張 昊 哲, 段 富 海

(大連理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院, 遼寧 大連 116024 )

0 引 言

變體飛行器是一種新型的概念飛行器,它集新型智能材料、作動(dòng)器、傳感器于一體,通過(guò)大范圍改變機(jī)翼面積、彎度、厚度、后掠角等參數(shù),以滿足起降、巡航、盤旋偵察、對(duì)地攻擊等不同飛行任務(wù)的要求[1-3]．變體飛行器在性能上要求能夠連續(xù)、光滑、大尺度、多自由度地主動(dòng)變形,從而在執(zhí)行多種任務(wù)時(shí)保持最佳氣動(dòng)性能[4]．折疊翼飛行器概念被洛克希德·馬丁公司首次提出[5],其可在展開與折疊兩種模式下切換,實(shí)現(xiàn)從遠(yuǎn)程巡航轉(zhuǎn)換為高速?zèng)_刺殺傷,最終轉(zhuǎn)換回遠(yuǎn)程巡航返回基地．折疊翼飛行器采用柔性蒙皮和智能材料作動(dòng)器來(lái)實(shí)現(xiàn)折疊角為0°～130°的Z字形折疊,折疊過(guò)程中外翼與機(jī)身始終保持平行,機(jī)翼的面積變化量最大可達(dá)200%．

與傳統(tǒng)的固定翼飛行器不同,折疊翼飛行器在折疊變形過(guò)程中,其機(jī)翼面積、重心和氣動(dòng)焦點(diǎn)等會(huì)發(fā)生變化,導(dǎo)致作用在飛行器上的氣動(dòng)力發(fā)生變化,這將影響飛行器的運(yùn)動(dòng)和穩(wěn)定性．對(duì)此,Yue等建立了折疊翼飛行器折疊過(guò)程中的多體動(dòng)力學(xué)模型,通過(guò)簡(jiǎn)化六體自由度非線性方程得到了解耦縱向動(dòng)力學(xué)方程[6-7]．隨后宋慧心等基于Kane方法建立了折疊翼飛行器的動(dòng)力學(xué)模型,通過(guò)氣動(dòng)計(jì)算擬合了氣動(dòng)參數(shù)與折疊角的關(guān)系,分析了折疊過(guò)程中的動(dòng)態(tài)特性[8]．Jung等利用非定常渦格法計(jì)算了折疊翼在折疊過(guò)程中亞聲速流動(dòng)的氣動(dòng)特性變化,分析了后緣面的尾跡位置隨折疊角和折疊角速度的變化規(guī)律[9]．Tang等將折疊翼結(jié)構(gòu)采用線性板理論進(jìn)行理論建模,然后采用三維時(shí)域渦格氣動(dòng)模型研究了線性氣動(dòng)彈性系統(tǒng)的穩(wěn)定性[10]．研究表明內(nèi)外側(cè)機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度的增加,將分別導(dǎo)致機(jī)翼氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性(顫振速度)的增加和降低,且折疊角對(duì)臨界顫振速度也會(huì)產(chǎn)生影響．Li等由非線性結(jié)構(gòu)方程和非定常氣動(dòng)力積分推導(dǎo)出折疊翼的氣動(dòng)彈性方程,并發(fā)現(xiàn)當(dāng)折疊翼中存在一定范圍的自由間隙時(shí),系統(tǒng)可近似被視為線性系統(tǒng)[11]．

以上研究結(jié)果是基于升力面理論的,該理論認(rèn)為流場(chǎng)繞機(jī)翼流動(dòng)產(chǎn)生的氣動(dòng)力為彎度、厚度、攻角的線性疊加．厚度引起的繞機(jī)翼流動(dòng)與機(jī)翼對(duì)稱,不會(huì)對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)特性產(chǎn)生影響,因此忽略了厚度項(xiàng)．然而,在實(shí)際折疊翼折疊變形過(guò)程中,由于機(jī)翼存在厚度,機(jī)翼表面之間相互靠近產(chǎn)生強(qiáng)烈的氣動(dòng)干擾,會(huì)對(duì)折疊翼的升力、阻力、俯仰力矩和折疊鉸鏈力矩等產(chǎn)生嚴(yán)重影響,所以升力面法并不能完全準(zhǔn)確地計(jì)算折疊翼的氣動(dòng)特性,忽略厚度項(xiàng)帶來(lái)的偏差也有待研究．為此本文首先利用薄翼理論和升力面法推導(dǎo)理想氣體來(lái)流條件下折疊翼的定常氣動(dòng)力表達(dá)式;然后采用CFD法對(duì)機(jī)翼的折疊進(jìn)行模擬,分析計(jì)算折疊翼氣動(dòng)特性及機(jī)翼厚度引發(fā)低壓區(qū)的強(qiáng)度變化;最后將CFD法結(jié)果與升力面法結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,分析厚度項(xiàng)在機(jī)翼折疊過(guò)程中對(duì)機(jī)翼升力、折疊鉸鏈力矩變化的影響．

1 Z形折疊翼模型

Z形折疊翼可看作是一個(gè)柔性多體結(jié)構(gòu),由3個(gè)部分構(gòu)成：Ⅰ機(jī)身、Ⅱ內(nèi)翼、Ⅲ外翼,如圖1所示為折疊翼右側(cè)半模型．機(jī)翼折疊過(guò)程中,內(nèi)翼沿機(jī)身軸線方向向內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng),外翼與機(jī)身時(shí)刻保持平行,折疊角為θ．整機(jī)采用柔性蒙皮,折疊處用鉸鏈連接,采用CLARKY翼型,飛行高度3 km,機(jī)翼全展開與全折疊兩種模式下飛行速度分別為0.2Ma和0.4Ma,最大折疊角為120°,機(jī)翼其他氣動(dòng)參數(shù)見表1．

(a) 折疊翼尺寸

(b) 折疊角

表1 Z形折疊翼飛行器參數(shù)

2 Z形折疊翼氣動(dòng)力推導(dǎo)

本文分析的折疊翼飛行器氣動(dòng)特性是在亞聲速飛行條件下,且CLARKY翼型最大厚度、最大彎度遠(yuǎn)小于弦長(zhǎng),滿足薄翼理論對(duì)薄翼型的定義．假設(shè)飛行器周圍的流體是無(wú)黏性、無(wú)旋轉(zhuǎn)、不可壓縮的理想氣體,其流場(chǎng)為勢(shì)流場(chǎng),勢(shì)函數(shù)滿足拉普拉斯線性方程和疊加原理．因此,用一個(gè)沿中弧線連續(xù)分布的面渦代替薄翼型,由于翼型為薄翼型,可以用弦線上的面渦作為中弧線上面渦的近似,如圖2所示．

圖2 中弧線上的面渦及誘導(dǎo)速度

圖2中翼型的總環(huán)量為

(1)

由畢奧-薩伐爾公式,中弧線整個(gè)面渦在弦線上某點(diǎn)誘導(dǎo)的合速度為

(2)

假設(shè)氣體光滑地流過(guò)機(jī)翼表面,且機(jī)翼表面大部分區(qū)域?yàn)楦街鲃?dòng),為使得均勻流動(dòng)與渦誘導(dǎo)流動(dòng)線性疊加后,面渦與中弧線重合,面渦上任意點(diǎn)處對(duì)應(yīng)流場(chǎng)中某點(diǎn)P所產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度的法向分量vPn與均勻流在點(diǎn)P處的法向速度v∞n疊加應(yīng)等于零．即面渦上任意一點(diǎn)的誘導(dǎo)速度與均勻流速度的合速度與中弧線相切．因此邊界條件可以表示為

(3)

將式(2)代入邊界條件得

(4)

采用級(jí)數(shù)法對(duì)式(4)求解,令

(5)

將γ(ξ)表示為傅里葉級(jí)數(shù)γ(θ)：

(6)

其中A0,A1,…,An為待定系數(shù)．

由式(5)和式(6)計(jì)算得到

(7)

經(jīng)計(jì)算得到翼型總環(huán)量表達(dá)式為

(8)

則翼型的升力表達(dá)式為

(9)

升力系數(shù)表達(dá)式為

(10)

根據(jù)文獻(xiàn)[9],當(dāng)折疊角速度小于30 rad/s時(shí),非定常氣動(dòng)力效應(yīng)對(duì)于飛行器的整體氣動(dòng)特性影響較小,可忽略不計(jì),即機(jī)翼在折疊過(guò)程中任意時(shí)刻的氣動(dòng)特性只與該時(shí)刻的飛行狀態(tài)和靜態(tài)結(jié)構(gòu)有關(guān)．因此可以用準(zhǔn)定常假設(shè)對(duì)折疊翼的氣動(dòng)特性計(jì)算進(jìn)行簡(jiǎn)化．將CLARKY翼型數(shù)據(jù)導(dǎo)入MATLAB求解翼型中弧線方程為

y=a+b1x+b2x2+b3x3

(11)

式中：a=-4.483 06×10-4,b1=0.187 35,b2=-0.287 64,b3=0.101 59．

將式(5)代入中弧線方程計(jì)算得到

(12)

則

(13)

A1=-b2-3b3

(14)

折疊翼單位翼展的升力為

(15)

折疊翼單位翼展的升力系數(shù)為

(16)

根據(jù)Z形折疊翼展開與折疊的運(yùn)動(dòng)過(guò)程,折疊角為θ,折疊角范圍為0°～120°,推導(dǎo)得到折疊翼整體氣動(dòng)力表達(dá)式為

(17)

3 Z形折疊翼CFD法氣動(dòng)力分析

3.1 基于CFD法折疊翼的氣動(dòng)建模

本文采用Fluent Meshing軟件對(duì)Z形折疊翼進(jìn)行網(wǎng)格劃分,其中折疊角在0°～120°,每15°劃分一次網(wǎng)格,圖3為折疊角為60°的折疊翼外場(chǎng)和其壁面網(wǎng)格分布,采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行劃分,最終得到約732×104個(gè)四面體單元．通過(guò)Fluent軟件,采用SSTk-ω湍流模型,求解Euler方程模擬折疊翼周圍的流動(dòng)．

圖3 折疊角為60°的模型壁面網(wǎng)格

3.2 低壓區(qū)的形成

Z形折疊翼飛行器在折疊變形過(guò)程中,隨著折疊角的增加,機(jī)翼表面彼此之間相互靠近,會(huì)產(chǎn)生氣動(dòng)干擾．圖4為折疊翼在折疊角為120°,飛行速度為0.3Ma時(shí)機(jī)翼表面壓力分布云圖．圖4顯示在機(jī)身與內(nèi)翼、內(nèi)翼與外翼表面靠近折疊處產(chǎn)生了明顯的低壓區(qū),當(dāng)折疊角大于90°時(shí)這種氣動(dòng)干擾產(chǎn)生的低壓區(qū)尤為明顯．

(a) 內(nèi)低壓區(qū)

(b) 外低壓區(qū)

低壓區(qū)產(chǎn)生原因如圖5所示,由于機(jī)翼存在厚度,機(jī)翼的上下表面為具有彎度的面,并非理想狀態(tài)下的平直板,當(dāng)機(jī)翼折疊角增加,機(jī)身與內(nèi)翼的上表面、內(nèi)翼與外翼的下表面相互靠近,形成兩個(gè)狹窄的氣流通道．當(dāng)氣流流經(jīng)兩個(gè)氣流通道時(shí),流速加快,形成兩個(gè)低壓區(qū)(內(nèi)低壓區(qū)、外低壓區(qū)),并產(chǎn)生兩個(gè)額外的氣動(dòng)荷載F1、F2．

圖5 低壓區(qū)及氣動(dòng)荷載

圖6顯示了由內(nèi)外低壓區(qū)產(chǎn)生的氣動(dòng)荷載隨折疊角的變化曲線,該變化表明,隨著折疊角的增大,內(nèi)外低壓區(qū)的強(qiáng)度均增加,而且增加的程度逐漸增大,當(dāng)折疊角大于90°時(shí),內(nèi)外低壓區(qū)的強(qiáng)度增加尤其明顯．其中內(nèi)低壓區(qū)的強(qiáng)度遠(yuǎn)高于外低壓區(qū)的強(qiáng)度,產(chǎn)生此現(xiàn)象的原因有兩個(gè)：一方面,機(jī)身與內(nèi)翼之間所形成低壓區(qū)的面積遠(yuǎn)大于內(nèi)翼與外翼所形成低壓區(qū)的面積,導(dǎo)致內(nèi)低壓區(qū)的氣流加速通道更長(zhǎng);另一方面,本文折疊機(jī)翼選用的為CLARKY翼型,該翼型為平凸翼型,即機(jī)翼上表面彎曲,下表面平坦,導(dǎo)致機(jī)翼表面相互靠近時(shí),機(jī)身與內(nèi)翼上表面之間的夾角小于內(nèi)翼與外翼下表面之間的夾角,內(nèi)低壓區(qū)的氣流通道相較于外低壓區(qū)更狹窄．因此,在機(jī)翼折疊過(guò)程中,所產(chǎn)生的內(nèi)低壓區(qū)的強(qiáng)度遠(yuǎn)大于外低壓區(qū)的強(qiáng)度．

(a) F1

(b) F2

3.3 基于CFD法的模擬結(jié)果分析

折疊翼在全展開和全折疊狀態(tài)下,分別用于執(zhí)行低速巡航和高速突防的不同飛行任務(wù),而且在實(shí)際的飛行和折疊過(guò)程中飛行速度也是變化的．但由于這涉及較為復(fù)雜的流動(dòng)參數(shù)變化,飛行速度與機(jī)翼折疊角的對(duì)應(yīng)匹配也有待研究,不利于計(jì)算結(jié)果的比對(duì)分析,因此本文只考慮固定飛行速度的情況．選取來(lái)流速度為0.3Ma,用CFD法分別計(jì)算攻角為1°、3°、5°、7°、9°條件下,機(jī)翼由全展開到折疊角為120°的升力、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)變化,如圖7所示．

由圖7可見,在攻角、來(lái)流條件相同的條件下,機(jī)翼折疊過(guò)程中,隨著折疊角的增加,機(jī)翼有效氣動(dòng)面積減小,機(jī)翼的升力和阻力系數(shù)均減小．當(dāng)折疊角大于90°時(shí),由于厚度效應(yīng)產(chǎn)生的內(nèi)外低壓區(qū)強(qiáng)度增加,F1、F2大幅增加,使得機(jī)翼的升力、升力系數(shù)大幅下降．而且攻角越大,機(jī)翼在折疊過(guò)程中升力和阻力下降越明顯．

(a) 升力

(b) 阻力系數(shù)

(c) 俯仰力矩系數(shù)

圖7(c)顯示隨著折疊角增加,機(jī)翼的俯仰力矩系數(shù)絕對(duì)值增大．主要是由于機(jī)翼在折疊過(guò)程中氣動(dòng)焦點(diǎn)發(fā)生變化,如圖8所示．氣動(dòng)焦點(diǎn)會(huì)隨著機(jī)翼折疊、升力面后移從而向后移動(dòng),因此,機(jī)翼的低頭俯仰力矩增加,穩(wěn)定性降低．而且,隨著機(jī)翼折疊角增加,機(jī)翼有效氣動(dòng)面積減小,升力降低,飛機(jī)的高度會(huì)下降,為了保持飛行高度和縱向穩(wěn)定性,應(yīng)控制副翼向上偏轉(zhuǎn),產(chǎn)生抬頭俯仰力矩,增加攻角,提高升力．

圖8 機(jī)翼折疊氣動(dòng)焦點(diǎn)位置變化

用CFD法模擬計(jì)算,折疊翼在攻角為5°的飛行條件下,折疊過(guò)程中內(nèi)外翼鉸鏈力矩變化如圖9所示．在機(jī)翼全展開時(shí),內(nèi)翼鉸鏈?zhǔn)軆?nèi)外翼氣動(dòng)力共同影響,而外翼鉸鏈只受外翼影響,因此在該狀態(tài)下內(nèi)翼鉸鏈力矩較大,為4 558 N·m,外翼鉸鏈力矩較小,為2 690 N·m．隨著折疊角的增加,內(nèi)翼鉸鏈力矩先減小后增大,外翼鉸鏈力矩持續(xù)減小,在機(jī)翼全折疊狀態(tài)下內(nèi)外翼鉸鏈力矩分別為5 477 N·m和2 204 N·m．這是由于在機(jī)翼折疊過(guò)程中,作用在機(jī)翼上的氣動(dòng)力發(fā)生了幾個(gè)重要變化．對(duì)于內(nèi)翼鉸鏈而言,首先,隨著折疊角增加,作用在外翼上的氣動(dòng)力臂減小,而且由于折疊角較小,機(jī)翼厚度效應(yīng)產(chǎn)生的內(nèi)低壓區(qū)強(qiáng)度較小,當(dāng)折疊角小于60°時(shí)內(nèi)翼鉸鏈力矩呈下降趨勢(shì)．隨后,折疊角繼續(xù)增加,厚度效應(yīng)產(chǎn)生的內(nèi)低壓區(qū)強(qiáng)度大幅增加,導(dǎo)致內(nèi)翼鉸鏈力矩增大．對(duì)于外翼鉸鏈而言,首先,當(dāng)折疊角小于60°時(shí),隨著折疊角的增加,由機(jī)翼厚度效應(yīng)產(chǎn)生的外低壓區(qū)強(qiáng)度較小,所以外翼鉸鏈力矩減小并不明顯．隨后,機(jī)翼繼續(xù)折疊,外低壓區(qū)強(qiáng)度明顯增加,導(dǎo)致外翼鉸鏈力矩大幅下降．

(a) 內(nèi)翼鉸鏈力矩

(b) 外翼鉸鏈力矩

4 CFD法與升力面法結(jié)果分析對(duì)比

將Z形折疊翼在攻角為5°、飛行高度為3 km、飛行速度為0.3Ma的飛行條件下,折疊過(guò)程中的CFD法結(jié)果與升力面法結(jié)果進(jìn)行比較．分析造成兩種空氣動(dòng)力學(xué)模型獲得的機(jī)翼升力、內(nèi)外翼鉸鏈力矩存在偏差的原因．

4.1 升力面法在Z形折疊翼氣動(dòng)力分析中的不足

升力面法是一種奇點(diǎn)分布求解線性化流勢(shì)問(wèn)題的方法,它被廣泛應(yīng)用于機(jī)翼和螺旋槳的空氣動(dòng)力學(xué)建模[12]．如圖2所示,升力面法的核心思想是通過(guò)在機(jī)翼表面布置一些奇異點(diǎn)(源、匯、旋渦等)以代替繞流翼型,將三維問(wèn)題簡(jiǎn)化為曲面問(wèn)題求解,進(jìn)而得到一些一般性的氣動(dòng)結(jié)論(升力、升力系數(shù)、力矩系數(shù)、壓力中心、焦點(diǎn)等)．

對(duì)于固定翼飛行器,其流場(chǎng)為勢(shì)流場(chǎng),勢(shì)函數(shù)滿足拉普拉斯線性方程和疊加原理,所以在線性范圍內(nèi),機(jī)翼的氣動(dòng)荷載可被認(rèn)為是定常荷載和非定常荷載的線性疊加,而定常荷載在薄翼型、小擾動(dòng)條件下可以視為彎度、厚度、攻角作用之和,如下式所示：

Cp=Cp,0+Cp,1=Cp,0,f+Cp,0,b+Cp,0,α+Cp,1

(18)

式中：Cp,0為機(jī)翼表面壓強(qiáng)系數(shù)的定常部分,Cp,0,f為機(jī)翼彎度作用部分,Cp,0,b為機(jī)翼厚度作用部分,Cp,0,α為機(jī)翼攻角作用部分,Cp,1為機(jī)翼表面壓強(qiáng)系數(shù)的非定常部分．

在求解升力問(wèn)題時(shí),升力面法認(rèn)為其中的厚度項(xiàng)對(duì)升力不產(chǎn)生影響,因此將厚度項(xiàng)Cp,0,b省略,沒(méi)有布置機(jī)翼厚度對(duì)氣動(dòng)特性影響的奇異點(diǎn)．因此,升力面法簡(jiǎn)化了固定翼飛行器的氣動(dòng)模型,并且目前為止仍廣泛應(yīng)用于常規(guī)固定翼飛行器的氣動(dòng)分析中．

對(duì)于Z形折疊翼飛行器而言,隨著機(jī)翼折疊角的增加,機(jī)翼表面相互靠近,產(chǎn)生強(qiáng)烈的氣動(dòng)干擾并形成內(nèi)外低壓區(qū),會(huì)對(duì)機(jī)翼的升力和鉸鏈力矩產(chǎn)生影響．而式(17)表明升力面法中折疊翼總體氣動(dòng)力為各段機(jī)翼氣動(dòng)力的疊加,忽略了由于機(jī)翼厚度產(chǎn)生的低壓區(qū)對(duì)其氣動(dòng)力的影響．因此,厚度項(xiàng)在分析Z形折疊翼的氣動(dòng)力時(shí)不可省略,將升力面法應(yīng)用于Z形折疊翼的氣動(dòng)特性分析中較為局限,存在偏差．

4.2 CFD法與升力面法的比較

圖10顯示了Z形折疊翼在攻角為5°時(shí),CFD法與升力面法計(jì)算機(jī)翼折疊過(guò)程中的氣動(dòng)力結(jié)果．兩種氣動(dòng)模型的計(jì)算結(jié)果明顯不同,特別是內(nèi)外翼鉸鏈力矩在折疊角較大時(shí),偏差較大．

(a) 升力

(b) 內(nèi)翼鉸鏈力矩

(c) 外翼鉸鏈力矩

對(duì)比表明,差異首先表現(xiàn)在折疊翼升力的變化上,當(dāng)折疊角較小時(shí)機(jī)翼厚度效應(yīng)產(chǎn)生的內(nèi)低壓區(qū)強(qiáng)度大于外低壓區(qū),機(jī)翼整體升力相較于未考慮機(jī)翼厚度的升力面法計(jì)算結(jié)果偏大．但由于折疊角小,低壓區(qū)強(qiáng)度小,因此二者偏差較?。?dāng)折疊角大于90°時(shí),內(nèi)外低壓區(qū)強(qiáng)度大幅增加,低壓區(qū)作用在機(jī)翼表面的氣動(dòng)荷載F1、F2方向向下,導(dǎo)致CFD法機(jī)翼升力小于升力面法計(jì)算結(jié)果．當(dāng)機(jī)翼折疊到位(折疊角為120°)時(shí),偏差最大,為29%．

其次,對(duì)于內(nèi)外翼鉸鏈力矩變化,機(jī)翼厚度效應(yīng)導(dǎo)致的差異更為明顯．CFD法模擬結(jié)果顯示內(nèi)翼鉸鏈力矩隨折疊角增加先減小后大幅增大,外翼鉸鏈力矩持續(xù)減小．而升力面法計(jì)算結(jié)果顯示,內(nèi)翼鉸鏈力矩減小,當(dāng)折疊角大于90°后減小速度緩慢,外翼鉸鏈力矩持續(xù)不變．對(duì)于內(nèi)翼鉸鏈力矩而言,由前文分析可知,影響內(nèi)翼鉸鏈力矩的因素有厚度效應(yīng)產(chǎn)生的低壓區(qū)變化和外翼折疊過(guò)程中的氣動(dòng)力臂變化兩部分．而升力面法只考慮了外翼對(duì)于內(nèi)翼鉸鏈的氣動(dòng)力臂變化．當(dāng)折疊角小于60°時(shí),由于機(jī)翼厚度誘導(dǎo)流動(dòng)產(chǎn)生的內(nèi)外低壓區(qū)強(qiáng)度較小,對(duì)內(nèi)外翼升力影響較小,因此CFD法與升力面法計(jì)算結(jié)果相差不大．當(dāng)折疊角大于60°后,機(jī)翼厚度效應(yīng)明顯增強(qiáng),低壓區(qū)對(duì)于鉸鏈的影響遠(yuǎn)大于氣動(dòng)力臂變化的影響,導(dǎo)致內(nèi)翼鉸鏈力矩增大,兩種方法計(jì)算結(jié)果偏差增大,最大偏差在折疊角為120°時(shí),偏差為49%．對(duì)外翼鉸鏈力矩,由于受折疊過(guò)程中厚度效應(yīng)影響,外翼升力在持續(xù)增大的氣動(dòng)荷載F2的作用下減小,外翼鉸鏈力矩減小,而升力面法并未考慮厚度項(xiàng),因此外翼鉸鏈力矩不變,二者偏差在折疊角為120°時(shí)達(dá)到最大,為22%．

上述分析表明,機(jī)翼厚度對(duì)于其氣動(dòng)荷載的分布和內(nèi)外翼鉸鏈力矩有很大影響,升力面法忽略厚度項(xiàng),將導(dǎo)致升力和鉸鏈力矩產(chǎn)生較大的模擬誤差．在機(jī)翼折疊過(guò)程中,折疊角大于60°后,機(jī)翼厚度對(duì)折疊翼氣動(dòng)荷載及內(nèi)外翼鉸鏈力矩的影響逐漸增大,當(dāng)折疊角為120°(全折疊狀態(tài))時(shí),影響達(dá)到最大．

5 結(jié) 論

(1)Z形折疊翼在折疊過(guò)程中,機(jī)翼有效氣動(dòng)面積減小,升力、阻力系數(shù)總體呈下降趨勢(shì),表明折疊狀態(tài)有利于折疊翼飛行器的高速?zèng)_刺．伴隨著機(jī)翼折疊,全機(jī)的重心上移、氣動(dòng)焦點(diǎn)后移,機(jī)翼產(chǎn)生低頭俯仰力矩,飛行器縱向穩(wěn)定性降低,飛行高度下降,可偏轉(zhuǎn)副翼增加攻角,實(shí)現(xiàn)配平．但其飛行控制系統(tǒng)模型和配平的攻角匹配問(wèn)題仍有待研究．

(2)基于CFD法計(jì)算折疊翼氣動(dòng)特性發(fā)現(xiàn),折疊翼在折疊過(guò)程中,機(jī)翼表面相互靠近,由于機(jī)翼存在厚度,產(chǎn)生氣動(dòng)干擾,形成低壓區(qū),當(dāng)折疊角大于90°時(shí),氣動(dòng)干擾尤為強(qiáng)烈．

(3)機(jī)翼厚度在機(jī)翼折疊過(guò)程中會(huì)對(duì)折疊翼的升力、內(nèi)外翼鉸鏈力矩等氣動(dòng)特性產(chǎn)生很大影響,導(dǎo)致折疊過(guò)程中升力在折疊角大于90°后大幅降低,內(nèi)翼鉸鏈力矩先減小后增大,外翼鉸鏈力矩減小．

(4)基于升力面法和CFD法對(duì)折疊翼氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果的對(duì)比表明,在計(jì)算Z形折疊翼升力和內(nèi)外翼鉸鏈力矩等氣動(dòng)特性時(shí),機(jī)翼的厚度項(xiàng)不應(yīng)忽略．采用忽略機(jī)翼厚度影響的升力面法計(jì)算折疊翼氣動(dòng)特性,會(huì)產(chǎn)生較大的模擬誤差．