李占科 ,牛 文,王 进

(西北工业大学航空学院,西安 710072)

0 引 言

柔性翼微型飞机是仿生学原理与飞机设计结合的产物,其特点是利用机翼结构的弹性变形改善微型飞机的气动特性以及对突风的适应能力[1],其原理如图1所示。不同布局的柔性翼具有不同的柔性,其改变微型飞机飞行性能的能力也有所差异。

图1 柔性翼原理Fig.1 Principle of flexible wings

设计制作的6种不同结构的柔性翼模型具有不同的柔度。通过风洞试验的方法,对6个柔性翼模型的气动特性进行了研究和分析。

1 柔性翼模型

柔性翼模型采用双椭圆布局,前后两个椭圆共长轴,翼展 200mm,根弦长171mm,展弦比 1.49,平均气动弦长145.15mm,其外形如图2所示。

图2 试验模型平面形状Fig.2 Planform of the test model

6种不同结构的柔性翼模型如表1所示：模型1为全刚性机翼;模型2、3为骨架结构柔性翼,骨架沿展向等间距分布;模型4～6为环形结构柔性翼,不同模型后缘所具有的柔度不同。

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柔性翼模型的机身和前缘均采用碳纤维-凯芙拉纤维织物铺设而成。模型2、3的骨架采用6k碳纤维单向铺层制作,模型4～6的环形后缘分别采用3k、9k和15k碳纤维单向铺层制作。所有复合材料都是用环氧树脂基在图3所示模具中常温固化。

图3 试验模型模具Fig.3 Mold of test models

2 风洞试验与结果分析

2.1 升阻特性试验和分析

试验在西北工业大学微型飞机风洞中完成,柔性机翼模型在风洞中安装见图4。试验风速10m/s(这一风速为微型飞机常用的巡航速度)。试验迎角从0°步进到16°,步进值为每次2°。试验结果如图5、6所示。

图4 微型飞机风洞中的柔性机翼模型Fig.4 Test model in MAV wind tunnel

从图5可以看出模型1～6在风速为10m/s的CL曲线,模型5具有最高的CL,其余柔性翼CL曲线均低于刚性翼。原因在于当柔性翼产生升力后,其表面的载荷会使机翼剖面发生弹性变形,该趋势会削减一部分升力的产生。

从图6可以看出模型1～6在风速为10m/s的L/D曲线。双椭圆柔性翼的 L/DMAX出现在4°或 6°迎角,以 6°居多,其中模型4在 4°迎角时 L/DMAX为 6个模型中的最大值10.976,模型5次之。除模型3外,所有柔性翼的L/D均高于全刚性机翼,如表2所示。以模型4为例,其L/DMAX与相同布局的刚性翼模型相比高出了29.1%,巡航优势明显。

图5 v=10m/s时模型1～6的CL曲线Fig.5 CLof Model 1～6 at v=10m/s

图6 v=10m/s时模型1～6的L/D曲线Fig.6 L/D of Model 1～6 at v=10m/s

表2 CL和L/DMAX以及对应迎角Table 2 CLand L/DMAXwith corresponding AOA

2.2 风速变化适应性试验及分析

柔性翼微型飞机的飞行环境属于低雷诺数环境,任何的风速改变都会对流动带来明显的改变。如从8m/s风速变化到12m/s风速时,该试验模型的雷诺数就从79522变化到了119283,变化率50%。而雷诺数的改变会导致机翼焦点位置发生改变,产生额外的低头或者抬头力矩,不利于微型飞机飞行。

为了研究不同布局柔性翼对风速变化的适应性,试验利用离散改变风速的方法来模拟分析不同布局柔性翼对风速变化的响应特性,随后利用函数插值形成连续风速变化的图表。试验风速变化为8→10→12m/s,试验结果如图7所示。

图7 L/DMAX对风速改变的响应Fig.7 Sensitivity of L/DMAXto velocity

由图7可见,模型 1、3和 6的变化趋势平缓,其中模型6的L/DMAX曲线数值最高;模型 2、4和5的曲线变化剧烈,说明模型对风速的响应明显。

表3为模型1、3和6在3种风速下L/DMAX的变化量。结果表明模型6在具有较高L/DMAX的情况下同时保持了良好的对风速变化的适应性。

表3 L/DMAX对风速变化的响应Table 3 Sensitivity of L/DMAXto velocity

3 结 论

通过对试验数据的分析,得出以下结论：

(1)采用柔性翼能够有效改善机翼的升阻特性,模型4具有最大的L/DM AX;

(2)模型1、3和6具有较好的对风速变化的适应能力,其中模型6的升阻特性最好。

[1] A LBERTANI R,STANFORD B,HUBNER P J,et al.Experimental analysis of deformation for flexible-wing micro air vehicles[R].AIAA 2005-2231.

[2] IFJU P,JENKINS A D,ETTINGER S,et al.Flexible-wing-based micro air vehicles[R].AIAA2002-0705.

[3] IFJU P,STANFORD B,SYTSMA M,et al.Analysis of a flexible wing micro air vehicle[R].AIAA 2006-3311.

[4] 熊超,宋笔锋,袁昌盛,等.微型扑翼飞行器机翼纵向力矩特性风洞实验研究[J].西北工业大学学报,2007,25(5)：733-736