机翼变弯度技术研究进展

通过改变机体结构气动外形，确保飞行器在不同飞行状态下持续获得最优气动效益，一直是航空领域的研究热点，而机翼变弯度(VCW)技术是其中一个重要研究方向。首先，分析总结了机翼变弯度技术所带来的综合收益，详细阐述了不同飞行器对机翼变弯度技术的具体需求；然后，分别从变弯度前缘和后缘回顾了过去数十年的发展历程，分析了当前面临的主要技术难点；最后，预测了未来发展趋势，并对机翼变弯度技术的未来研究方向提出了建议。     

宽体客机巡航机翼变弯度减阻技术

针对宽体客机可变弯度机翼,建立了适用于原理性研究的参数化模型,验证了方法的可行性。以CRM机翼为研究对象,开展了前后缘变弯度对气动力、压力分布和展向升力载荷分布的影响分析,研究了巡航速度多个升力状态下的最优变弯度,并对比了单独变后缘弯度和前后缘同时变弯度的差异。研究结果表明:宽体客机机翼前后缘小角度偏转可使气动特性产生较明显变化,其中后缘变弯度的影响更为显著;定升力状态下通过变弯度可改变机翼展向当地攻角及弯度分布,从而减小激波阻力或诱导阻力;在小升力系数时变弯度获得的减阻量不超过0.0001,而较大升力系数时可达0.0010,并同时降低翼根弯矩、改善激波诱导分离;相比于单独变后缘弯度,前后缘同时偏转可在进一步抑制抖振边界附近低头力矩增长的同时获得更大的减阻量。研究过程充分体现了建模方法在避免引入型面质量干扰、提高三维外形及网格生成效率上的优势,得到的原理性结论可为可变弯度机翼技术的工程应用提供参考。     

基于后缘襟翼偏转的大型客机变弯度技术减阻收益

为了满足工程实际约束,针对宽体客机内外襟翼位置与偏角卡位进行了机翼后缘变弯度减阻收益研究。使用雷诺-平均Navier-Stokes（RANS）方程对襟翼不同后缘偏角采用遍历的方式进行了气动力评估,得到后缘襟翼最佳偏角;探究了变弯度技术在非设计点的减阻收益,以及变弯度技术对宽体客机阻力发散和抖振边界设计要求的拓展能力,进一步采用远场阻力分解方法探究了设计结果的减阻机理。结果表明,在变马赫数的非设计点,考虑俯仰力矩系数配平之前,阻力能获得一些收益,但考虑俯仰力矩系数配平后,变弯度后的阻力系数不减反增;当升力系数发生变化时,变弯度在考虑俯仰力矩配平的情况下,均能取得一定的收益;变弯度技术也减缓了抖振点激波诱导分离的趋势,对抖振特性有较好的改善作用。基于后缘襟翼偏转的变弯度减阻收益评估和机理分析,能为宽体客机机翼变弯度设计提供参考。     

大型民机翼型变弯度气动特性分析与优化设计

为了提高飞机巡航过程中升力系数、马赫数变化后的气动效率,大型民用运输机开始采用机翼变弯度技术。以典型远程宽体客机翼型为例,研究了翼型后缘变弯度对气动性能与压力分布的影响。利用代理模型建立了不同巡航设计工况下,翼型后缘弯度与气动性能的关系。以此为基础,提出了基于代理模型的大型民机翼型变弯度设计优化方法。算例研究表明,在给定巡航升力系数与马赫数下,该方法可以预测出翼型的最佳弯度,从而改善非设计点气动性能。该方法对大型民机机翼变弯度构型设计工作有一定的工程意义。     

柔性机翼后缘结构变形重构研究

<正>随着航空技术日新月异的发展,传统飞行器的开缝式后缘襟翼已不能满足军用及民用领域的更高要求。现代变体飞行器主要通过变面积、变后掠角和变弯度等方式实现飞行器结构连续变化。柔性机翼后缘是一种重要的柔性变体结构,它将传统开缝式后缘襟翼结构替换为可连续偏转的柔性材料,实现机翼后缘的连续变形,实现机翼减重、降油耗和提高气动性能等目标。在可连续偏转柔性机翼后缘,使用过程中相对于传统的机翼,会产生较大的弹性变形,因此必须对其变形进行实时的监测和重构,在     

可变弯度机翼后缘形态重构光纤监测技术

可变弯度机翼是一种变翼型变体飞行器,在飞行过程中可根据不同的飞行环境自适应调整机翼弯度来提高飞行效率,从而适应复杂多样的任务环境。针对可变弯度机翼后缘形态与偏转角度实时监测需求,研究了一种基于光纤布拉格光栅传感器的机翼后缘形态重构方法。采用数值仿真方法分析可变弯度机翼后缘的形态变化特征,得到可变弯度机翼后缘偏转位移与偏转角度之间关系。给出光纤布拉格光栅传感器布局形式,构建了基于应变和曲率信息递推位移重构原理的机翼后缘形态和偏转角度监测系统。基于光纤布拉格光栅传感器的机翼后缘形态重构相对误差约为6.39%,偏转角度辨识相对误差约为7.47%。研究结果表明,所提方法能够为可变弯度机翼后缘形态感知、姿态自适应调整以及气动外形优化提供技术支撑。     

变弯度后缘与常规舵面机翼的颤振主动抑制对比

后缘变弯度机翼的气动弹性建模与稳定性分析日益受到关注。为了探究变弯度后缘相比常规偏转舵面机翼颤振主动抑制的方法与特点，以一个小展弦比后缘变弯度机翼为对象，首先建立结构有限元模型，并引入变弯度后缘变形模态和常规舵面偏转模态，采用亚声速偶极子格网法计算非定常气动力；然后使用基于最小状态法的有理函数拟合进行频域到时域模型的转换，建立两种构型机翼的气动弹性模型，并在建模时考虑了变弯度后缘与常规舵面控制带宽的差异；最后利用线性高斯二次型方法设计控制律进行颤振主动抑制，分析对比两种控制方式的特性差异。结果表明：采用变弯度后缘的闭环系统能够将颤振临界速度提高22%，其提升效果优于常规舵面，所需舵面偏转峰值更小。     

可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型气动特性分析

以变弯度翼型为研究对象,计算了其六种外形的绕流流场,分析了不同的连续光滑变形翼型与传统偏转翼型的气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理;与此同时,以形状记忆聚合物柔性蒙皮和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,并在风洞实验中测试了其气动特性。计算和实验结果表明:可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型能改进传统主翼-简单襟翼翼型的气动特性和流场分离特性;可变形段范围、转轴位置、后缘偏转角度、后缘高度等变形参数对气动特性具有显著影响。     

大型客机后缘铰链襟翼巡航变弯度气动性能数值研究

更高、更快、减阻是飞机设计三大永恒的追求。传统的固定翼飞机在进行优化设计时需兼顾各种飞行条件,寻求一个折中的最优解,而变弯度机翼的概念能有效解决这个问题,符合上述飞机设计的三大追求。着重研究大型宽体客机后缘襟翼刚性变弯度对巡航气动效率及跨声速抖振边界的影响。首先基于下垂式铰链襟翼机构,编制了机构引导下带扰流板联合偏转的后缘襟翼运动仿真程序,以自动生成不同襟翼偏角的巡航构型。在此基础上对巡航构型进行非稳态气动计算,获得跨声速区机翼抖振边界。以该抖振边界作为约束条件,以襟翼偏角、迎角为双变量,获得Cl-K关系图,得到最优升阻比曲线。本文中襟翼偏角变化为0°~±3°,间隔1°;迎角范围为-2°~5°,间隔1°。计算结果表明,变弯度构型较不变弯度构型升阻比有所提高,抖振边界约提高10%;变弯度构型可提高不同设计点的气动效率,实现减阻省油;跨声速区机翼抖振边界的提高扩大了飞行包线,使得飞机能飞得更高、更快。     

可变弯度机翼后缘的研究进展及其关键技术

简述了可变弯度机翼后缘结构的国内外研究进展,描述了现阶段的几种典型的可变弯度机翼后缘结构方案,提出了可变弯度机翼后缘结构设计的关键技术,分析了各项关键技术的设计要求和研究难点,为该项技术的进一步研究提供参考。     

自适应机翼翼型变形的研究现状及关键技术

自适应机翼具有巨大的应用潜力,是未来飞机设计的必然趋势,已经得到了广泛的关注。分别从自适应变弯度前缘、自适应变弯度后缘以及变厚度机翼三个方面阐述了其变形原理,并对使用的蒙皮、驱动方式、研究方法等进行了归纳总结,指出了未来的发展趋势,提出了自适应机翼亟需解决的关键技术,包括兼具大变形和高承载功能的柔性蒙皮的设计、自适应驱动系统设计、协同控制系统的设计、分布式传感器网络,可为自适应机翼结构的设计与实现途径提供一定的技术参考。     

一种前后缘连续变弯度翼型气动特性分析

提出了一种基于厚度不变的翼型前后缘连续偏转变形规律,并以NACA0015翼型为例,实现了翼型变弯度的参数化。以柔性伸缩蒙皮支撑结构和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,验证了变形规律。以前后缘偏转角度为参数,计算并分析了各个变形状态下翼型扰流流场和气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理。研究结果表明:在大迎角下,前缘偏转角对翼型失速有一定的抑制作用;在中小迎角范围内,翼型升阻比随着后缘偏转角的增大而增大,且不论迎角如何变化,总可以通过前后缘偏转来获得较高的升阻比。     

变弯度机翼参数化气动弹性建模与颤振特性分析

变体飞行器在变体过程中结构质量、刚度和阻尼特性会发生显著变化，导致其气动弹性效应十分复杂。如何高效、准确预测变体过程颤振边界是变体机翼结构动力学设计的难点问题之一。现有的非参数化气动弹性建模方法仅能针对单一变体构型进行颤振分析，对变构型的颤振需重复建模，效率低下且可能存在颤振边界丢失问题。针对后缘连续变弯度的变体机翼颤振分析问题，提出了一种参数化气动弹性建模新方法，并综合非定常气动力、流-固耦合插值和气动弹性建模，对变弯度机翼的参变颤振特性进行系统性分析。为验证该参数化建模方法在预测参变颤振特性的准确性，在变弯度机翼的参变模态特征、气动力计算和颤振预测等方面，进行了数值计算与对比研究。仿真结果表明，该方法可高效准确地预测全参数空间内变体机翼的参变颤振特性。     

远程民机变弯度机翼后缘外形变形矩阵气动设计

针对远程民机变弯度机翼后缘外形设计问题，从变形矩阵构建角度开展气动优化设计研究。参考指关节变形结构特点确定后缘变形外形参数化方法，基于代理优化算法，结合变形关联约束搭建了后缘外形变形矩阵气动优化设计流程，完成了以升力阶梯变化为特征的巡航任务剖面变形矩阵和由抖振点和阻力发散点构成的非巡航任务剖面变形矩阵的气动优化设计。研究表明，在巡航任务剖面，后缘变形减阻收益随着设计点升力相对基准点变化量的增加而增大，且高升力时的减阻量约为低升力的7～8倍。后缘变形减阻关键在于调整主翼压力分布，对变弯控制剖面偏度不敏感，考虑变形关联约束不会明显降低减阻收益，存在变弯控制剖面偏转规律相同、偏度与升力线性对应，且减阻收益明显的阶梯变形矩阵。在非巡航任务剖面，后缘变形同样具有明显的规律性，可有效降低抖振点的激波强度，但无法有效改善阻力发散。     

柔性变弯度后缘机翼的风洞试验模型优化设计

本文通过优化的方式设计了一种具有较高变形精度的适用于变体飞行器的柔性后缘变弯度装置。该装置通过结构的弹性变形传递力和运动，包括驱动器、一体成型的蒙皮与梁结构组成。在给定的结构拓扑形状下，为了寻找到最优的驱动、结构参数，本文系统化地提出了柔性变弯度后缘的设计框架。该设计框架包括了变弯度机翼外形参数化方法、变弯度气动外形的优化设计方法和结构参数优化方法，求解结构变形时考虑了几何非线性大变形，采用最小平方误差和考虑空间顺序的Fréchet距离来衡量后缘真实变形与目标变形之间的相似性。对比研究表明，最小误差距离不能捕捉到局部的噪声，而Fréchet距离可以很好地控制最大的变形误差，所需迭代次数较少，并能获得整体变形精度较高的结果。数值仿真验证了所提出的优化方法的有效性。本文对多种具有不同拓扑的初始结构进行参数优化，最大能提高91%变形精度。最后，利用增材制造技术实现了柔性变弯度后缘翼段，该部件具备下偏22.5°,上偏7.5°的变形能力。     

一种新的柔性蜂窝结构及其在变体飞机中的应用

变体色机要求机翼结构可以光滑连续地变形.机翼的蒙皮要有足够大的面内伸缩变形能力,同时还要有足够的面外承载能力.本文针对后缘变弯度机翼,设计出一种新的柔性蜂窝结构.研究了该柔性蜂窝的面内变形能力和形状参数的关系.仿真分析和试验验证表明,该柔性蜂窝结构具有足够的面内变形能力,变形后仍保持良好的面外承载能力,满足后缘变弯度机...     

一种柔性蒙皮设计技术及其在后缘变弯度机翼结构中的应用

变体飞机可在飞行包线内的不同飞行状态下获得最优气动效能,增强执行多种任务目标的能力,实现变体飞机结构的关键技术之一是柔性蒙皮的设计。本文介绍一种基于可变形蜂窝的柔性蒙皮结构,并研究了这种柔性蒙皮在后缘变弯度机翼结构上的应用,通过仿真分析和全尺寸原理样件地面试验验证,该结构满足真实飞行载荷条件下对变形能力和承载能力的要求。     

变前掠翼气动布局纵向性能研究

发展和改进了一种变前掠翼气动布局及其设计思想,设计了集战斗和轰炸于一体的通用任务模式,并根据设计指标和翼身融合技术初步设计了变翼几何外形。采用N-S方程计算了该几何外形不同构型的纵向气动性能,分析了机翼前掠角对不同任务模式下纵向气动性能的影响。结果表明,变前掠翼气动布局可通过改变机翼前掠角来获取最佳纵向气动性能。     

后缘连续变弯度对跨声速翼型气动特性的影响

针对后缘连续变弯度对跨声速翼型气动特性的影响进行了研究。首先不考虑翼型后缘连续变弯度,基于搭建的优化设计系统对跨声速翼型进行气动减阻优化设计,通过添加不同的约束优化得到两种跨声速翼型:无激波翼型和超临界翼型。然后在这两种翼型的基础上,以后缘偏转角度为设计变量、以阻力系数最小为目标,针对不同的升力系数分别进行优化设计,并根据优化结果深入分析后缘连续变弯度对这两种翼型极曲线特性的影响机理。优化结果表明:无激波翼型与超临界翼型相比,其设计点处的气动特性较好,但鲁棒性较差;升力系数小于设计升力系数时,应用后缘连续变弯度后,无激波翼型的极曲线特性明显提高,减阻最高达到3.9%,而超临界翼型的极曲线特性提高不明显;升力系数大于设计升力系数时,应用后缘连续变弯度后,无激波翼型和超临界翼型的极曲线特性都明显提高,减阻分别达到2.4%~18.1%和1.7%~13.2%。     

带连续变弯度后缘操纵面机翼的动态失速减缓

主动偏转后缘操纵面可以减小翼型动态失速对气动特性产生的不利影响。研究连续变弯度后缘操纵面在减缓翼型动态失速方面的性能,利用CFD 结合动网格方法,计算NACA 0012 翼型在大幅度俯仰振荡时的非定常气动力;从减缓效果和能量需求两个方面,对比传统刚性操纵面和两种连续变弯度操纵面的动态失速减缓性能。结果表明：当后缘操纵面按正弦脉冲规律偏转时,可以推迟前缘涡的产生,加速后缘涡的发展,降低压力分布在后缘的峰值,进而减小动态失速时翼型的低头力矩极值;后缘操纵面的弯度构型会影响减缓效果,在相同的偏转策略下,弯度描述函数为2 阶多项式的连续变弯度操纵面的减缓效果最好,且能量需求最小。