折疊翼變體飛行器非定常氣動特性實驗研究

袁明川，史志偉，程克明

（南京航空航天大學 航空宇航學院，南京 210016）

0 引 言

變體飛行器可以在飛行中改變自身的氣動構型，實現機翼面積、后掠角、展弦比等的大尺寸范圍的變化，從而使飛行器可以在變化很大的飛行環境下和在執行多種任務時始終保持良好性能［1-3］。隨著科學技術的發展和如今對飛行器在復雜環境下飛行以及執行多任務的要求，變體飛機的構想愈加受到世界各國的重視。1985～1992年美國開展了主動柔性翼（A F W）計劃，并于1996 年后擴展為主動氣動彈性機翼（AAW）計 劃［4］。2003 年，美 國 國 防 預 研 計 劃 局（DARPA）正 式 啟 動 了MAS （Morphing Aircraft Structures）研究計劃，提出了折疊機翼、滑動蒙皮機翼和伸縮機翼的設計方案，變體飛機的研究取得了許多實質性的進展［5-6］。與此同時，歐洲也啟動了由多個單位合作的3AS （Active Aeroelastic Aircraft Structures）計劃，將變體飛機的研制列入了研究日程，國外其他多所大學也紛紛開展了不同形式變體飛機的設計研究［7-11］。近幾年來，國內的相關高校和科研機構多次進行了變體飛行器驅動、控制研究和氣動特性的數值模擬工作，取得了一定的成果。

折疊機翼變體飛行器可以通過部分機翼的折疊運動改變飛機的機翼面積、高低位置、平面形狀、展弦比和后掠角，實現飛行器氣動外形的改變。研制出了一種能夠實現機翼可控折疊變形的飛行器的實驗模型，通過風洞實驗獲得了模型在不同的變體位置下的氣動參數和流場分布以及它在變體過程中氣動參數和流場的動態變化情況，總結出了變體飛行器靜態和動態下氣動特性的變化規律，并對其進行了簡單的流動機理的探究。研究結果可為變體飛行器的氣動設計提供一定的參考依據。

1 實驗模型結構和驅動

折疊翼變體飛行器實驗模型采用后掠式機翼，無平尾和垂尾。機翼由兩部分組成：與機身相鉸接的內側機翼；與內側機翼相鉸接的外側機翼。外側機翼、內側機翼、機身和連桿組成平行四邊形機構，從而使內側機翼繞機身轉動時，外側機翼與機身平面始終保持水平［12-15］。驅動器采用高精度伺服舵機，工作時利用計算機控制機翼做相應的變體運動。模型機翼完全展開時為近似三角翼布局，機翼展長l=0.6m，展弦比λ=3.12，后掠角χ1／2=17.5°；機翼完全折疊時展長l=0.36m，展弦比λ=2.06，后掠角χ1／2=26°。文中用θ表示內側機翼的折疊角度，θ=0°表示機翼處于完全展開狀態，θ=120°表示機翼處于完全折疊狀態。圖1為折疊翼飛機模型在不同變體狀態下的照片。

圖1 不同變體狀態下的模型照片Fig.1 The model photos with different morphing position

2 實驗儀器和實驗方法

實驗風洞為低速回流式開口風洞，最高風速40m／s，風洞最大湍流度0.07%，實驗段長1.7m，橫截面為1.0m ×1.5m 的矩形。氣動力與力矩測量采用六分量桿式天平。

折疊翼變體飛行器模型的風洞實驗在10m／s的風速下進行，實驗主要分為三個部分：（1）靜態測力實驗：測得模型在不同變體位置下的氣動力和力矩；（2）動態測力實驗：實驗時模型做勻速變體運動，測得模型在不同的迎角、變體速度下氣動力和力矩的動態變化情況；（3）PIV 流場測量實驗。

在進行數據處理工作時，不考慮變體運動對重心位置的影響，模型重心位置取為一個固定的點，參考面積S、展長l和平均氣動弦長bA取模型做變體運動時的實時變化值。相應的氣動系數計算公式為：

式（1）中，q∞表示來流動壓，S（θ），l（θ），bA（θ）分別表示模型的機翼在不同折疊角度下的投影面積、展長和平均氣動弦長。

考慮到動態測量時存在干擾信號，因而對數據進行了濾波處理。圖2為氣動特性動態變化曲線在數據濾波前后的一個對比。在動態實驗時，首先測量了無風狀態時機翼動態運動的天平數據，然后進行了有風狀態時的動態氣動力測量，用有風數據減去無風數據，去除慣性影響。同時，在動態實驗時，共采集了6個周期的數據測量值，并對實驗結果進行了平均值處理。

3 實驗結果與分析

3.1 靜態測力實驗結果

圖3（a）～（c）為折疊翼變體飛行器模型靜態實驗的氣動特性曲線。通過對這些曲線的觀察，得到了以下的規律：隨著機翼折疊角度θ的增大，模型失速臨界迎角從16°增大到22°；在θ=90°后，升力線斜率變??；升阻比在θ=0°時最大，在θ=120°時最??；θ=120°時模型焦點后移，縱向靜穩定性有所增大?？偟膩碚f，模型在機翼展開時的低速氣動特性要優于折疊狀態的氣動特性。

出現以上現象的原因可能是：θ增大時模型的展弦比減小，下洗作用增大，造成有效迎角減小，從而使得失速迎角增大；θ達到90°后，模型機翼運動至機身上方，模型內、外側機翼和機身部分相互影響，使得阻力系數增大，升力系數減小，同時機翼位置變化使得前緣渦對機翼影響減弱，這些都會造成升力線斜率的下降。

圖4是6°迎角下偏航力矩系數隨側滑角變化曲線，曲線的斜率在θ=90°時明顯大于其它的偏轉角度，這說明此時模型具有最大的航向穩定性。這是因為當θ=90°時，模型內側機翼豎起，可以充當垂直安定面，從而使得偏航穩定性增大。

3.2 動態測力實驗結果

圖5是模型的縱向氣動特性曲線，觀察升力特性曲線，可以看出θ在90°之前，機翼進行折疊運動時的升力系數Cy明顯小于進行展開運動時同一θ下的升力系數Cy。迎角α為8°時這個最大差值大概相當于自身升力系數的12%，α達到18°時模型失速，這個差值達到22%。這說明機翼進行折疊運動時產生了比較明顯的非定常氣動現象，而且失速前后這種現象更加的強烈。比較圖6中不同的折疊速度下模型升力系數的動態特性，可以看出模型折疊運動的速度越大，非定常效應越明顯。

圖5 不同迎角下變體運動對模型縱向動態氣動特性影響（ω=90°／s）Fig.5 The effects of the morphing motion on the longitudinal aerodynamic characteristics at different angle of attacks（ω=90°／s）

出現這種非定?，F象的原因可能是以下兩個：模型機翼對來流的相對運動速度造成有效迎角發生改變；模型的變體運動對它周圍流場特別是前緣集中渦的影響。

圖6 變體速度對動態氣動特性的影響（α=18°）Fig.6 The effects of morphing speed on the unsteady aerodynamic characteristics（α=18°）

分別對這兩個因素進行簡單的分析。首先，實驗中模型機翼進行的變體運動會對來流產生一個相對運動速度，這個相對速度使得同一θ下折疊過程有效迎角小于展開過程，從而造成升力系數和阻力系數的變化，這個因素在小迎角時起主要作用。對于第二個因素，模型機翼的展開運動會造成機翼下方的氣流向上翻卷，從而增大了前緣渦，前緣渦可以產生非線性渦升力，延緩機翼的失速，有利于升力的增加，這個因素在大迎角時發揮主要作用。在這兩個因素共同作用下模型的升力特性呈現如圖5所示的動態變化規律。

圖7為偏航角β=20°時折疊翼模型航向氣動參數的動態變化情況。從兩幅圖中可以看出，機翼折疊和展開時側力系數曲線和偏航力矩系數的曲線在折疊角度θ=90°之前基本重合在一起，沒有十分明顯的非定常氣動現象產生，在折疊角度θ=90°之后，機翼展開和折疊時的曲線并不重合開始有非定常氣動現象產生。這是因為θ=90°時模型內側機翼豎起充當了側向的主要受力面，在它的運動下產生非定常的氣動特性。

3.3 PIV 實驗結果

PIV 實驗對12°迎角下機翼后方5cm 處截面進行流場測量。圖8和9分別是靜態和動態情況下流場的變化情況，流場圖由渦量云圖和速度矢量圖構成，圖中粗線表示機翼位置。

圖7 變體運動對橫航向氣動特性影響（α=6°，β=20°）Fig.7 The effects of the morphing motion on the lateral aerodynamic characteristics（α=6°，β=20°）

圖8（a）～（c）是靜態情況下θ分別為0°、30°和120°時的流場分布，可以看出前緣渦隨著機翼折疊狀態的改變而轉移，當機翼折疊起來時前緣渦基本消失。

圖9是動態情況下θ=30°時機翼折疊過程和展開過程流場分布的對比，相對于折疊運動狀態，機翼的展開運動使得前緣渦增強，且前緣渦的位置向翼根方向移動。流場分布的這些變化和前文中氣動特性的變化是一致的。

圖9 變體運動過程中的流場變化（θ=30°）Fig.9 The change of flow field in the morphing motion

4 結 論

通過對折疊機翼模型在靜態和動態過程中的氣動特性實驗結果進行分析，并結合PIV 測量結果，可以得出以下結論：

（1）對于折疊翼變體飛行器，靜態情況下模型展開時的低速氣動特性優于折疊起來的狀態；

（2）折疊翼變體飛行器模型變體運動過程中有明顯的非定常效應，失速迎角前后非定常效應更加明顯；

（3）變體運動速度越大，非定常效應也越明顯； （4）非定常氣動效應產生的原因主要是機翼相對于來流運動和機翼變體過程中對前緣集中渦的影響。

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