一種智能材料結(jié)構(gòu)在變形體機翼氣動特性研究中的應(yīng)用

雷鵬軒,王元靖,呂彬彬,余 立,楊振華

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心,四川 綿陽 621000)

一種智能材料結(jié)構(gòu)在變形體機翼氣動特性研究中的應(yīng)用

雷鵬軒*,王元靖,呂彬彬,余 立,楊振華

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心,四川 綿陽 621000)

為驗證所提出的智能材料結(jié)構(gòu)在柔性變后緣機翼氣動特性研究中應(yīng)用的可行性，在跨聲速風(fēng)洞中運用模型變形視頻測量技術(shù)測量了機翼后緣的偏轉(zhuǎn)變形量，并記錄了偏轉(zhuǎn)變形的動態(tài)過程。同時測量了上翼面的壓力分布。實驗馬赫數(shù)0.4～0.8，模型迎角0°～6°。分析了來流條件對結(jié)構(gòu)變形能力的影響。結(jié)果表明：跨聲速條件下，智能材料結(jié)構(gòu)在氣動載荷作用下能夠驅(qū)動機翼后緣偏轉(zhuǎn)變形。驅(qū)動力一定時，變形能力受到馬赫數(shù)和迎角等因素影響。馬赫數(shù)增加會減弱智能材料結(jié)構(gòu)的變形能力，導(dǎo)致變形速度減小，后緣偏轉(zhuǎn)角降低。迎角的影響較為復(fù)雜，且與馬赫數(shù)的影響相互耦合，馬赫數(shù)越高迎角的影響越強。最后，通過對后緣壓力分布形態(tài)的分析得出，變形后后緣是否發(fā)生流動分離是影響智能材料結(jié)構(gòu)變形能力的關(guān)鍵因素。

變形體機翼;高速風(fēng)洞;模型變形視頻測量;光滑連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣;試驗研究

0 引 言

自適應(yīng)變體機翼可以通過光滑而連續(xù)的改變機翼形狀來適應(yīng)不同的飛行條件。由于后緣偏轉(zhuǎn)可通過有效改變翼型彎度而大幅影響機翼氣動性能，柔性變后緣機翼一直是自適應(yīng)機翼研究的重要內(nèi)容。其中最著名的是NASA/DARPA/AFRL聯(lián)合開展的智能機翼計劃(Smart Wing Program，見圖1)[1-6]。該項目著重研究機翼扭轉(zhuǎn)及無鉸鏈操縱面技術(shù)，采用智能材料SMA(形狀記憶合金)扭力管控制機翼操縱面的偏轉(zhuǎn)，以實現(xiàn)機翼多自由度無縫光滑連續(xù)變形。該項目先后進(jìn)行了3期風(fēng)洞試驗，最大試驗馬赫數(shù)0.9，試驗結(jié)果表明這種無鉸鏈操縱面能有效地減小機翼巡航阻力，同時在滾轉(zhuǎn)力矩控制方面的效果也較為明顯。

圖1 SWP計劃風(fēng)洞試驗與模型照片F(xiàn)ig.1 SWP program wind tunnel test and model photo

近年，NASA和波音公司正在聯(lián)合研制一種可連續(xù)變彎度后緣襟翼(VCCTEF)(見圖2)[7-9]，目的是隨飛機重量和巡航條件的變化來改變機翼的扭轉(zhuǎn)角與彎度，從而減小飛機巡航阻力。機翼的外翼由42個小襟翼段構(gòu)成，組成了14組“3段式襟翼”。前端2個小襟翼段采用SMA驅(qū)動，其特點是結(jié)構(gòu)重量輕，但響應(yīng)速度慢，變形速度約為10°/min。末端襟翼段采用較重、但響應(yīng)速度快的旋轉(zhuǎn)電機驅(qū)動，起到了副翼作用。作為增升裝置使用時，它還消除了傳統(tǒng)后緣襟翼的開縫，大大降低起降噪聲。

圖2 連續(xù)可變彎度后緣襟翼試驗照片F(xiàn)ig.2 The test photo of variable camber continuous trailing edge flap

此外，加拿大魁北克大學(xué)提出了一種可變翼型機翼，變形系統(tǒng)由上翼面柔性蒙皮、形狀記憶合金驅(qū)動器組和剛性內(nèi)基構(gòu)成。通過Ma=0.2、0.3 風(fēng)洞實驗表明，在迎角從-1°～2°變化過程中阻力減小量從14.5%變化到26.7%，平均減小18.5%。改變翼型厚度可以改變升力系數(shù)和阻力系數(shù)，從而滿足飛行器對不同飛行狀態(tài)的需求[10]。

U.Icardi等人設(shè)計了一種形狀記憶合金扭力管驅(qū)動的變體機翼。通過有限元仿真得到了形狀記憶合金所要提供的驅(qū)動力、力矩以及機翼可承受的氣動載荷。計算結(jié)果表明，在900km/h的巡航速度下，該機翼后緣偏轉(zhuǎn)可達(dá)到平均21.7°，其中翼尖旋轉(zhuǎn)最大可達(dá)40°[11-12]。

可以看出，目前變形體機翼的設(shè)計研究大多采用智能材料結(jié)構(gòu)，驅(qū)動元件以形狀記憶材料為主，優(yōu)點是重量輕，體積小，結(jié)構(gòu)上容易實現(xiàn)[13]。國內(nèi)也開展了許多智能材料結(jié)構(gòu)在變體機翼設(shè)計應(yīng)用方面的研究[14-16]。哈爾濱工業(yè)大學(xué)冷勁松等人開展了形狀記憶聚合物蒙皮在變彎度機翼上應(yīng)用的研究[14]，在中國航天空氣動力技術(shù)研究院進(jìn)行了低速風(fēng)洞試驗，試驗來流速度12m/s；南京航空航天大學(xué)徐志偉等設(shè)計了一種由形狀記憶合金驅(qū)動的分段式變后緣結(jié)構(gòu)，對形狀記憶合金驅(qū)動元件的布局進(jìn)行了理論計算[15-16]，并進(jìn)行了空載與加載狀態(tài)下結(jié)構(gòu)運動實驗研究?？v觀國內(nèi)，目前的試驗研究還集中在低速范圍內(nèi)，關(guān)于變形體模型在亞跨聲速狀態(tài)下的試驗研究還未見報道。適用于亞跨聲速風(fēng)洞試驗的模型變形結(jié)構(gòu)以及變形對模型氣動性能的影響規(guī)律還有待進(jìn)一步研究與探索。

本文針對一套后緣偏角可光滑連續(xù)改變的二元機翼模型，在高速風(fēng)洞中利用模型變形視頻測量技術(shù)(Videogrammetric Model Deformation,VMD)對模型變形進(jìn)行了測量，驗證了氣動載荷作用下所設(shè)計結(jié)構(gòu)的變形能力，同時還研究了后緣偏轉(zhuǎn)對上翼面壓力分布的影響規(guī)律。

1 試驗?zāi)Ｐ?/h2>

本文提出了一種懸臂梁式柔性偏轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)。其作動原理為：當(dāng)形狀記憶合金升溫時，合金收縮驅(qū)動柔性節(jié)偏轉(zhuǎn)并帶動整個機翼后緣偏轉(zhuǎn)，柔性節(jié)偏轉(zhuǎn)時將儲存一定的彈性勢能；當(dāng)形狀記憶合金冷卻時，彈性勢能釋放，形狀記憶合金被重新拉伸，可供下一次變形驅(qū)動。變形結(jié)構(gòu)原理圖如圖3所示。

圖3 后緣偏轉(zhuǎn)原理圖Fig.3 Trailing edge deflection principle diagram

選取的基準(zhǔn)翼型為NASAsc-0714(2)超臨界翼型。試驗?zāi)Ｐ驼归L365mm，弦長150mm。0°迎角堵塞度約為2%。形狀記憶合金絲纏繞在機翼腹腔兩側(cè)的齒狀接頭上，采用壓緊螺釘將形狀記憶合金絲兩端固定。具體連接形式如圖4(a)所示?？紤]到形狀記憶合金絲排布疏密對安裝難易的影響，經(jīng)多次試驗后決定選取接頭齒間間距為15mm，即365mm展長的模型總共可以布置40根絲，如圖4(b)所示。本文采用的形狀記憶合金絲為西安賽特金屬材料開發(fā)有限公司生產(chǎn)的鈦鎳合金絲(鎳原子數(shù)分?jǐn)?shù)為50.1%)。形狀記憶合金絲的相變溫度為：MS=20℃，Mf=9℃，AS=45℃，Af=56℃。絲直徑1mm，預(yù)應(yīng)變 5.6%。采用漆包線間接加熱形狀記憶合金絲。由恒流穩(wěn)壓電源供電，加熱電流2.5A，穩(wěn)定后對應(yīng)溫度約為60℃。冷卻時，關(guān)閉電源停止加熱，采用自然冷卻的方式。通過控制電源的開斷控制變形。

(a) 形狀記憶合金固定方式

(b) 驅(qū)動機構(gòu)裝配示意圖圖4 模型裝配示意圖Fig.4 Schematic diagram of model assembly

安裝形狀記憶合金前對其進(jìn)行預(yù)拉伸，并在安裝時保留一定預(yù)緊力。驅(qū)動機構(gòu)安裝完成后，用玻璃膠填充整個機翼腹部空腔，并進(jìn)行修型(見圖5)。

圖5 機翼剖面Fig.5 Photo of the model’s wing section

為驗證所提出的柔性節(jié)的變形能力，在地面使用三坐標(biāo)機測量了機翼變形前后的剖面圖(見圖6和7)。結(jié)果表明，模型后緣最大偏轉(zhuǎn)位移為9.65mm，對應(yīng)的后緣偏轉(zhuǎn)角為10.9°，單程變形時間約為120s。結(jié)構(gòu)變形前、變形后機翼型面均實現(xiàn)光滑過渡。作為原理驗證模型，加熱方式較為簡單，其變形速度與調(diào)研文獻(xiàn)中10°/min的變形速度相比略慢，還有待提高。

圖6 測量現(xiàn)場照片F(xiàn)ig.6 Photo of measurement setup

圖7 三坐標(biāo)機測量結(jié)果Fig.7 Three coordinate measuring results

2 試驗內(nèi)容與設(shè)備

2.1試驗內(nèi)容

采用VMD技術(shù)和連續(xù)測壓技術(shù)分別測量了模型后緣偏轉(zhuǎn)變形量以及上翼面壓力分布。試驗條件如表1所示。

表1 試驗狀態(tài)表Table 1 Test condition

2.2風(fēng)洞

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心0.6m×0.6m風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座半回流暫沖式亞跨超聲速風(fēng)洞。試驗段橫截面0.6m×0.6m，上、下壁板可以更換，左右壁板固定。風(fēng)洞試驗馬赫數(shù)范圍為0.4～3.5。本期試驗選用特種試驗段，該試驗段上下壁板為槽壁，左右壁板為實壁，左右壁板各有一個方形光窗，適合VMD拍照和攝像。

模型通過專用接頭安裝在特種試驗段下壁板(見圖8)。規(guī)定：x方向為氣流方向，y方向垂直于來流向下，z方向由右手坐標(biāo)法則確定。模型加熱變形后，機翼后緣會在x-z平面內(nèi)，向-z方向偏轉(zhuǎn)。

圖8 模型在風(fēng)洞中安裝圖Fig.8 Model in the wind tunnel

2.3VMD設(shè)備與方法

VMD是一種光學(xué)測量手段，可通過一系列帶有標(biāo)記點的照片確定模型表面的空間坐標(biāo)位置，進(jìn)而確定目標(biāo)變形量[17]。該技術(shù)特別適用于測量風(fēng)洞試驗時機翼及操縱面的變形。如圖9所示，VMD系統(tǒng)的硬件組成包括：工業(yè)相機與鏡頭、工控機、光源以及模型表面的標(biāo)記點。

圖9 單相機VMD測量系統(tǒng)架構(gòu)Fig.9 Single camera VMD measurement system

試驗?zāi)Ｐ捅砻鏄?biāo)記點位于上翼面，具體位置如圖10所示，后緣從翼稍到翼根依次標(biāo)記為0～17號，前緣從翼稍到翼根依次標(biāo)記為18～35號，共18組。每組標(biāo)記點間左右間隔20mm，標(biāo)記點距前后緣距離均為5mm。試驗使用的VMD系統(tǒng)，由中國空氣動力研究與發(fā)展中心自主開發(fā)研制，系統(tǒng)動態(tài)角度測量精度可達(dá)0.01°。

圖10 上翼面VMD標(biāo)記點位置示意圖Fig.10 Position of the upper wing’s VMD mark point

3 試驗結(jié)果與分析

3.1數(shù)據(jù)處理

VMD系統(tǒng)通過對每一幀圖片進(jìn)行解算，可獲得標(biāo)記點在虛擬坐標(biāo)系中的坐標(biāo)值。具體的后緣偏轉(zhuǎn)位移與偏轉(zhuǎn)角需要根據(jù)標(biāo)記點的坐標(biāo)值計算而得。計算方法如下：

式中:r為后緣端點到柔性節(jié)起點的直線距離。

圖11 后緣偏轉(zhuǎn)角計算示意圖Fig.11 Calculation sketch of trailing edge deflection angle

圖12～16所示為處理后的后緣偏轉(zhuǎn)角分布圖。圖中橫坐標(biāo)為所測量的18個機翼剖面的編號，縱坐標(biāo)為機翼的后緣偏轉(zhuǎn)角。其中Ma=0.6、0.7和0.8，迎角為6°時，風(fēng)洞起動瞬間，翼稍處受沖擊瞬間姿態(tài)變形較大，標(biāo)記點丟失，未獲得變形數(shù)據(jù)。

圖12 Ma=0.4后緣偏轉(zhuǎn)角分布測量結(jié)果Fig.12 Measurement results of trailing edge deflection angle when Ma=0.4

圖13 Ma=0.5后緣偏轉(zhuǎn)角分布測量結(jié)果Fig.13 Measurement results of trailing edge deflection angle when Ma=0.5

圖14 Ma=0.6后緣偏轉(zhuǎn)角分布測量結(jié)果Fig.14 Measurement results of trailing edge deflection angle when Ma=0.6

圖15 Ma=0.7后緣偏轉(zhuǎn)角分布測量結(jié)果Fig.15 Measurement results of trailing edge deflection angle when Ma=0.7

3.2馬赫數(shù)對后緣偏角分布的影響規(guī)律

(1) 馬赫數(shù)越大偏角分布越不均勻

通過圖12～16可以看出：Ma=0.4和0.5時，模型后緣的變形均較為均勻，最大偏差在0.2°以內(nèi)。Ma=0.6～0.8偏轉(zhuǎn)角分布沿翼稍至翼根逐漸增大，其中Ma=0.7最大最小偏角相差0.82°。這是由于模型采用懸臂支撐，在氣動力作用下存在扭轉(zhuǎn)姿態(tài)變形，致使不同測量剖面的實際迎角有所不同，進(jìn)而導(dǎo)致不同剖面的氣動載荷大小不同，因此在高馬赫數(shù)、高氣動載荷時，偏轉(zhuǎn)角分布并不均勻。其中，Ma=0.7接近翼型的臨界馬赫數(shù)，迎角的微小變化會對模型上翼面流態(tài)產(chǎn)生較大的影響，因此分布變化最為劇烈。

圖16 Ma=0.8后緣偏轉(zhuǎn)角分布測量結(jié)果Fig.16 Measurement results of trailing edge deflection angle when Ma=0.8

(2) 馬赫數(shù)越大變形能力越差

圖17給出了迎角為2°時，不同馬赫數(shù)狀態(tài)下的后緣偏轉(zhuǎn)角分布。從圖中可以看出，隨著馬赫數(shù)的增加，后緣偏轉(zhuǎn)角逐漸降低，模型的變形能力逐漸減弱。Ma=0.4時，后緣偏轉(zhuǎn)角可達(dá)8.05°，Ma=0.8時，后緣偏轉(zhuǎn)角為6.9°(以中間8-26剖面為例)。

圖17 α=2°后緣偏轉(zhuǎn)角分布測量結(jié)果Fig.17 The measurement results of the angle distribution when α=2°

對變化過程曲線求導(dǎo)，可以獲得后緣偏轉(zhuǎn)角速度的動態(tài)變化歷程,由圖18給出。從圖中可以看出，最大變形角速度隨馬赫數(shù)的增加逐漸降低。

3.3迎角對后緣偏角的影響規(guī)律

由圖12～16可知，小馬赫數(shù)時迎角對后緣偏角的影響較小。Ma=0.4、0.5和0.6時，迎角為0°、2°和6°這3條曲線聚集在一起。而Ma=0.7和0.8的后緣偏角分布曲線間相距明顯加大。Ma=0.4時，不同迎角狀態(tài)所對應(yīng)的后緣偏轉(zhuǎn)角最大相差0.57°；Ma=0.8時，相差1.86°。因此隨著馬赫數(shù)的增加，迎角對模型變形能力的影響逐漸增強。

選取某一固定剖面的后緣偏轉(zhuǎn)變形為例進(jìn)行分析。考慮到翼稍處存在一定的三維流動效應(yīng)，而翼根處模型的扭轉(zhuǎn)變形分布不均勻，本文選取翼段中部的8-26剖面進(jìn)行分析，圖19為后緣偏角對比圖。

圖18 α=2°后緣偏轉(zhuǎn)角速度測量結(jié)果Fig.18 The measurement results of the angular velocity of deflection when α=2°

圖19 最大后緣偏轉(zhuǎn)角測量結(jié)果Fig.19 Measurement results of maximum trailing edge deflection angle

由圖可知，當(dāng)Ma=0.4～0.6時，后緣偏轉(zhuǎn)角在4°迎角時達(dá)到最小值；Ma=0.7、0.8時，后緣偏轉(zhuǎn)角隨迎角增大單調(diào)遞減。

圖20和21給出了Ma為0.5與0.7時變形前后上翼面壓力分布。Ma=0.5，迎角為6°與其他幾個迎角狀態(tài)相比(這里以2°迎角為例)，由于迎角增大，變形后機翼后緣流動不能再附著，發(fā)生了流動分離。分離后機翼后緣的壓力分布角明顯增大，導(dǎo)致6°迎角時上翼面后緣吸力及其對柔性節(jié)的力矩顯著降低。解釋了低馬赫數(shù)時，后緣偏角隨迎角增大而先減小后增大現(xiàn)象產(chǎn)生的原因。Ma=0.7時，各個迎角狀態(tài)下變形均會導(dǎo)致后緣發(fā)生流動分離(這里以2°、6°迎角為例)。且分離流后，后緣的壓力系數(shù)大小相近，即上翼面吸力產(chǎn)生的力矩相差不大。后緣偏角隨迎角增大而遞減可能是由于變形后下翼面流動受阻礙，壓力系數(shù)升高，下翼面升力增加造成的。

圖20 Ma=0.5變形前后壓力分布對比Fig.20 Comparison of pressure distribution before and after deformation when Ma=0.5

另一方面，通過對比變形前后的壓力分布曲線可以看出，后緣偏轉(zhuǎn)能明顯改變上翼面的壓力分布。在低馬赫數(shù)狀態(tài)，能加快上翼面的繞流流速，起到增升的作用。在臨界馬赫數(shù)附近，變形會使機翼前緣壓力平臺擴(kuò)張，柔性偏轉(zhuǎn)處產(chǎn)生一負(fù)壓峰，升力系數(shù)增加。但同時會致使后緣發(fā)生流動分離，增大壓差阻力。

4 結(jié) 論

通過對柔性變后緣機翼模型動態(tài)測變形、測壓試驗結(jié)果的分析，可以得出以下結(jié)論：

(1) 模型采用的智能材料結(jié)構(gòu)在高速氣動載荷作用下能實現(xiàn)后緣偏角連續(xù)光滑變形，且后緣偏轉(zhuǎn)變形能明顯改變上翼面壓力分布形態(tài)。該結(jié)構(gòu)可應(yīng)用于柔性變后緣機翼氣動特性風(fēng)洞試驗研究中。

(2) 氣動力作用下，機翼后緣偏轉(zhuǎn)角最大可達(dá)8.4°，最小5.6°。偏轉(zhuǎn)角分布在低馬赫數(shù)時較為均勻，在高馬赫數(shù)時由翼稍至翼根逐漸增加。

(3) 來流條件對所提出的智能材料結(jié)構(gòu)的變形能力影響顯著。隨馬赫數(shù)的增加，最大后緣偏角逐漸降低，變形速率也逐漸減小。迎角的影響與馬赫數(shù)相耦合。馬赫數(shù)越高迎角的影響越強。在低馬赫數(shù)時，隨迎角增大，后緣偏轉(zhuǎn)角先增后減；高馬赫數(shù)時，隨迎角增大，偏轉(zhuǎn)角單調(diào)遞減。通過對后緣壓力分布形態(tài)的分析得出，變形后后緣是否發(fā)生流動分離是影響智能材料結(jié)構(gòu)變形能力的關(guān)鍵因素。

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雷鵬軒(1991-)，男，陜西西安人，博士研究生。研究方向：實驗空氣動力學(xué)。通信地址:四川省綿陽市北川101信箱 (622762)。E-mail：leipengxuan@cardc.cn

(編輯：楊 娟)

Applicationofasmartmaterialstructureinthestudyofaerodynamiccharacteristicsofamorphingwing

Lei Pengxuan*,Wang Yuanjing,Lyu Binbin,Yu Li,Yang Zhenhua

(China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang Sichuan 621000,China)

In order to verify the feasibility and deformation capability of the intelligent material structure in the study on aerodynamic characteristics of the flexible variable trailing edge wing,the videogrammetric model deformation technique is used to measure the deflection of the trailing edge in the transonic wind tunnel,and the dynamic process of deflection is recorded.The pressure distribution on the upper wing surface is also measured.The Mach number is between 0.4 and 0.8,and the model’s angle of attack is between 0° and 6°.The influence of flow condition on the structure deformation is analyzed.The test result shows that the flexible structure of the model can bear the aerodynamic load of the transonic flow and achieve the deflection.When the driving force is constant,the deformation is influenced by the Mach number and the angle of attack.The increase of Mach number weakens the deformation ability of the intelligent structure,which leads to the decrease of the deformation speed and the decrease of the trailing edge deflection angle.The influence of the angle of attack is more complex,and couples with the influence of the Mach number.The higher the Mach number,the stronger the influence of attack angle.Finally,through the analysis of the pressure distribution,it is concluded that the flow separation is the key factor to influence the deformation capacity of the intelligent material structure.

morphing wings;high speed wind tunnel;videogrammetric model deformation;continuous smooth trailing edge;experimental research

V224

A

1672-9897(2017)05-0074-07

10.11729/syltlx20160166

2016-11-01;

2017-01-14

*通信作者 E-mail:leipengxuan@cardc.cn

LeiPX,WangYJ,LyuBB,etal.Applicationofasmartmaterialstructureinthestudyofaerodynamiccharacteristicsofamorphingwing.JournalofExperimentsinFluidMechanics,2017,31(5):74-80.雷鵬軒,王元靖,呂彬彬,等.一種智能材料結(jié)構(gòu)在變形體機翼氣動特性研究中的應(yīng)用.實驗流體力學(xué),2017,31(5):74-80.