【摘要】：機(jī)翼是飛機(jī)飛行過(guò)程中最為重要的部件,需要應(yīng)對(duì)包括起飛、著陸、巡航、機(jī)動(dòng)、爬升等多種飛行任務(wù)。此外,飛行過(guò)程中還會(huì)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(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中,機(jī)翼外形是一系列可能的飛行條件下的折衷方案,對(duì)于多數(shù)飛行狀態(tài)來(lái)說(shuō)都不是最優(yōu)的設(shè)計(jì)。變體飛行器能夠顯著提升飛機(jī)在整個(gè)飛行包線內(nèi)的氣動(dòng)特性,并進(jìn)一步拓展其多任務(wù)飛行能力,是解決這一問(wèn)題的主要方向之一。長(zhǎng)期以來(lái),為了減少設(shè)計(jì)折衷,使飛機(jī)能夠根據(jù)飛行狀態(tài)自發(fā)的調(diào)整機(jī)翼形狀,飛機(jī)研究、設(shè)計(jì)人員對(duì)于如何在飛行期間改變機(jī)翼幾何外形(變體機(jī)翼)的技術(shù)關(guān)注頗多。早期的變體機(jī)翼解決方案往往需要付出成本、復(fù)雜性或重量方面的代價(jià)。隨著技術(shù)的進(jìn)步,先進(jìn)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(yīng)機(jī)翼變彎度后緣設(shè)計(jì)為目標(biāo),圍繞大變形蒙皮設(shè)計(jì)、基于分布式柔順概念的變彎度后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化、基于形狀記憶合金的主動(dòng)激波控制鼓包等內(nèi)容進(jìn)行研究。主要研究?jī)?nèi)容和創(chuàng)新點(diǎn)包括:1、大變形柔性蒙皮設(shè)計(jì)研究:以變體機(jī)翼蒙皮設(shè)計(jì)為目標(biāo),研究了纖維增強(qiáng)彈性體蒙皮的設(shè)計(jì)、制備方法。根據(jù)非線性變形體動(dòng)力學(xué)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(duì)變彎度后緣結(jié)構(gòu),設(shè)計(jì)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(duì)蒙皮非線性力學(xué)特性進(jìn)行分析,建立了柔性蒙皮的力學(xué)模型,并通過(guò)試驗(yàn)對(duì)模型進(jìn)行驗(yàn)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(duì)柔性剪切變形機(jī)翼,提出一種用于剪切變形機(jī)翼的柔性蒙皮設(shè)計(jì),通過(guò)集成粗纖維增強(qiáng)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(jì)。剪切變形蒙皮實(shí)驗(yàn)研究表明,采用粗纖維增強(qiáng)工藝,大幅提升了蒙皮的承載能力。與無(wú)纖維增強(qiáng)蒙皮相比,承載能力提高了60%,同時(shí)對(duì)蒙皮變形驅(qū)動(dòng)力影響可以忽略。2、用于變彎度后緣的驅(qū)動(dòng)器及驅(qū)動(dòng)模式研究:以變彎度后緣為目標(biāo),分析了包括壓電泵直線驅(qū)動(dòng)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(dòng)器。通過(guò)實(shí)驗(yàn)測(cè)試,確定了上述智能材料/結(jié)構(gòu)驅(qū)動(dòng)器的輸出特性,明確了應(yīng)用場(chǎng)景。壓電泵直線驅(qū)動(dòng)器、雙程形狀記憶合金絲驅(qū)動(dòng)器可用于后緣變彎度驅(qū)動(dòng),雙程形狀記憶合金條帶可與變彎度后緣結(jié)合用于流動(dòng)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(dòng)模式。3、面向低翼載飛機(jī)的主動(dòng)柔性后緣技術(shù)研究:針對(duì)低翼載飛行器,提出了一種基于“分布式柔順”設(shè)計(jì)概念的主動(dòng)柔順后緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。主動(dòng)柔性后緣利用分布式柔順概念設(shè)計(jì),機(jī)翼蒙皮采用高強(qiáng)度玻璃纖維層合板。上翼面蒙皮和下翼蒙皮經(jīng)由直線運(yùn)動(dòng)副連接,通過(guò)上、下翼面蒙皮之間的相對(duì)滑動(dòng),實(shí)現(xiàn)后緣連續(xù)變形。利用偽剛體模型對(duì)變彎度后緣進(jìn)行簡(jiǎn)化,并使用簡(jiǎn)化模型建立了后緣結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)。通過(guò)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(duì)采用多滑輪組驅(qū)動(dòng)方案的后緣結(jié)構(gòu)氣動(dòng)承載能力進(jìn)行優(yōu)化,根據(jù)優(yōu)化結(jié)果搭建了實(shí)驗(yàn)測(cè)試平臺(tái),結(jié)果表明多滑輪組驅(qū)動(dòng)方案具有較高的承載能力,可滿足低翼載(100)機(jī)翼的需求。4、面向高翼載飛機(jī)的主動(dòng)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(dòng)性能,提出了一種可實(shí)現(xiàn)后緣連續(xù)變彎度的自適應(yīng)機(jī)翼變彎度后緣設(shè)計(jì):主動(dòng)柔性后緣(Active Compliant Trailing Edge,ACTE),并進(jìn)行了結(jié)構(gòu)有限元仿真和CFD仿真計(jì)算分析,驗(yàn)證了設(shè)計(jì)方案的可行性。主動(dòng)柔性后緣采用了分布式柔順機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)思路,利用傳統(tǒng)的玻璃纖維復(fù)合材料作為蒙皮材料,通過(guò)多段式翼肋實(shí)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(guò)改變機(jī)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(dòng)特性。在速度小于阻力發(fā)散馬赫數(shù)時(shí)(Ma=0.6),應(yīng)用主動(dòng)柔性后緣后,最大升阻比提高了7.96%,同時(shí)改善了高升力系數(shù)下的氣動(dòng)特性。在阻力發(fā)散馬赫數(shù)附近,主動(dòng)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(yīng)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(dòng)特性的研究:在阻力發(fā)散馬赫數(shù)附近,主動(dòng)柔性后緣(ACTE)偏轉(zhuǎn)會(huì)誘發(fā)強(qiáng)激波,帶來(lái)額外的激波阻力,使氣動(dòng)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(yīng)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(duì)不同流場(chǎng)狀態(tài)下的激波進(jìn)行控制。通過(guò)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(tái),對(duì)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(qiáng)度,減小波阻,提高ACTE的氣動(dòng)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(dòng)柔性后緣的機(jī)翼變體模式相比,增加ASCB后,最大升阻比提高了約5.4%。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V224
【圖文】：

變體機(jī)翼骨架是變體系統(tǒng)的主體，在滿足機(jī)翼變形要求的同，又要集成蒙皮、驅(qū)動(dòng)、傳感系統(tǒng)。驅(qū)動(dòng)器。驅(qū)動(dòng)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(shí)滿由于蒙皮在機(jī)翼變形過(guò)程中需要面對(duì)較高的應(yīng)變，以確保整個(gè)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(dòng)力負(fù)載，在其他方向具有動(dòng)載荷。系統(tǒng)。與驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)相似，傳感系統(tǒng)也需要與機(jī)翼骨架、蒙皮完全集成。測(cè)量變形機(jī)翼中的多項(xiàng)參數(shù)，如位移、應(yīng)變等。通過(guò)多傳感器數(shù)據(jù)分析系統(tǒng)。變形控制器通過(guò)集成來(lái)自傳感器網(wǎng)絡(luò)的信息，對(duì)變形驅(qū)動(dòng)器的輸及多個(gè)驅(qū)動(dòng)器的控制，因此變體機(jī)翼控制系統(tǒng)是典型的多輸入多輸出的題研究?jī)?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(jìn)行梳理。

圖 1.3Avion III 折疊翼變體飛行器，189大量實(shí)驗(yàn)得到的翼型、螺旋槳漿葉相比901 年成功設(shè)計(jì)出實(shí)用、簡(jiǎn)單的固定翼飛飛行者號(hào)通過(guò)一種簡(jiǎn)單的變體形式“機(jī)曲、扭轉(zhuǎn)時(shí)，兩側(cè)機(jī)翼升力會(huì)不對(duì)稱，圖 1.4 飛行者一號(hào)n 推出了 Farman III 飛機(jī)。這是第一種利計(jì)，鉸鏈副翼氣動(dòng)效率更高同時(shí)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(guò)大量實(shí)驗(yàn)得到的翼型、螺旋槳漿葉相比，1901 年成功設(shè)計(jì)出實(shí)用、簡(jiǎn)單的固定翼飛。飛行者號(hào)通過(guò)一種簡(jiǎn)單的變體形式“機(jī)翼翹曲、扭轉(zhuǎn)時(shí)，兩側(cè)機(jī)翼升力會(huì)不對(duì)稱，從

【參考文獻(xiàn)】

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1 冷勁松;孫健;劉彥菊;;智能材料和結(jié)構(gòu)在變體飛行器上的應(yīng)用現(xiàn)狀與前景展望[J];航空學(xué)報(bào);2014年01期

2 尹維龍;石慶華;田東奎;;變體后緣的索網(wǎng)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析[J];航空學(xué)報(bào);2013年08期

3 朱倩;徐志偉;戚健龍;楊媛;;基于DSP的變體機(jī)翼測(cè)控系統(tǒng)研究[J];傳感器與微系統(tǒng);2011年09期

4 李沛峰;張彬乾;陳迎春;陳真利;;減小翼型激波阻力的鼓包流動(dòng)控制技術(shù)[J];航空學(xué)報(bào);2011年06期

5 肖薇薇;陳務(wù)軍;付功義;;空間薄膜陣面結(jié)構(gòu)褶皺分析[J];宇航學(xué)報(bào);2010年11期

6 熊克,陶寶祺,姚恩濤;形狀記憶合金扭力驅(qū)動(dòng)器的力學(xué)模型和實(shí)驗(yàn)研究[J];航空學(xué)報(bào);2001年04期

7 方寶瑞,胡秉科,王惠軒,張玉蓮;機(jī)動(dòng)襟翼的氣動(dòng)特性[J];航空學(xué)報(bào);1981年03期

本文編號(hào)：2752631