【摘要】：機翼是飛機飛行過程中最為重要的部件,需要應對包括起飛、著陸、巡航、機動、爬升等多種飛行任務(wù)。此外,飛行過程中還會經(jīng)歷較大的重量變化、飛行高度變化、飛行速度變化以及飛行環(huán)境的變化。但是,在飛機設(shè)計過程中,機翼外形是一系列可能的飛行條件下的折衷方案,對于多數(shù)飛行狀態(tài)來說都不是最優(yōu)的設(shè)計。變體飛行器能夠顯著提升飛機在整個飛行包線內(nèi)的氣動特性,并進一步拓展其多任務(wù)飛行能力,是解決這一問題的主要方向之一。長期以來,為了減少設(shè)計折衷,使飛機能夠根據(jù)飛行狀態(tài)自發(fā)的調(diào)整機翼形狀,飛機研究、設(shè)計人員對于如何在飛行期間改變機翼幾何外形(變體機翼)的技術(shù)關(guān)注頗多。早期的變體機翼解決方案往往需要付出成本、復雜性或重量方面的代價。隨著技術(shù)的進步,先進結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)和智能材料的最新發(fā)展有助于克服傳統(tǒng)變體技術(shù)的局限性,并提高現(xiàn)有解決方案的總體收益。本文主要以自適應機翼變彎度后緣設(shè)計為目標,圍繞大變形蒙皮設(shè)計、基于分布式柔順概念的變彎度后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計與優(yōu)化、基于形狀記憶合金的主動激波控制鼓包等內(nèi)容進行研究。主要研究內(nèi)容和創(chuàng)新點包括:1、大變形柔性蒙皮設(shè)計研究:以變體機翼蒙皮設(shè)計為目標,研究了纖維增強彈性體蒙皮的設(shè)計、制備方法。根據(jù)非線性變形體動力學理論,給出了大變形柔性蒙皮的適用條件,即蒙皮內(nèi)張力不能為壓力。針對變彎度后緣結(jié)構(gòu),設(shè)計了具有一維單向大變形能力的0泊松比蒙皮。采用增量關(guān)系對蒙皮非線性力學特性進行分析,建立了柔性蒙皮的力學模型,并通過試驗對模型進行驗證。結(jié)果表明,蒙皮變形量50%,具有良好的單向拉伸變形的性能。針對柔性剪切變形機翼,提出一種用于剪切變形機翼的柔性蒙皮設(shè)計,通過集成粗纖維增強層、可變形二維柵格結(jié)構(gòu),完成了具備剪切變形能力的柔性蒙皮設(shè)計。剪切變形蒙皮實驗研究表明,采用粗纖維增強工藝,大幅提升了蒙皮的承載能力。與無纖維增強蒙皮相比,承載能力提高了60%,同時對蒙皮變形驅(qū)動力影響可以忽略。2、用于變彎度后緣的驅(qū)動器及驅(qū)動模式研究:以變彎度后緣為目標,分析了包括壓電泵直線驅(qū)動器、雙程形狀記憶合金絲、雙程形狀記憶合金條帶在內(nèi)的智能材料/結(jié)構(gòu)驅(qū)動器。通過實驗測試,確定了上述智能材料/結(jié)構(gòu)驅(qū)動器的輸出特性,明確了應用場景。壓電泵直線驅(qū)動器、雙程形狀記憶合金絲驅(qū)動器可用于后緣變彎度驅(qū)動,雙程形狀記憶合金條帶可與變彎度后緣結(jié)合用于流動控制。在此基礎(chǔ)上,分析了不同種類飛行器翼載荷大小。根據(jù)翼載荷的不同,提出了適用于不同翼載荷的驅(qū)動模式。3、面向低翼載飛機的主動柔性后緣技術(shù)研究:針對低翼載飛行器,提出了一種基于“分布式柔順”設(shè)計概念的主動柔順后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計。主動柔性后緣利用分布式柔順概念設(shè)計,機翼蒙皮采用高強度玻璃纖維層合板。上翼面蒙皮和下翼蒙皮經(jīng)由直線運動副連接,通過上、下翼面蒙皮之間的相對滑動,實現(xiàn)后緣連續(xù)變形。利用偽剛體模型對變彎度后緣進行簡化,并使用簡化模型建立了后緣結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計平臺。通過優(yōu)化結(jié)構(gòu)布局,大幅降低了后緣結(jié)構(gòu)內(nèi)部受力,提高了系統(tǒng)可靠性。在此基礎(chǔ)上,對采用多滑輪組驅(qū)動方案的后緣結(jié)構(gòu)氣動承載能力進行優(yōu)化,根據(jù)優(yōu)化結(jié)果搭建了實驗測試平臺,結(jié)果表明多滑輪組驅(qū)動方案具有較高的承載能力,可滿足低翼載(100)機翼的需求。4、面向高翼載飛機的主動柔性后緣技術(shù)研究:為了提高超臨界翼在不同任務(wù)條件下的氣動性能,提出了一種可實現(xiàn)后緣連續(xù)變彎度的自適應機翼變彎度后緣設(shè)計:主動柔性后緣(Active Compliant Trailing Edge,ACTE),并進行了結(jié)構(gòu)有限元仿真和CFD仿真計算分析,驗證了設(shè)計方案的可行性。主動柔性后緣采用了分布式柔順機構(gòu)設(shè)計思路,利用傳統(tǒng)的玻璃纖維復合材料作為蒙皮材料,通過多段式翼肋實現(xiàn)了后緣彎度的連續(xù)變形。CFD仿真分析結(jié)果表明,通過改變機翼后緣的偏轉(zhuǎn)位移、偏轉(zhuǎn)模式可以優(yōu)化不同任務(wù)狀態(tài)下翼型的氣動特性。在速度小于阻力發(fā)散馬赫數(shù)時(Ma=0.6),應用主動柔性后緣后,最大升阻比提高了7.96%,同時改善了高升力系數(shù)下的氣動特性。在阻力發(fā)散馬赫數(shù)附近,主動柔性后緣改善了高升力系數(shù)狀態(tài)下的升阻特性,最大升阻比提高不明顯。5、自適應激波控制鼓包用于改善高亞音速狀態(tài)下變彎度后緣氣動特性的研究:在阻力發(fā)散馬赫數(shù)附近,主動柔性后緣(ACTE)偏轉(zhuǎn)會誘發(fā)強激波,帶來額外的激波阻力,使氣動收益降低。為了弱化激波,提出了基于雙程形狀記憶合金的自適應激波控制鼓包(ASCB)概念,SMA鼓包能夠根據(jù)溫度調(diào)節(jié)自身構(gòu)型,對不同流場狀態(tài)下的激波進行控制。通過集成NURBS曲線建模和CFD仿真模塊搭建了ACTE-ASCB仿真優(yōu)化平臺,對不同后緣偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下的鼓包構(gòu)型優(yōu)化。研究結(jié)果表明合適的鼓包構(gòu)型可以有效弱化激波強度,減小波阻,提高ACTE的氣動收益,提高最大升阻比,改善高升力狀態(tài)下的升阻特性。與只使用主動柔性后緣的機翼變體模式相比,增加ASCB后,最大升阻比提高了約5.4%。
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V224
【圖文】：

變體機翼骨架是變體系統(tǒng)的主體，在滿足機翼變形要求的同，又要集成蒙皮、驅(qū)動、傳感系統(tǒng)。驅(qū)動器。驅(qū)動系統(tǒng)需集成在結(jié)構(gòu)骨架中，具有一定結(jié)構(gòu)性功能，所有的（典型的襟翼、副翼均是如此），并且完全繼承在變體結(jié)構(gòu)之中。形蒙皮。蒙皮系統(tǒng)也是一種具有特定骨架結(jié)構(gòu)功能的部件，需要同時滿由于蒙皮在機翼變形過程中需要面對較高的應變，以確保整個系統(tǒng)的順在變形方向上具有較小的彈性模量以減少驅(qū)動力負載，在其他方向具有動載荷。系統(tǒng)。與驅(qū)動系統(tǒng)相似，傳感系統(tǒng)也需要與機翼骨架、蒙皮完全集成。測量變形機翼中的多項參數(shù)，如位移、應變等。通過多傳感器數(shù)據(jù)分析系統(tǒng)。變形控制器通過集成來自傳感器網(wǎng)絡(luò)的信息，對變形驅(qū)動器的輸及多個驅(qū)動器的控制，因此變體機翼控制系統(tǒng)是典型的多輸入多輸出的題研究內(nèi)容，在下一節(jié)，以飛行器變形尺度為框架，就變體飛行器技術(shù)究現(xiàn)狀進行梳理。

圖 1.3Avion III 折疊翼變體飛行器，189大量實驗得到的翼型、螺旋槳漿葉相比901 年成功設(shè)計出實用、簡單的固定翼飛飛行者號通過一種簡單的變體形式“機曲、扭轉(zhuǎn)時，兩側(cè)機翼升力會不對稱，圖 1.4 飛行者一號n 推出了 Farman III 飛機。這是第一種利計，鉸鏈副翼氣動效率更高同時結(jié)構(gòu)更鉸鏈結(jié)構(gòu)代替早期的柔性結(jié)構(gòu)。

終[4]。圖 1.3Avion III 折疊翼變體飛行器，1897過大量實驗得到的翼型、螺旋槳漿葉相比，1901 年成功設(shè)計出實用、簡單的固定翼飛。飛行者號通過一種簡單的變體形式“機翼翹曲、扭轉(zhuǎn)時，兩側(cè)機翼升力會不對稱，從

【參考文獻】

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本文編號：2752631