關(guān)節(jié)式準(zhǔn)柔性后緣翼型的氣動(dòng)特性分析

尹維龍

(1.哈爾濱工業(yè)大學(xué)復(fù)合材料與結(jié)構(gòu)研究所，哈爾濱150080，yinweilongbj@sina.com.cn; 2.哈爾濱工業(yè)大學(xué)力學(xué)博士后流動(dòng)站，哈爾濱150080)

目前，絕大多數(shù)飛行器的副翼和襟翼均通過(guò)機(jī)械式鉸鏈裝置使控制面產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)來(lái)改變機(jī)翼的彎度，進(jìn)而改變機(jī)翼的氣動(dòng)升力.但是，傳統(tǒng)控制面偏轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)翼表面斜率發(fā)生突變，易產(chǎn)生氣流分離，降低控制面的操縱效率［1］.為此，人們提出了一種柔性后緣可變彎度機(jī)翼的概念.柔性后緣機(jī)翼采用了柔性蒙皮技術(shù)，使得后緣在變形過(guò)程中機(jī)翼表面始終保持光滑和連續(xù)，改善了機(jī)翼表面的壓力分布，提高了氣動(dòng)效率［2－3］;同時(shí)，可變彎度變形機(jī)翼在變形過(guò)程中機(jī)翼表面始終處于無(wú)縫狀態(tài)，大大地減少了雷達(dá)回波，從根本上提高了飛行器的隱身性能.早在1920年就出現(xiàn)了可滑動(dòng)后部大梁的變彎度機(jī)翼，但復(fù)雜的結(jié)構(gòu)使其一直沒(méi)有得到實(shí)際應(yīng)用.為此，一些學(xué)者采用多關(guān)節(jié)式偏轉(zhuǎn)后緣的變形方案.Monner［4］提出了一種稱(chēng)為“可轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋”機(jī)構(gòu)概念.馬里蘭大學(xué)的研究人員［5］設(shè)計(jì)了一種機(jī)械式“多節(jié)式”可變彎度機(jī)翼.楊智春等［6］也驗(yàn)證了“可轉(zhuǎn)動(dòng)翼肋”5關(guān)節(jié)式變形后緣的結(jié)構(gòu)方案，并討論了后緣變形路徑對(duì)氣動(dòng)特性和驅(qū)動(dòng)力的影響.Icardi［7］設(shè)計(jì)了一種形狀記憶合金扭轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)器驅(qū)動(dòng)的3關(guān)節(jié)式準(zhǔn)柔性后緣.為了取消了笨重的轉(zhuǎn)軸，Barbarino［8］提出了一種翼段通過(guò)柔性鉸鏈來(lái)連接的4關(guān)節(jié)式后緣.本文從翼面壓力分布和轉(zhuǎn)軸力矩的角度分析多關(guān)節(jié)后緣的利與弊.

1 柔性后緣的氣動(dòng)特性

對(duì)于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)式后緣而言，后緣偏轉(zhuǎn)量可以直接采用控制面繞鉸鏈轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)的角度來(lái)衡量;而對(duì)于柔性后緣而言，其變形后的外形是曲線，無(wú)法找到固定的旋轉(zhuǎn)參考點(diǎn)，也就無(wú)法直接來(lái)定義偏轉(zhuǎn)的角度.目前，大多數(shù)學(xué)者參照文獻(xiàn)［9］提出的方法來(lái)定義柔性可變后緣彎度機(jī)翼的等效后緣偏角(以下簡(jiǎn)稱(chēng)為后緣偏角)，表達(dá)式如下:

其中:hT為后緣尾緣點(diǎn)的垂直位移，cF為柔性后緣的長(zhǎng)度(一般占翼型弦長(zhǎng)的20～30%).

假設(shè)來(lái)流為無(wú)粘流［10］，可以采用面元法來(lái)計(jì)算翼型的翼面壓力和升力［11］.下列算例均采用NACA0012翼型，變形后緣長(zhǎng)度為弦長(zhǎng)的30%.假定柔性后緣和傳統(tǒng)后緣的偏轉(zhuǎn)角均為10°(向下)，圖1為不同形狀后緣的翼型表面壓力分布曲線.可以看出，傳統(tǒng)后緣在偏轉(zhuǎn)軸處出現(xiàn)壓力尖點(diǎn)，而柔性后緣的翼型上、下表面壓力分布在變形部分比較平緩，且壓力峰值出現(xiàn)在變形起始點(diǎn)之后(壓力峰值點(diǎn)后移)，可以預(yù)見(jiàn)帶有柔性后緣的翼型氣流分離點(diǎn)將后移.還可以看出，柔性后緣在翼型后緣部分形成了更大的局部加載，因而在相同的后緣偏角下所產(chǎn)生的升力也就越大(翼型上、下表面壓力所圍成的面積).

圖1 柔性后緣與傳統(tǒng)后緣的翼型壓力分布

圖2(a)為不同形狀后緣的翼型升力隨著攻角的變化曲線.可看出，在相同的攻角和偏轉(zhuǎn)角下，柔性后緣的翼型升力系數(shù)比傳統(tǒng)后緣提高了0.27左右;在相同攻角下，產(chǎn)生同樣升力所需后緣偏角，柔性后緣比傳統(tǒng)后緣小2°.圖2(b)為不同形狀后緣的翼型俯仰力矩系數(shù)隨著攻角的變化曲線.柔性后緣的翼型低頭俯仰力矩比傳統(tǒng)后緣增加了68%左右，是由于柔性后緣在翼型后部形成更大的局部加載造成的.考慮機(jī)翼結(jié)構(gòu)的彈性，過(guò)大的低頭力矩會(huì)降低控制面的操縱效率［6］.

圖2 不同形狀后緣的翼型氣動(dòng)特性(偏轉(zhuǎn)角為10°)

綜上所述，柔性后緣給翼型氣動(dòng)特性帶來(lái)的好處主要有:柔性后緣的翼型表面氣動(dòng)壓力分布趨于平緩，產(chǎn)生同樣的升力所需后緣偏角小于傳統(tǒng)后緣;但是，柔性后緣會(huì)產(chǎn)生較大的低頭力矩.

2 關(guān)節(jié)式準(zhǔn)柔性后緣的氣動(dòng)特性

圖3所示的多關(guān)節(jié)式準(zhǔn)柔性后緣可充分運(yùn)用現(xiàn)有成熟的控制面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和控制技術(shù)，具有低成本、易于結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)等優(yōu)點(diǎn)，一旦變形方案在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)獲得成功，很容易應(yīng)用到工程實(shí)際中去.

圖3 關(guān)節(jié)式后緣的結(jié)構(gòu)和變形示意圖

對(duì)于多關(guān)節(jié)式后緣而言，其后緣偏角不能唯一地確定后緣的變形形狀.因?yàn)閮牲c(diǎn)之間的直線是唯一的，但曲線可以有很多條.因此，對(duì)于多關(guān)節(jié)式后緣，除了定義等效偏轉(zhuǎn)角外，還要給出各個(gè)關(guān)節(jié)的相對(duì)偏轉(zhuǎn)角.

設(shè)各個(gè)關(guān)節(jié)的相對(duì)偏轉(zhuǎn)角相等，且后緣各片段等長(zhǎng)，則相對(duì)偏轉(zhuǎn)角與等效偏轉(zhuǎn)角間的關(guān)系為

其中:n為后緣關(guān)節(jié)數(shù)，βR為各關(guān)節(jié)的相對(duì)偏轉(zhuǎn)角.假設(shè)βR和βE均是小角度，那么相對(duì)偏轉(zhuǎn)角可以簡(jiǎn)化為

由式(3)可以看出，βR＜βE.正是由于后緣采用多關(guān)節(jié)式形式，各關(guān)節(jié)的相對(duì)偏轉(zhuǎn)角小于傳統(tǒng)控制面的偏轉(zhuǎn)角，這樣使得變形后的后緣翼型表面趨于光滑.

圖4為不同關(guān)節(jié)數(shù)后緣的翼型表面壓力分布曲線.可以看出，傳統(tǒng)式后緣(1個(gè)關(guān)節(jié))的翼型表面壓力在轉(zhuǎn)軸附近出現(xiàn)較大的尖點(diǎn)，上表面的氣流通過(guò)轉(zhuǎn)軸位置時(shí)要克服很大的逆壓梯度，這樣會(huì)導(dǎo)致氣流的過(guò)早分離.當(dāng)后緣采用2個(gè)關(guān)節(jié)時(shí)，翼型表面壓力在兩個(gè)轉(zhuǎn)軸附近均出現(xiàn)尖點(diǎn)，但這兩個(gè)尖點(diǎn)的高度比單節(jié)后緣要低得多.以此類(lèi)推，對(duì)于多關(guān)節(jié)后緣，翼型表面壓力在各個(gè)轉(zhuǎn)軸附近均出現(xiàn)尖點(diǎn)，但尖點(diǎn)高度隨著節(jié)數(shù)的增加而逐漸降低.當(dāng)關(guān)節(jié)數(shù)為5時(shí)，翼型表面壓力的尖點(diǎn)已經(jīng)非常低了;當(dāng)關(guān)節(jié)數(shù)為10時(shí)，翼型表面壓力分布已和柔性后緣相差無(wú)幾了(圖1中的柔性后緣壓力分布).同時(shí)，產(chǎn)生相同升力所需的后緣偏角隨著后緣關(guān)節(jié)數(shù)的增加而減小，如圖5，俯仰力矩(低頭)是隨后緣關(guān)節(jié)數(shù)的增加而逐漸增大的，如圖6.

由此可見(jiàn)，后緣的關(guān)節(jié)數(shù)越多，相對(duì)偏轉(zhuǎn)角越小，翼型表面曲率的突變程度越低，相應(yīng)表面的壓力尖點(diǎn)越低.但是，多關(guān)節(jié)式后緣也無(wú)法克服柔性后緣帶來(lái)的俯仰力矩偏大的問(wèn)題.這個(gè)問(wèn)題可以通過(guò)配合前緣控制面的變形來(lái)克服.

圖4 后緣關(guān)節(jié)數(shù)對(duì)翼型表面壓力的影響(α=0°，CL=1.53)

圖5 后緣偏角隨著后緣關(guān)節(jié)數(shù)的變化

圖6 俯仰力矩隨著后緣關(guān)節(jié)數(shù)的變化

3 關(guān)節(jié)式后緣的轉(zhuǎn)軸力矩

氣動(dòng)力作用在關(guān)節(jié)轉(zhuǎn)軸上的力矩可以通過(guò)翼面壓力(關(guān)節(jié)位置到后緣尾緣點(diǎn))對(duì)該關(guān)節(jié)轉(zhuǎn)軸中心的力矩積分得到.假設(shè)各個(gè)關(guān)節(jié)的相對(duì)偏轉(zhuǎn)角度相等，且各個(gè)翼段同時(shí)偏轉(zhuǎn).圖7為第1個(gè)關(guān)節(jié)轉(zhuǎn)軸的氣動(dòng)力矩隨著關(guān)節(jié)相對(duì)偏轉(zhuǎn)角的變化曲線.可以看出，轉(zhuǎn)軸力矩隨著相對(duì)偏轉(zhuǎn)角線性增加;當(dāng)變形結(jié)束后，氣動(dòng)力作用在第1個(gè)關(guān)節(jié)的轉(zhuǎn)軸力矩隨著關(guān)節(jié)數(shù)的增加而增大，5關(guān)節(jié)后緣第1個(gè)關(guān)節(jié)的最終轉(zhuǎn)軸力矩比1個(gè)關(guān)節(jié)后緣(傳統(tǒng)偏折式后緣)增大了87%.

圖7 第1個(gè)關(guān)節(jié)的轉(zhuǎn)軸力矩隨著相對(duì)偏轉(zhuǎn)角的變化

4 結(jié)論

柔性后緣的翼型表面氣動(dòng)壓力分布趨于平緩，產(chǎn)生同樣的升力所需后緣偏角小于傳統(tǒng)后緣;但是，柔性后緣會(huì)產(chǎn)生比較大的低頭力矩.多關(guān)節(jié)式準(zhǔn)柔性后緣充分運(yùn)用了現(xiàn)有成熟的控制面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)和控制技術(shù)，具有低成本、易于結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)等優(yōu)點(diǎn).關(guān)節(jié)式后緣的翼型表面壓力在各個(gè)轉(zhuǎn)軸附近均出現(xiàn)尖點(diǎn)，但尖點(diǎn)高度隨著節(jié)數(shù)的增加而逐漸降低，產(chǎn)生相同升力所需的后緣偏角隨著后緣關(guān)節(jié)數(shù)的增加而減小;但是，俯仰力矩(低頭)是隨著后緣關(guān)節(jié)數(shù)的增加而逐漸增大的，第1個(gè)關(guān)節(jié)的轉(zhuǎn)軸力矩隨著關(guān)節(jié)數(shù)的增加而逐漸增大.

雖然多關(guān)節(jié)式后緣存在關(guān)節(jié)增多帶來(lái)重量增加和驅(qū)動(dòng)力矩增大的問(wèn)題，但可借助復(fù)合材料和智能驅(qū)動(dòng)材料來(lái)克服.本文的研究成果可直接為柔性后緣機(jī)翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供必要的技術(shù)指導(dǎo).

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