會(huì)劇烈振動(dòng)，嚴(yán)重影響飛行安全.因此，機(jī)翼的固有頻率測(cè)量十分必要.本文采用掃頻方法，來測(cè)量機(jī)翼的前2階固有頻率.利用共振原理，當(dāng)激勵(lì)頻率和測(cè)試件固有頻率接近時(shí)，即使激勵(lì)幅值很小，被測(cè)試件也將產(chǎn)生很大的振動(dòng).

將機(jī)翼近似為懸臂結(jié)構(gòu)，通過夾具將機(jī)翼與JZK- 5T激振器連接，Agilent 33220A信號(hào)發(fā)生器用于產(chǎn)生正弦信號(hào)，經(jīng)DA- 60功率放大器輸送到激振器從而實(shí)現(xiàn)機(jī)翼橫向振動(dòng).LK- G5000激光位移探測(cè)器記錄機(jī)翼后緣橫向位移，反映機(jī)翼振動(dòng)情況，掃頻實(shí)驗(yàn)平臺(tái)如圖7所示.掃頻范圍1～40 Hz,步長0.1 Hz.多次實(shí)驗(yàn)取平均值，得到機(jī)翼幅頻響應(yīng)曲線如圖8所示.

圖7 掃頻實(shí)驗(yàn)平臺(tái)Fig.7 Sweeping experimental platform

圖8 幅頻響應(yīng)曲線Fig.8 Curve of amplitude-frequency response

從圖8可以看出，在激勵(lì)頻率10.5、33.8 Hz左右峰值較為明顯.根據(jù)共振特征，得到機(jī)翼的前2階固有頻率分別在10.5、33.8 Hz附近.

3.2 交流電(alternating current,AC)對(duì)機(jī)翼振動(dòng)影響

3.2.1 交流電頻率對(duì)機(jī)翼振動(dòng)影響

當(dāng)對(duì)機(jī)翼蒙皮上粘貼的MFC施加交流電時(shí)，MFC產(chǎn)生的應(yīng)變將驅(qū)動(dòng)機(jī)翼振動(dòng)，為了研究交流電頻率對(duì)機(jī)翼穩(wěn)定性的影響，討論外加電壓為5.0、10.5、15.0、25.0、30.0、33.8 Hz這6種情況下機(jī)翼動(dòng)態(tài)特性.實(shí)驗(yàn)時(shí)，僅對(duì)內(nèi)側(cè)機(jī)翼上部MFC通電，保持幅值不變?yōu)? V，僅考慮交流電頻率對(duì)機(jī)翼振動(dòng)的影響，激光位移探測(cè)器測(cè)量機(jī)翼后緣位移，將得到的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)導(dǎo)入Origin 2018處理得到機(jī)翼后緣位移時(shí)間歷程圖，如圖9所示.

圖9 不同頻率交流電下機(jī)翼振動(dòng)時(shí)間歷程圖Fig.9 Time history diagram of wing vibration under different frequency AC

圖10 前2階共振頻率下外激勵(lì)幅值與內(nèi)側(cè)機(jī)翼最大位移的關(guān)系Fig.10 Relationship between the external excitation amplitude and the maximum displacement of the inner wing at the first two resonance frequencies

從圖9可以看出，機(jī)翼內(nèi)側(cè)MFC施加交流電的頻率低于二階共振頻率即33.8 Hz時(shí)，內(nèi)側(cè)機(jī)翼均呈周期性運(yùn)動(dòng)，且隨著交流電頻率的增大，機(jī)翼振幅逐漸減小.

3.2.2 交流電幅值對(duì)機(jī)翼振動(dòng)影響

此外，還討論了交流電幅值對(duì)機(jī)翼振動(dòng)的影響.分別在前2階共振頻率下，研究幅值分別為0.8、1.0、1.2、1.4、1.6、1.8 V共6種情況.

從圖10看出，在共振頻率下，內(nèi)側(cè)機(jī)翼最大位移與外激勵(lì)幅值近似成正比關(guān)系，隨著外激勵(lì)幅值的增大，最大位移逐漸增大，且在一階共振頻率下的最大位移大于二階.內(nèi)側(cè)機(jī)翼MFC通電引起的振動(dòng)將會(huì)影響到外側(cè)機(jī)翼，為了分析內(nèi)外側(cè)機(jī)翼之間的影響關(guān)系，研究在共振條件下內(nèi)側(cè)機(jī)翼MFC驅(qū)動(dòng)對(duì)外側(cè)機(jī)翼產(chǎn)生的影響.

當(dāng)內(nèi)側(cè)機(jī)翼受到一階共振頻率AC時(shí)，外側(cè)機(jī)翼明顯受到其影響，如圖11所示，最大位移小于內(nèi)側(cè)機(jī)翼振動(dòng)時(shí)的最大位移，呈周期性運(yùn)動(dòng).但當(dāng)內(nèi)側(cè)機(jī)翼受到二階共振頻率AC時(shí)，外側(cè)機(jī)翼的振動(dòng)出現(xiàn)混沌運(yùn)動(dòng)，內(nèi)側(cè)機(jī)翼是周期運(yùn)動(dòng).得出一階共振頻率下外側(cè)機(jī)翼受到內(nèi)側(cè)機(jī)翼振動(dòng)影響較大，二階時(shí)影響較小.

圖11 外側(cè)機(jī)翼在內(nèi)側(cè)機(jī)翼受共振頻率激勵(lì)下的位移時(shí)間歷程圖Fig.11 Displacement time history diagram of the outer wing with the inner wing under excitation frequency

3.3 橫向激勵(lì)對(duì)機(jī)翼振動(dòng)的影響

飛機(jī)在飛行時(shí)，由于某些原因會(huì)造成機(jī)身的抖動(dòng)，這種抖動(dòng)會(huì)對(duì)飛行安全造成很大的完全隱患，為了研究機(jī)身抖動(dòng)對(duì)飛機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生的影響，用激振器的橫向激勵(lì)來模擬機(jī)身的抖動(dòng).

機(jī)翼通過夾具固定在激振器上，設(shè)定頻率為10.5 Hz和33.8 Hz的激勵(lì)信號(hào)對(duì)機(jī)翼進(jìn)行橫向位移加載，激勵(lì)幅值為1 V，測(cè)試在不同共振頻率下內(nèi)外側(cè)機(jī)翼尾部的振動(dòng)情況，通過激光位移探測(cè)器對(duì)機(jī)翼尾部位移數(shù)據(jù)采集，結(jié)果如圖12、13所示.

圖12 橫向位移激勵(lì)下內(nèi)側(cè)機(jī)翼位移時(shí)間歷程圖Fig.12 Displacement time history diagram of the inner wing under lateral displacement excitation

圖13 橫向位移激勵(lì)下外側(cè)機(jī)翼位移時(shí)間歷程圖Fig.13 Displacement time history diagram of the outer wing under lateral displacement excitation

由圖12、13可知，當(dāng)機(jī)翼受到橫向激勵(lì)時(shí)，無論處于一階還是二階共振頻率下，外側(cè)機(jī)翼位移均大于內(nèi)側(cè).當(dāng)激勵(lì)頻率為10.5 Hz時(shí)，內(nèi)外側(cè)機(jī)翼均周期運(yùn)動(dòng)；但處于二階共振頻率下，內(nèi)側(cè)機(jī)翼周期運(yùn)動(dòng)，外側(cè)機(jī)翼混沌運(yùn)動(dòng).外側(cè)機(jī)翼穩(wěn)定性低于內(nèi)側(cè)機(jī)翼，在實(shí)際中要重點(diǎn)關(guān)注外側(cè)機(jī)翼的振動(dòng)情況.

3.4 多場(chǎng)激勵(lì)耦合分析

3.4.1 風(fēng)載與AC耦合下機(jī)翼動(dòng)態(tài)響應(yīng)分析

機(jī)翼在飛行中勢(shì)必受到不穩(wěn)定氣流影響，實(shí)驗(yàn)中用風(fēng)扇模擬機(jī)翼受到氣流擾動(dòng)，來流方向與機(jī)翼翼弦成一定夾角.實(shí)驗(yàn)內(nèi)容分為3個(gè)部分：單獨(dú)施加風(fēng)載、單獨(dú)施加交流電、風(fēng)載和交流電共同施加.首先設(shè)定風(fēng)速為2檔(約為1.25 m/s)，然后對(duì)內(nèi)側(cè)機(jī)翼上部MFC施加交流電，幅值1.5 V，交流電頻率與一、二階共振頻率相同，分別為10.5、33.8 Hz.激光位移探測(cè)器測(cè)量機(jī)翼后緣位移，見圖14.

圖14 不同實(shí)驗(yàn)條件下內(nèi)側(cè)機(jī)翼后緣位移時(shí)間歷程圖Fig.14 Displacement time history diagram of the trailing edge of the inner wing under different experimental conditions

從圖14可以看出，在風(fēng)載擾動(dòng)影響下，內(nèi)側(cè)機(jī)翼振動(dòng)幅值較小，呈混沌運(yùn)動(dòng)；只施加AC時(shí)，激勵(lì)頻率無論為10.5 Hz還是為33.8 Hz，機(jī)翼均呈周期運(yùn)動(dòng).但是10.5 Hz AC下的內(nèi)側(cè)機(jī)翼振幅大于33.8 Hz；當(dāng)風(fēng)載和AC共同作用時(shí)，風(fēng)載對(duì)頻率10.5 Hz AC作用下的機(jī)翼運(yùn)動(dòng)形式影響較小，對(duì)頻率33.8 Hz AC作用下的機(jī)翼運(yùn)動(dòng)形式影響較大，從周期運(yùn)動(dòng)變?yōu)楦胖芷谶\(yùn)動(dòng).

3.4.2 橫向激勵(lì)與AC耦合下機(jī)翼動(dòng)態(tài)響應(yīng)分析

機(jī)翼在飛行狀態(tài)下用MFC驅(qū)動(dòng)變形時(shí)，同時(shí)受到氣動(dòng)力和交流電的作用，研究內(nèi)、外側(cè)機(jī)翼受到橫向位移激勵(lì)和交流電場(chǎng)共同作用下機(jī)翼的振動(dòng)響應(yīng)情況.

對(duì)內(nèi)側(cè)機(jī)翼上部MFC施加交流電，同時(shí)對(duì)機(jī)翼施加橫向位移載荷，2種激勵(lì)頻率分別與機(jī)翼前2階共振頻率相同，因此有4種頻率組合.

從圖15、16發(fā)現(xiàn)，當(dāng)機(jī)翼處于耦合物理場(chǎng)下，交流電頻率與橫向位移激勵(lì)頻率相近時(shí)，機(jī)翼出現(xiàn)“拍”現(xiàn)象，外側(cè)機(jī)翼振動(dòng)幅度大于內(nèi)側(cè)機(jī)翼.當(dāng)2種激勵(lì)不等且分別等于一、二階固有頻率時(shí)，機(jī)翼出現(xiàn)周期運(yùn)動(dòng).

圖15 耦合場(chǎng)下內(nèi)側(cè)機(jī)翼位移時(shí)間歷程圖Fig.15 Displacement time history diagram of the inner wing under the coupling field

圖16 耦合場(chǎng)下外側(cè)機(jī)翼位移時(shí)間歷程圖Fig.16 Displacement time history diagram of the outer wing under the coupling field

4 結(jié)論

本文基于MFC設(shè)計(jì)了一種后緣可變彎度的智能機(jī)翼，通過實(shí)驗(yàn)測(cè)試了在直流電激勵(lì)下機(jī)翼的變形能力，以及機(jī)翼在交流電和橫向激勵(lì)耦合下的動(dòng)態(tài)特性，得到如下結(jié)論：

1) 機(jī)翼后緣MFC通電時(shí)，機(jī)翼后緣擺角與驅(qū)動(dòng)電壓近似成正比關(guān)系，最大偏轉(zhuǎn)達(dá)到4.7°.

2) 內(nèi)側(cè)機(jī)翼只受AC作用時(shí)，隨著AC頻率的增大，機(jī)翼振動(dòng)幅值逐漸減小，呈現(xiàn)周期運(yùn)動(dòng).在共振頻率下AC幅值與機(jī)翼后緣最大位移近似成正比關(guān)系，外側(cè)機(jī)翼受內(nèi)側(cè)機(jī)翼影響較大.

3) 機(jī)翼受橫向激勵(lì)時(shí)，無論處于一階還是二階共振頻率，外側(cè)機(jī)翼振動(dòng)響應(yīng)均大于內(nèi)側(cè)，外側(cè)機(jī)翼穩(wěn)定性弱于內(nèi)側(cè)機(jī)翼.

4) 機(jī)翼處于AC作用下，風(fēng)載對(duì)一階共振頻率下的機(jī)翼影響小于二階.

5) 機(jī)翼處于耦合物理場(chǎng)下，交流電頻率與橫向激勵(lì)頻率相近時(shí)，機(jī)翼出現(xiàn)“拍”現(xiàn)象，外側(cè)機(jī)翼振動(dòng)幅值大于內(nèi)側(cè)機(jī)翼.當(dāng)2種激勵(lì)不等且分別為一、二階固有頻率時(shí)，機(jī)翼出現(xiàn)周期運(yùn)動(dòng).